【航空工业行业标准(HB)】 军用飞机复合材料结构设计指南

中华人民共和国航空工业标准
HB/Z322-98
军用飞机复合材料结构设计指南1999-01-06发布
中国航空工业总公司
1999－03－01实施
1主题内容与适用范围
1.1主题内容
1.2适用范围
2引用标准
3术语
5设计选材原则
5.1一般要求
5.2夹层结构的材料选择
6设计许用值确定
6.1许用值与设计许用值
6.2确定设计许用值的一般原则
6.3设计许用值的确定方法
7结构设计的一般要求
7.1复合材料结构设计的基本要求目
7.2复合材料结构铺层设计的一般要求7.3复合材料结构的强度设计要求7.4复合材料结构的刚度设计要求7.5复合材料结构的耐久性设计要求7.6复合材料结构的损伤容限设计要求7.7复合材料结构的工艺性要求·8结构设计
8.1层压板设计…·
8.2夹层结构设计·
主要构件设计
8.4复合材料整体油箱设计
8.5混杂复合材料结构设计
9连接设计：
9.1机械连接
9.2胶接·
9.3混合连接
连接防腐·
10结构设计新技术
10.1三维编织/树脂传递模塑RTM(ResinTransferMolding)技术缝合/树脂膜渗透RFI(ResinFilmInfusion)技术10.2
10.3干缝合/树脂传递模塑RTM技术.
10.4隐身设计技术
11结构分析
11.1一般要求
11.2静强度与刚度分析
气动弹性剪裁
耐久性与损伤容限
动力分析
11.6计算机软件
12环境防护
12.1环境介质的腐蚀及控制
12.2生物腐蚀及其控制……
12.3雨蚀及其防护
12.4复合材料与金属的电偶腐蚀防护雷击及其防护
12.6静电及其防护
13制造工艺与质量控制
13.1成形工艺
13.2机加与装配工艺
13.3质量控制标准
缺陷、损伤与无损检测
13.5质量保证措施
14设计研制和验证试验
一般要求
14.2试验载荷/环境谱-
14.3试样和元件性能试验
14.4结构静强度验证
14.5结构耐久性验证
14.6结构损伤容限验证
结构动强度验证
15维修性要求
15.1一般要求
15.2改善复合材料结构维修性的要求2
中华人民共和国航空工业标准
军用飞机复合材料结构设计指南1主题内容与适用范压
1.1主题内容
HB/Z322-98
本标准规定了军用飞机复合材料结构的设计要求，并推荐了满足有关要求的设计方法。1.2适用范围
本标准适用于军用飞机的各类增强纤维/树脂基复合材料结构及金属与复合材料混合结构中的树脂基复合材料部分（玻璃钢雷达罩结构除外）：有类似复合材料结构的直升机可参照使用，但不适用于直升机的升力系统、操纵系统和其他机械系统中的复合材料结构。2引用标准
GJB437
GJB 775.1
GJB 776
GJB1267
GJB2876
GJB/Z9001
HB6129
3术语
军用飞机强度和刚度规范总则
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用软件开发规范
军用飞机结构完整性大纲
军用飞机损伤容限要求
军用软件维护
飞机结构通用规范
飞行载荷
其他载荷
地面载荷
水上飞机的水载荷和操作载荷
可靠性要求和疲劳载荷
气动弹性不稳定性
地面试验
核武器效应
飞机要求
质量体系设计、开发、生产、安装和服务的质量保证模式飞机雷电防护要求及试验方法
中国航空工业总公司1999-01-06发布1999-03-01实施
HB/Z322-98
3.1复合材料Composites,Compositematerials由两种或两种以上组分相材料组成的材料，各组分相材料基本上仍保持其原来各自的物理和化学性质，彼此间有明显的界面。3.2碳纤维复合材料CFRP(CarbonFiberReinforcedPlastics）以碳或石墨纤维为增强材料的树脂基复合材料。3.3芳纶复合材料KFRP(KevlarFiberReinforced Plastics）以芳纶为增强材料的树脂基复合材料。3.4混杂纤维复合材料Hybridcomposites由两种或两种以上纤维增强同一种基体的复合材料。3.5热固性复合材料Thermosettingcomposite以热固性树脂为基体的复合材料。3.6热塑性复合材料Thermoplasticcomposite以热塑性树脂为基体的复合材料。3.7基体Matrix
