研究表明，由于戰(zhàn)斗機(jī)的特殊要求，它們通常會(huì)推動(dòng)新技術(shù)的發(fā)展。近年來，工業(yè)界對(duì)輕質(zhì)材料的需求大幅增長(zhǎng)。如今，民機(jī)中復(fù)合材料的使用量已經(jīng)達(dá)到了50%以上，同時(shí)還提供了許多優(yōu)點(diǎn)，例如高比強(qiáng)度和高比剛度，優(yōu)異的疲勞性能和耐腐蝕性等等。通常，碳纖維復(fù)合材料輕量化結(jié)構(gòu)提供了增強(qiáng)的有效載荷、改進(jìn)的靈活性、短距起飛、遠(yuǎn)程任務(wù)和高機(jī)動(dòng)能力。

當(dāng)我們縱觀復(fù)合材料航空發(fā)展史，復(fù)合材料是在20世紀(jì)60年代首次應(yīng)用于軍用飛機(jī)，后來在20世紀(jì)70年代擴(kuò)展到民用飛機(jī)領(lǐng)域。經(jīng)實(shí)驗(yàn)證明，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件，與等效的鋁結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相比，可以實(shí)現(xiàn)15-20%的重量節(jié)省。因此，在某些情況下，結(jié)構(gòu)件的應(yīng)用導(dǎo)致零件成本顯著增加。碳纖維熱固性復(fù)合材料材料的應(yīng)用越來越多，從次級(jí)結(jié)構(gòu)、控制面開始，到后來的機(jī)翼和主機(jī)身結(jié)構(gòu)，這已經(jīng)證明幾乎所有的結(jié)構(gòu)型飛機(jī)部件都可以用這些材料制造，并且可以實(shí)現(xiàn)預(yù)期的效益。

現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)是由薄層預(yù)浸漬纖維堆疊成層壓板構(gòu)成。薄層中的纖維通常是單向（UD）碳纖維或預(yù)浸有聚合物樹脂的機(jī)織織物。機(jī)織物和UD帶都用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的制造業(yè)。由于自動(dòng)化的機(jī)會(huì)和成本，通常選擇UD預(yù)浸料。自動(dòng)化膠帶鋪設(shè)（ATL）和先進(jìn)纖維鋪設(shè)（AFP）等方法通常用于生產(chǎn)高成本零部件。

商用飛機(jī)用UD預(yù)浸料的纖維體積含量一般控制為55–57%。當(dāng)在高溫和壓力下固化時(shí)，它們會(huì)形成高剛度、輕量化的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件。對(duì)于航空結(jié)構(gòu)部件，與其他復(fù)合材料技術(shù)相比，碳纖維預(yù)浸料可提供最高的比剛度和比強(qiáng)度。例如，硼纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂復(fù)合材料被用于美國(guó)F-14和F-15戰(zhàn)斗機(jī)的尾翼蒙皮，但制造時(shí)使用的復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)重量百分比很小，F-15中復(fù)合材料用量?jī)H為2%。隨后，復(fù)合材料應(yīng)用比例逐漸提高，從F-18的19%上升到F-22的24%。

碳纖維材料也用于歐洲臺(tái)風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)。如下圖1所示，機(jī)翼蒙皮、前機(jī)身、襟翼和方向舵都使用了復(fù)合材料，增韌環(huán)氧表層約占外表面的75%。另一方面，使用復(fù)合材料不是戰(zhàn)斗機(jī)的特權(quán)，復(fù)合材料在商用飛機(jī)上的首次重大應(yīng)用是空客公司1983年在A300和A310的方向舵上的應(yīng)用，然后是1985年在垂直尾翼上的應(yīng)用。

圖1 歐洲臺(tái)風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)中的主要材料

由于復(fù)合材料具有較高的比剛度和強(qiáng)度，因此在運(yùn)輸應(yīng)用中受到廣泛關(guān)注，而由于重量較輕，燃料消耗和排放量都可以減少。據(jù)悉，一架客機(jī)每增加一公斤，每年需要增加130升燃料。可以預(yù)計(jì)，碳纖維復(fù)合材料的使用范圍將達(dá)到幾乎所有的區(qū)域和約40%的結(jié)構(gòu)重量將由碳纖維復(fù)合材料制成。在新型戰(zhàn)斗機(jī)的開發(fā)中，不斷提高性能的需求要求在載重結(jié)構(gòu)上大幅度減輕重量。除了設(shè)計(jì)技術(shù)的改進(jìn)（例如集成設(shè)計(jì)、優(yōu)化），碳纖維復(fù)合材料以及更高效的施工方法具有顯著的減重潛力。

在本系列文章中將會(huì)介紹戰(zhàn)斗機(jī)用碳纖維復(fù)合材料的選擇標(biāo)準(zhǔn)，以便在重量、強(qiáng)度和成本方面選擇最合適的材料來滿足要求，本文首先介紹了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)。

碳纖維復(fù)合材料廣泛應(yīng)用于許多現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)，如洛克希德·馬丁F-35閃電戰(zhàn)斗機(jī)、歐洲戰(zhàn)斗機(jī)、拉斐爾和薩博鷹獅。碳纖維材料是飛機(jī)承重結(jié)構(gòu)中應(yīng)用最廣泛的材料之一，例如：機(jī)翼蒙皮、襟副翼、垂直穩(wěn)定器、 機(jī)身和尾翼等。

