先进复合材料飞机发展探秘.doc
《先进复合材料飞机发展探秘.doc》由会员分享,可在线阅读,更多相关《先进复合材料飞机发展探秘.doc(40页珍藏版)》请在咨信网上搜索。
1、(完整版)先进复合材料飞机发展探秘提要与传统上飞机使用的铝合金相比,复合材料不仅重量轻、强度好、劲度高、还耐热、耐腐蚀,又有很好的抗疲劳性,因此在讲求性能的军用飞机上应该是最受欢迎的材料。但事实上军用飞机上的复合材料使用重量百分比与人们预期的有很大的出入,原因在于复合材料价格较贵,而且航空工业界对复合材料也没充分信心。为鼓励航空工业界广泛使用复合材料,美国空军在2009年试飞了一架几乎全复合材料的货机,希望建立起工业界对复合材料的信心,进而开发出性能卓越的新航空器.复合材料是由强度较高的纤维(fiber)与强度低但能使纤维维持于一定位置的基体(matrix)材料所组成。纤维使基体的强度增加,而
2、基体又将纤维固结在一起,使各纤维平均分担负载,并保护纤维免于外界的机械性或化学性磨损,二者相得益彰.日常生活中我们常看见的钢筋混凝土就是复合材料的一种,其中钢筋就是纤维,而混凝土就是基体。复合材料会因不同的纤维成份而有不同的性能,即使同一成份的复合材料,由于纤维在基体中排列方向的不同,也会显示出千差万别的性能,人们就是利用这种差异使复合材料可以充分发挥其独特的性能,这是金属材料万万不及的.纤维+基体=复合材料发展简史复合材料在飞机上的运用早在第二次世界大战时就开始了,当时的飞机雷达罩就是用玻璃纤维强化塑料(FiberglassReinforced Plastic)制造的,但这只是普通的复合材料
3、。复合材料发展到今天,先进复合材料已成为主流,这种材料主要是由碳纤维(石墨纤维)、硼纤维、陶瓷(ceramic)纤维等,与环氧树脂(epoxy)、聚珗亚胺树脂(polyimide)等基体所组成的复合材料.P-61的透明玻璃纤维强化塑料雷达罩先进复合材料的发展,始于20世纪60年代对纤维丝(filament)及积层板(lamina)的研究,当时美国对复合材料的结构零件的设计与制造也不遗余力大力开发,这些努力的成果就是首次应用在F14生产型水平尾翼上的硼纤维/环氧树脂复合材料蒙皮,皮与金属件相比,重量减轻18.此时复合材料的应用只是作为金属的代用品,用在不承受主要负载的次要结构处,这样既能拥有复合
4、材料的轻重量优点,也比较能得到航空工业界低风险要求的认同。因此在随后几年中,C5前缘缝翼(slat)、F-4的方向舵、F-5的襟翼、F111的扰流板(spoiler)、F15的减速板、B1的武器舱门、C-17的副翼、F16的起落架舱门等,纷纷使用先进复合材料来减轻结构重量。当时航空工业界仍在摸索复合材料的特性,因此这些零件都不是主结构,以避免在大负载下影响飞行安全。F-15E的平尾和减速板采用了复合材料蒙皮1958年,美国俄亥俄州克里夫兰市(Cleveland)的帕马技术中心(Parma Technical Center),物理学家贝肯(Roger Bacon)发现了高性能碳纤维。在之后几年里
5、,中心的科学家就开发出一套制造方法,把人造丝(rayon)经由热拉伸(hotstretching)方式,让碳纤维分子对齐而增加纤维的劲度(stiffness),制造出高模数(highmodulus)的碳纤维.AV-8B的复合材料翼盒(wing box)20世纪60年代中期,日本和英国的研究人员相继开发出不需热拉伸,而是经由氧化(oxidize)再碳化(carbonize)聚丙烯晴(Polyacrylonitrile,PAN)纤维,就可制出高强度(high-strength)、高模数的碳纤维。20世纪70至80年代中期,由于碳纤维/环氧树脂在性能和价格上都比硼纤维/环氧树脂优异,所以成为最受欢迎