将增强材料敛集粘合在一起以形成复合材料的组分相材料。3.8增强材料Reinforcement
置于基体中能使形成的复合材料力学性能显著提高的增强相组分材料，如各种高强度、高模量纤维等。
3.9.单向带Tape
以长纤维为经向而在纬向加少量且更细的纤维纺织加工成不同宽度的带，漫胶后称为预浸单向带、简称预浸带。
3.10织物Fabric
由长纤维按经向、纬向等方向编织而成的一种编织物。3.11预浸料Prepare
将树脂基体浸涂到纤维或织物上，通过一定的处理后贮存备用的中间材料。3.12空隙率Porosity
复合材料中夹杂空气、气体或空腔的一种表示方法。通常以单位数量材料的总空洞体积与总体积(实心+空洞)的百分比来表示。3.13分层Delimitation
由层间应力或制造缺陷等引起的复合材料铺层之间的脱胶破坏。3.14吸湿Moistureabsorption
复合材料在环境条件下吸进水分的一种行为。3.15吸湿量Moisturecontent
复合材料曝露于大气环境或其他环境条件下吸进水分的度量，用质量百分数表示。3.16共固化Cocure
指不同的复合材料制件在一次固化中同时完成固化和胶接过程的工艺方法。3.17 二次胶接Secondary bonding2
HB/Z322-98
指已固化了的不同复合材料制件通过胶粘剂再次进行胶接固化的过程。3.18残余应力Residual stress
在复合材料中一般指复合材料制件内部由于固化后的降温和吸湿等引起的应力。3.19铺贴Lay-up
制造复合材料制件过程中用手工或机械按一定方向和顺序逐层铺放预浸料的过程。3.20架桥Bridging
一个或多个铺层在跨越圆角或台阶等处时与其他铺层之间未完全接触的情况。3.21正轴On-axis
与材料主方向重合的参考坐标轴。3.22偏轴Off-axis
与材料主方向不重合，有一个偏转角的参考坐标轴。3.23耦合Coupling
一种外力引起与其不对应的基本变形的效应称为耦合。3.24失效准则Failurecriterion复杂应力-应变状态下，材料失效的判据。3.25层间应力Interlaminar stresses除层板的三个面内应力分量外,指与厚度方向有关的另外三个应力分量,即az、Ty。3.26层间剪切Interlaminarshear指层间应力分量中的两个剪切分量外，即t云、Tzy，也称横向剪切。复合材料层间剪切强度较低，是它的一个弱点。
3.27铺层Ply
复合材料制件中一层单向带或织物称为一个铺层，是复合材料制件中一个最基本单元。3.28铺层角Plyorientationangle每一铺层的纤维方向与制件的参考坐标X轴之间的夹角，由X轴到纤维方向逆时针旋转为正。
3.29铺层顺序Plystacking sequence铺贴中具有各种不同铺层角的铺层的排列次序。3.30铺层递降Plydrop
随载荷的变化在一段距离上相应地逐步减少某些铺层的情况。3.31层压板（层合板）Laminate由单向或多向铺层压制而成的复合材料板。3.32对称层压板Symmetriclaminate全部铺层及其各种特性和参数相对于板的几何中面对称的层压板。3.33均衡层压板Balancedlaminate铺层的各种特性和参数相同，相对于一参考轴，铺层角为+6与-的铺层数相等的层压板称为相对于该参考轴的均衡层压板。3.34均衡对称层压板Balancedsymmetriclaminate3
既均衡又对称的层压板。
3.35层压结构LaminatestructureHB/Z322-98
由若于个层压件连接而成的结构。层压件的种类可以是层压板、加筋板、夹层板、梁、墙桁条、肋、框等。
3.36许用值Allowable
在一定的载荷与环境条件下，由试样、元件或细节件等试验数据，经统计分析后确定的具有一定置信度和可靠度的性能表征值。3.37设计许用值Designallowables为保证整个结构的完整性具有高置信度，在许用值的基础上，由设计师规定的设计限制值。
3.38A基准A-basis
是一个力学性能的限定值，在95%的置信度下，99%的性能数值群的值高于此值。3.39B基准B-basis
是一个力学性能的限定值，在95%的置信度下，90%的性能数值群的值高于此值。3.40典型值Typicalvalue