歐洲臺(tái)風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)，約40%的結(jié)構(gòu)重量是碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料（上圖1）。重量節(jié)省可以增加有效載荷范圍，提供在恒定性能水平下縮小子系統(tǒng)尺寸的機(jī)會(huì)，或者可提供更好的燃料效率。

再比如，美國(guó)第五代戰(zhàn)斗機(jī)F/A-22，作為全球最先進(jìn)的飛機(jī)，它在機(jī)身、機(jī)翼和尾翼的最重要部分使用了碳纖維復(fù)合材料。事實(shí)上，這款軍機(jī)中的鈦合金占該總重量的40%，復(fù)合材料占34%。

此外，復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和耐久性促使了其他飛機(jī)部件的開發(fā)。如今的隱形飛機(jī)是由碳纖維增強(qiáng)聚合物制成的，因?yàn)樘祭w維具有優(yōu)越的性能，有助于減少熱輻射和雷達(dá)反射。圖2描繪了用于歐洲戰(zhàn)斗機(jī)的CFC（carbon fiber composites）機(jī)翼，該機(jī)翼通過彎曲和剪切配件連接到機(jī)身上。扭轉(zhuǎn)箱由承載蒙皮和連接到下蒙皮的抗剪梁和肋組成。

圖2 碳纖維復(fù)合材料機(jī)翼的強(qiáng)度標(biāo)準(zhǔn)

為結(jié)構(gòu)提供性能保證，必須確保箱體設(shè)計(jì)的主要標(biāo)準(zhǔn)。碳纖維復(fù)合材料的機(jī)械性能，例如高拉伸和壓縮彈性模量、高缺口拉伸和缺口壓縮強(qiáng)度等，提供了較高的襟副翼、足夠的蒙皮和梁腹板屈曲穩(wěn)定性以及較高的載荷引入強(qiáng)度。圖3顯示了駕駛艙區(qū)域中前機(jī)身的典型結(jié)構(gòu)，并說明了與機(jī)翼相同的標(biāo)準(zhǔn)在這里是如何主要有效的。

圖3 碳纖維機(jī)身典型截面結(jié)構(gòu)

在制造或使用過程中，結(jié)構(gòu)通常容易受到異物損壞，可能在碳纖維復(fù)合材料中產(chǎn)生幾乎不可見的分層，并可能導(dǎo)致壓縮強(qiáng)度降低。實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，分層可以在不同的過程中進(jìn)行，主要是受到?jīng)_擊損傷的影響。在這種情況下，通常無法從沖擊面檢測(cè)到分層。研究發(fā)現(xiàn)，分層大大降低了壓縮性能，因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)表現(xiàn)為一系列薄支柱，而不是原始厚截面。

沖擊后壓縮強(qiáng)度是關(guān)于應(yīng)力的另一個(gè)重要要求。如圖4所示，分層試樣的抗壓強(qiáng)度隨初始分層面積的增大而減小。孔洞越大，孔洞周圍的應(yīng)力區(qū)域越高，這會(huì)因裂紋而降低材料的強(qiáng)度。這可以通過失效模式來解釋。當(dāng)壓縮載荷施加到分層面積較小的試樣上時(shí)，分層將增長(zhǎng)并導(dǎo)致局部屈曲和破壞。

圖4 沖擊后壓縮強(qiáng)度與初始分層面積的關(guān)系

與金屬材料不同，CFC層壓板非常容易受到與靜強(qiáng)度相關(guān)的缺口的影響，因此它對(duì)破壞具有彈性，無法在缺口（螺栓孔、切口等）周圍發(fā)生局部屈服（圖5）。此外，層壓板缺口強(qiáng)度會(huì)受缺口尺寸的影響。

圖5 碳纖維復(fù)合材料層壓板的缺口拉伸強(qiáng)度

在缺口準(zhǔn)各向同性層壓板中，可能會(huì)發(fā)生局部屈曲，從而導(dǎo)致過早斷裂。因此，CFC制造的戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的主要標(biāo)準(zhǔn)包括拉伸和壓縮彈性模量、缺口拉伸和壓縮強(qiáng)度以及沖擊后壓縮強(qiáng)度（CAI）。此外，開孔壓縮中的強(qiáng)度降低不如拉伸中嚴(yán)重，這可能是因?yàn)閮魤嚎s強(qiáng)度本身明顯小于拉伸中的強(qiáng)度，并且已經(jīng)說明了壓縮應(yīng)力狀態(tài)下的一些強(qiáng)度降低特征。

此外，在潮濕的環(huán)境中，基體材料會(huì)吸收水分并降解，從而減少對(duì)纖維的支撐。上述一些性能隨著濕度和溫度的降低而降低，必須考慮最壞的干/濕條件和冷/熱環(huán)境的組合。

如果滿足制造要求，則只能通過查看總結(jié)構(gòu)重量影響來對(duì)不同半成品進(jìn)行最終評(píng)估。因此，所有由碳纖維復(fù)合材料制成的飛機(jī)部件（例如機(jī)翼、機(jī)身、翅片）均已初步受力，上述性能對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)總重量的貢獻(xiàn)如下：拉伸模量=7%、壓縮模量=40%、開孔抗拉強(qiáng)度=15%、填充孔抗壓強(qiáng)度=22%、承載強(qiáng)度=11%、沖擊后壓縮強(qiáng)度=5%。