论文摘要：飞机复合材料典型结构设计与实验验证

低成本化和整体化是目前复合材料结构设计和制造的趋势，传统热压罐结合共固化/共胶接技术的大面积整体成型技术和以RTM(树脂传递模塑)为代表的低成本复杂结构整体成型技术已在航空航天复合材料结构中得到广泛应用，此两种成型技术的整体化结构的设计与验证技术已成为国际复合材料结构发展的研究热点。以典型飞机复合材料结构作为研究对象，研究其设计、制备及验证技术，对提高我国飞机复合材料整体结构研制水平具有重要意义。本文较系统研究了RTM整体化成型的元件级的各类接头、构件级的加筋板与翼盒，以及全尺寸部件级的机翼的设计、制备及验证技术，取得重要研究成果：(1) 建立了设计分析各类接头、加筋板、翼盒以及机翼的有限元模型(包括各类接头及开口工字梁的强度预测、蒙皮-加筋开口壁板的屈曲、翼盒的稳定性和模态分析、机翼优化设计模型等)，实验验证了上述模型的有效性和预测精度，从而，搭建了上述典型结构的静强度、稳定性及动力学设计分析平台，为飞机复合材料结构设计奠定了基础。预测结果表明：拉伸载荷作用下，接头三角区存在层间拉伸正应力和剪应力，会导致层间开裂；开口工字梁孔边的横向拉伸正应力会导致面内横向微裂纹，横向微裂纹向层间扩展形成层间分层；采用翻边补强，能有效提高蒙皮-加筋大开口壁板屈曲载荷，翻边后最大应力远离了孔的自由边，增加翻边宽度和翻边深度均可提高屈曲载荷，采用低而密的纵横加筋对提高屈曲载荷更有效；采用对称铺层蒙皮有利于提高翼盒轴向压缩与轴向扭转屈曲载荷及固有频率，而不利于面外弯曲和弯扭组合情况；腹板减薄和增加腹板45˚铺层比例均不利于提高，甚至会大幅度降低屈曲载荷及固有频率；对8种机翼的结构分析得知，工字梁机翼的综合效能最高，其次为后C型梁机翼，蒙皮-腹板机翼的综合效能最差，小翼采用前缘局部补强可获得最好的承载效率。(2) 建立了各类接头、加筋板、翼盒以及机翼的RTM树脂流动仿真模型，优化其注射方式及工艺参数，指导模具设计，并进行了实物制备验证，从而，构建了上述典型结构数字化制备的工艺优化平台，为飞机复合材料结构制备奠定了基础。分别采用水溶性型芯技术的RTM工艺和真空袋技术，制备了形状复杂的复合材料翼盒和机翼，探索了飞机复杂复合材料结构的整体化制备技术。水溶性型芯可方便中间芯模的脱模，同时，采用纳米涂料对水溶性型芯表面进行封孔处理，并贴上聚四氟乙烯膜，不仅防止树脂渗入型芯，还保证了型芯表面的光洁度，型芯中间骨架的定位保证了翼盒的尺寸精度。(3) 设计了各类接头、加筋板、翼盒以及机翼的静、动强度实验方案和夹具，完成了上述结构件的静、动强度验证试验，提出了实验结果分析与评估方法。实验结果表明：T接头拉伸破坏为三角区树脂开裂导致，压缩破坏则由底板弯曲折断造成；π接头三点弯曲试验失效为在上三角区外圆角分层，裂纹沿三角区树脂与圆角纤维间的界面扩展，结构最终破坏为横梁加载处的弯曲断裂；单孔工字梁三点弯曲试验失效首先从上凸缘三角区树脂压溃开始，裂纹沿蒙皮和腹板中面扩展，随后腹板在压缩和剪切作用下不断出现纤维压坏，并向孔边扩展，凸缘分层导致载荷的骤降，最终孔边破坏导致整个结构失效；双孔工字梁三点弯曲试验破坏与单孔工字梁相似，凸缘的分层导致载荷的骤降，腹板破坏先沿两边扩展，然后再向孔边扩展，孔边破坏导致结构整体失效；工字梁机翼具有最高的三点弯曲载荷重量比，其次为前C型梁机翼，蒙皮-夹芯机翼的承载效率最低；梁式结构机翼的破坏主要为加载点与支点间前缘的剪切破坏，蒙皮-加筋机翼则表现为支点处的前缘剪切失效，蒙皮-夹芯机翼为中央翼上蒙皮的压缩破坏。建立了基于不完全试验数据的疲劳可靠性测定方法，该方法充分考虑了数据信息，更接近实际情况，能给出更合理的疲劳性能，三个应用实例表明，本文方法有效，使用方便，能应用于工程实际。建立了基于灰关联度理论和模糊算法的复合材料结构综合效能评判模型，这些模型均能充分考虑各个指标的影响，为复合材料结构优化设计提供了量化评判准则，评判结果合理有效，对工程设计具有参考价值。