6、的复合材料原料,被用于F15、B-1、F-16的生产型结构件上。1978年,碳纤维复合材料开始用于制造战斗机主结构,如F-18和AV8B的翼盒(wing box),和金属件比较,这两种翼盒各减轻了11和17%的重量。先进复合材料在早期应用于美国军机的情况请参见下表。美国生产型战斗机零件金属/复合材料重量比较结构件位置金属件重量(磅)复合材料件重量(磅)降低重量百分比后机身F111平尾114286624F14平尾100582518F15平尾52739525F-5垂尾1198530机翼AV8B机翼114394917F18机翼1843164111机身AV-8B前机身22917125B1机背纵梁148
7、582944控制面F-5襟翼342526B1襟翼877316F4方向舵644220其它位置C-5前缘缝翼24119021B-1前缘缝翼746118F-15减速板1128921A-7减速板1237440F111扰流板201715F-16起落架舱门534220B1武器舱门14712912这个时期复合材料在飞机结构上的应用取得了长足的发展,格鲁曼(Grumman)X29前掠翼验证机、比例复合材料公司(Scaled Composites)不需空中加油就能环球飞行的“航行家”(Voyager)、贝尔-波音V22“鱼鹰”(Osprey)倾转旋翼机由于特殊的要求,也只有复合材料才能适用。X-29的机翼蒙皮是
8、由单向性(unidirectional)复合材料预浸布(preimpregnated)沿不同方向一层层粘贴而成,让机翼结构具有各向异性(anisotropic)特性,以满足气动发散(divergence)和颤震(flutter)的需求。“航行家”使用了碳纤维蜂窝夹芯结构,在轻重量下提供足够的强度与劲度,让飞机起飞时所携带的燃油足足达到结构重量的十倍以上。“鱼鹰”的结构重量中复合材料占了42,其复合材料轭架(yoke)是连接桨叶和旋转枢轴(rotor hub)的关键零件,承受桨叶的离心力和升力、传送发动机的扭力到桨叶、允许桨叶的挥舞(flapping)、调整桨叶的倾角(pitch)。这几种飞机都
9、极端依赖复合材料的优异特性,来满足其设计要求.V22的复合材料轭架只有复合材料才能满足X-29A前掠翼验证机的机翼气动设计要求借助复合材料,“航行家成为了飞行油箱20世纪90年代,先进复合材料的发展重点是在维持结构性能不变的条件下,降低制造成本。以前的复合材料设计及制造,都只是把复合材料当成金属的替代品。制造出来的零组件仍用固定件(fastener)相互接合,大幅抵销了复合材料轻重量的优点,组装复合材料零件耗费人力较多,也推高了整体成本,因此这个时期的发展重心在于把复合材料的制造及组装成本,降低到低于金属零件的程度。20世纪90年代初,美国空军研究实验室(Air Force Research
10、Laboratory)了解到与传统金属材料比较,先进复合材料虽然具有大幅减轻飞机结构重量的潜力,但航空工业界却不愿使用,仅少量应用于新研制的飞机中。例如在F-22项目初期,预定复合材料使用量会占全机重量的一半,但最后实际使用量只占全机重量的四分之一。虽然美国当时一些其它的战斗机如F-15、F-16、F-18都已有少量使用复合材料的先例,但F22在考虑复合材料结构的制造成本后,还是降低了原定的使用量.为了消除航空工业界对先进复合材料成本高昂的顾虑,美国空军研究实验室启动了复合材料可负担性倡议(Composites Affordability Initiative-CAI)。可负担性倡议CAI团队
11、发现要降低使用复合材料的成本,关键因素就是要降低结构组装成本。军用飞机有着数以千计的结构件,并用数以万计的固定件完成组装,而钻这些固定件孔及安装固定件最耗费人力.如果能以一体成形方式造出结构零件,并以胶结(bond)方法相互接合,结构组装的费用就能大幅度降低.因此CAI的目标,就是要让航空工业界对复合材料大型胶结式结构的强度建立足够的信心。在为期十多年的项目过程中,复合材料可负担性规划团队针对一体成形结构和胶结式结构,完成两项重要的技术开发真空辅助树脂转注成模(Vacuumassisted Resin Transfer Molding)以及形接头(Pi joint)。真空辅助树脂转注成模多年来