从至少5个试样作出的有效试验结果中得出的算术平均值。3.41环境条件AmbientconditionsEnvironmentconditions制件使用和存放的周围条件，包括温度、湿度、紫外线照射、雷电、噪声、腐蚀、燃油浸泡等情况。
3.42湿热效应Hygrothermaleffect由吸湿和温度变化引起制件尺寸和材料性能改变的现象。3.43损伤容限Damagetolerance
指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。3.44耐久性Durability
指结构在规定时间期限内，抵抗开裂、应力腐蚀、腐蚀、热退化、脱层、磨损和外来物损伤的能力。
3.45偏差Discrepancy
一个允许的制造上的异常，可由计划的检测方法检出。偏差可能产生于加工、制造和装配的过程中。
3.46缺陷Flaw，Defect
加工、制造或装配过程中产生的制造上的异常。在规定的标准内是允许的，在规定的标准外属超差，是不充许的。
3.47损伤Damage
制造或使用中引起的结构上的异常。通常由机械加工、紧固件安装和外来物撞击等引起。3.48冲击损伤Impactdamage
专指由外来物撞击引起的结构上的异常。3.49无损检验NDI(Non-DestructiveInspection）4
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一种不破坏、不损伤原结构的质量检验方法，如目视、敲击、超声波探伤、声发射、X射线等检验方法。
4总则
应根据复合材料结构自身的特点，在结构中应满足材料选择、设计分析以及制造工艺、试验等诸方面的要求。此外，针对具体的飞机战术技术要求和新技术的不断涌现并转入实用，还应满足一些特殊的要求(如生存力、可靠性等)。5设计选材原则
5.1般要求
设计选材时应综合考虑下列要求：a.所选材料应根据设计要求具有适当的比强度和比刚度；b.应具有适当的抗冲击损伤性能：c.必须满足使用环境的要求；
d.与相接触的材料应有良好的相容性；e.应有良好的工艺性：
f.应符合使用要求的电学性能：g.应满足技安和环保要求；
h.应有可靠而且稳定的材料来源；i.应有尽可能低的价格。
5.2夹层结构的材料选择
5.2.1面板材料的选择wwW.bzxz.Net
面板材料的选择实际上就是纤维和树脂的选择，具体要求同5.1条。5.2.2芯子材料的选择原则
芯子材料的选择除满足选材的一般要求外，还应综合考虑下述原则：a.芯子的材料应有较低的密度与足够的强度和刚度；b.芯子应有良好的胶接性能：
c.芯子材料应与面板材料的电化学性能相匹配，以避免在介质作用下产生电偶腐蚀：d.芯子材料应满足电磁性能要求。5.2.3胶粘剂的选择原则
胶粘剂的选择应遵循下列原则：a.胶粘剂应有足够的胶接强度(含剥离强度),，以满足设计要求；b.胶粘剂应有足够的耐环境性能；c.胶粘剂形态(胶液、胶糊或胶带)的选择，应具有良好的工艺性，并满足胶层厚度的要求;
d.应选择挥发性组分含量低的胶粘剂。若采用挥发性组分含量高的胶粘剂时，构件必须采取措施让挥发性组分逸出而不致对胶接产生副作用；5
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应用足够数量（根据对数据的可靠性要求）土45。铺层层压板试样，按下列两种方法进行试验和获取数据，取二者中的较低值，并经数理统计处理后确定剪切设计许用值：a.在最严重的使用环境条件（通常为湿热）下进行多次加载-卸载的拉伸（或压缩）试验并逐步加大峰值载荷的量值，测定无残余变形的最大剪切应变值：b.在最严重的环境条件（通常为湿热）下，多次施加小载荷后，将其单调拉伸加载至破坏测定各级载荷下的应力和应变，由应力-应变曲线上线性段的最高值确定其剪切应变值。6.3.4许用值的数值基准
复合材料力学性能的数值基准可分为A基准、B基准和典型值。采用何种基准应根据具体工程项目的结构设计准则而定。复合材料结构一般采用B基准值，而弹性常数均采用典型值。
7结构设计的一般要求
在复合材料结构设计中，除对具体飞机复合材料零件、构件和结构的要求外，对一般飞机复合材料结构通常应满足下列几方面的要求。7.1复合材料结构设计的基本要求一般飞机复合材料结构通常应满足下列几方面的要求：a.复合材料结构一般按许用应变设计。当按其他方法设计时，应保证结构在使用载荷下有足够的强度和刚度，并在设计载荷下安全裕度应大于零；b，要防止与复合材料相接触的金属零件的电偶腐蚀问题：C.对于飞机某些部位的复合材料结构，如机头锥、机翼与尾翼的前缘和翼尖、整体油箱、电气设备舱等必须满足全机的电磁兼容要求。应当分别完成防雷击、防静电和电磁屏蔽的设计与验证试验；