12、被广泛用于大型游艇制造上,是把干燥的复合材料纤维布叠放在模具(mold)内,通过略低于大气压的真空压力,把液态树脂灌入复合材料纤维叠层间,再低温(相对于热压炉(autoclave)内温度而言)固化(cure)的一种工艺,和传统的把复合材料放入热压炉加以固化的方式相比较有两个很大的优点一、不需要热压炉,因此可省下不少的设备投资成本,零件尺寸也不会被热压炉的大小所限制;二、典型的真空辅助树脂转注成模程序中,树脂是在较低的温度固化,夹持零件的工具采用中等密度的纤维板(fiberboard)即可,不必使用热压炉中所需的耐高温材料。真空辅助树脂转注成模所需的真空压力只需要抽干塑料薄膜中的空气就能获得真空
13、辅助树脂转注成模工艺中的真空压力不到1.05千克/平方厘米,远小于热压炉内7。03千克/平方厘米的压力,无法充分挤压复合材料纤维布,因此会有多余的树脂残留在叠层间。与热压炉比较,此工艺制出的复合材料零件一般会较厚、较重。但大尺寸热压炉的设备投资成本相当昂贵.NASA为固化一个直径10米的太空发射载具桶形复合材料结构,曾建造了一座直径12米,长24米的热压炉,事后检讨直接制造成本大约是4000万美元,但安装及后续操作、维持经费则高达6000万美元。由于国防经费逐年紧缩,美国国防部对未来武器研制要求是必须时间短、价格便宜,所以美国空军认为只有发展上述不需热压炉(Outofautoclave)的复合
14、材料制造工艺,才能满足这两项要求。NASA耗资巨大的热压炉虽然航空工业界多年来也有真空辅助树脂转注成模的使用经验,但都用在次要结构上,CAI需要证明这种工艺也能有效应用在主要结构的制造上。CAI为此制造了各种全尺寸飞机结构零件,包括类似F-35的一体式前机身、机翼、垂直尾翼;类似X45A的油箱及机翼贯穿结构(wing carry-through);类似X-45C的机翼;C-17运输机的加劲蒙皮主轮舱门,以验证该工艺做出的结构零件,不论在复合材料内的纤维含量还是每片材料的厚度都能和热压炉零件相媲美。CAI开发的类似F35的机翼结构类似F35的垂尾结构类似F35前机身的座舱结构类似X45A的油箱及
15、机翼贯穿结构类似X45C的机翼现役F18“大黄蜂”战斗机和“全球鹰”(Global Hawk)无人机已经使用了胶结式结构接头,但航空工业界由于过去的经验对此种接合方式还是不太放心,主要原因就是很难分辨胶结“良好”与胶结“不良”的差别,阻碍了这种结构接合方式广泛应用。CAI在胶结式结构的研究成果主要是形接头,是一种剖面形状类似希腊字母的加劲结构,可与机体蒙皮及其搭接结构同步固化(co-cure)或是同步胶结(cobond)。形接头具有许多优点首先是提供结构余裕度(redundancy),形接头的两根垂直凸缘,作用类似双搭接剪力(double lap shear)接头,可增加与搭接结构(如梁、肋、
16、保形框、加强条等)胶结的面积,形成强固的传力接合件;形接头的水平凸缘与蒙皮大面积胶合,提供充裕的胶结强度,若此部位因胶结不良须以金属固定件补强时,也能承受固定件的承载(bearing)应力。另外,胶结式结构在使用胶料时,都得注意胶料暴露于空气中会逐渐失去粘着性的外置时间(out time),形接头在涂抹胶料时,耗费时间相对较短,所以粘性失效的问题较小。CAI开发出的形接头CAI所做的试验显示在低温下与结构蒙皮同步固化的形接头,其本身强度是它与蒙皮搭接强度的五倍,也就是说如果用在飞机主结构上,形接头不会是最先被破坏的结构弱点。CAI将类似X-45A的机翼贯穿结构和类似X-45C的机翼,依序进行了
17、设计限制负载(design limit load)静力试验(static test)、损伤情况下的两倍服役寿命疲劳试验(fatigue test)、设计极限负载(design ultimate load)静力试验、以及最后的结构损坏负载测试,证明外力需超过设计极限负载才会造成两试验结构完全损坏。另外还以F-35机翼的全尺寸结构试验件,进一步证明了复合材料结构对枪、炮弹射击有相当好的抵抗性,且结构组装时间还可以大幅度减少.和传统的零件接合先对齐、钻孔、去除钻孔毛边、再对齐、安装固定件的施工时间相比较,依结构尺寸大小,以形接头接合的组装时间可以节省5080,换算成组装成本约可节约2050%。CAI
18、虽然成功开发了真空辅助树脂转注成模及形接头,但国防工业界对此并不十分捧场,只有C17运输机的主起落架舱门使用了该技术。洛马(Lockheed Martin)的JSF规划书中,计划在主要承受负载结构件上采用形接头,而第一架的系统发展验证机(System Development and Demonstration)也的确使用了这种结构,但后来洛马的生产型F-35在遭遇经费超支及重量超重问题时,公司高层决定把形接头改用金属接合来取代,声称这样可以降低成本和减轻重量.CAI团队检讨后,认为如果能用全尺寸飞机进行一次大型复合材料一体成形和胶结式结构的飞行验证,那么国防工业界在以后发展新飞机时必能增加使用
- 配套讲稿:
如PPT文件的首页显示word图标,表示该PPT已包含配套word讲稿。双击word图标可打开word文档。
- 特殊限制:
部分文档作品中含有的国旗、国徽等图片,仅作为作品整体效果示例展示,禁止商用。设计者仅对作品中独创性部分享有著作权。
- 关 键 词:
- 先进 复合材料 飞机 发展 探秘
1、咨信平台为文档C2C交易模式,即用户上传的文档直接被用户下载,收益归上传人(含作者)所有;本站仅是提供信息存储空间和展示预览,仅对用户上传内容的表现方式做保护处理,对上载内容不做任何修改或编辑。所展示的作品文档包括内容和图片全部来源于网络用户和作者上传投稿,我们不确定上传用户享有完全著作权,根据《信息网络传播权保护条例》,如果侵犯了您的版权、权益或隐私,请联系我们,核实后会尽快下架及时删除,并可随时和客服了解处理情况,尊重保护知识产权我们共同努力。
2、文档的总页数、文档格式和文档大小以系统显示为准(内容中显示的页数不一定正确),网站客服只以系统显示的页数、文件格式、文档大小作为仲裁依据,平台无法对文档的真实性、完整性、权威性、准确性、专业性及其观点立场做任何保证或承诺,下载前须认真查看,确认无误后再购买,务必慎重购买;若有违法违纪将进行移交司法处理,若涉侵权平台将进行基本处罚并下架。
3、本站所有内容均由用户上传,付费前请自行鉴别,如您付费,意味着您已接受本站规则且自行承担风险,本站不进行额外附加服务,虚拟产品一经售出概不退款(未进行购买下载可退充值款),文档一经付费(服务费)、不意味着购买了该文档的版权,仅供个人/单位学习、研究之用,不得用于商业用途,未经授权,严禁复制、发行、汇编、翻译或者网络传播等,侵权必究。
4、如你看到网页展示的文档有www.zixin.com.cn水印,是因预览和防盗链等技术需要对页面进行转换压缩成图而已,我们并不对上传的文档进行任何编辑或修改,文档下载后都不会有水印标识(原文档上传前个别存留的除外),下载后原文更清晰;试题试卷类文档,如果标题没有明确说明有答案则都视为没有答案,请知晓;PPT和DOC文档可被视为“模板”,允许上传人保留章节、目录结构的情况下删减部份的内容;PDF文档不管是原文档转换或图片扫描而得,本站不作要求视为允许,下载前自行私信或留言给上传者【精****】。
5、本文档所展示的图片、画像、字体、音乐的版权可能需版权方额外授权,请谨慎使用;网站提供的党政主题相关内容(国旗、国徽、党徽--等)目的在于配合国家政策宣传,仅限个人学习分享使用,禁止用于任何广告和商用目的。
6、文档遇到问题,请及时私信或留言给本站上传会员【精****】,需本站解决可联系【 微信客服】、【 QQ客服】,若有其他问题请点击或扫码反馈【 服务填表】;文档侵犯商业秘密、侵犯著作权、侵犯人身权等,请点击“【 版权申诉】”(推荐),意见反馈和侵权处理邮箱:1219186828@qq.com;也可以拔打客服电话:4008-655-100;投诉/维权电话:4009-655-100。