d.尽可能地利用共固化工艺，将复合材料结构设计成整体件，但应注意共固化引起的结构畸变；
e.应尽可能采用成熟的或经验证的结构形式；f.在整个结构设计中应始终贯彻低成本设计原则。7.2复合材料结构铺层设计的一般要求复合材料结构的铺层设计应满足下列要求：a，除特殊需要外，结构应尽量采用对称铺层，并在主要承载方向均衡铺贴，以避免耦合引！起翘曲：
b.应最大限度地利用纤维方向具有的高强度和高刚度特性；c.由0°、90°、土45°铺层组成的结构，上述任铺层角的铺层，其最小铺层百分比应大于或等于6%~10%；
d.连接区的铺层设计应使与钉载方向成土45°的铺层百分比大于或等于40%，与钉载方向一致的铺层百分比大于25%，以保证连接处有足够的剪豁强度和挤压强度，同时也有利于载荷扩散和改善应力集中；
e.对于在使用中容易受到外来物冲击的结构，其表面几层应均布于各个方向，且相邻铺7
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层的夹角尽可能小，以降低基体受载与减少层间分层。对于仍不满足抗冲击要求的部位，应局部采用混杂复合材料；
f.对于承受集中力冲击的部位，应局部加强，沿载荷方向铺设足够的铺层以承受冲击载荷，并配置一定数量与载荷方向成土45°的铺层，以扩散集中载荷；g.在梁、墙、框、肋及加筋条的突缘部位，应布置较大比例的0°铺层以提高突缘的局部屈曲强度和提供轴向承载能力；
h.应使相邻铺层的夹角最小，以降低层间剪切应力（尤其在结构开口区）；i.在结构变厚度区域，对铺层数递增或递减形成的台阶，要求每层台阶宽度相近且等于或大于2.5mm，并在表面铺设连续覆盖层以防剥离：i.同一铺层角的铺层不宜过多集中在一起，超过四层易出现分层。7.3复合材料结构的强度设计要求复合材料结构的强度设计应满足下列要求：a：安全系数应从现行的强度规范或专门为型号制定的强度设计准则中选取：b.强度计算应采用经验证的失效准则：c.当结构使用温度范围很宽或在不同温度下复合材料性能变化较大时，应按结构使用温度划分温度区间。在选用材料力学性能数据的过程中，材料弹性常数选取试样在相应温度区间测定的平均值，强度计算时用材料在相应温度区间的许用值，并选取相应温度区间各飞行情况中的最大使用载荷作为应力分析用的外载。7.4复合材料结构的刚度设计要求复合材料结构的刚度设计应满足下列要求：a.复合材料结构在使用载荷下不充许产生有害的变形。如不防碍飞机的安全操纵的变形等；
b.要注意利用复合材料铺层的正交各向异性特性和结构的层压特性，通过合理地选取铺层角、铺层比和铺层顺序，以最小的质量达到所要求的刚度；c.对有刚度要求的一般部位，弹性常数的数值基准可选取对应温度区间的平均值。对于刚度有严格要求的部位，弹性常数的数值基准应选取对应温度区间的B基准值。7.5复合材料结构的耐久性设计要求复合材料结构耐久性设计的一般要求，是在使用载荷/环境谱作用下，其经济寿命应大于使用寿命。
7.5.1结构细节设计
耐久性细节设计是保证复合材料机体结构满足耐久性要求的前提条件，要用耐久性分析来选择和确定结构细节，控制应变水平是耐久性细节设计的关键。具体设计时应满足下列要求：
a.设计使用寿命期内，在规定的使用环境中工作的复合材料机体结构不应有引起功能降低或维护费用过高，或二者兼有的有害损伤（裂纹）的产生：b.稳定水平飞行和地面停机受载情况下，不应在复合材料结构中引起损伤（裂纹）的持续增长；
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c．应把在早期耐久性研制试验及使用中已发现的那些疲劳损伤出现的概率减至最小；d，复合材料结构在设计使用寿命期内，必须防止由于损伤引起的结构刚度不连续影响到结构安全性和使用功能；
e.复合材料结构至少应达到自前金属结构达到的同一安全水平。7.5.2薄壁结构的耐久性设计
复合材料薄壁结构指蒙皮厚度较薄的复合材料加筋板和以复合材料为面板的夹芯结构。它对使用中常见的低能量重复冲击很敏感。这种结构进行耐久性设计时应考虑以下几点：a.根据复合材料结构可能遭受的损伤类型对结构分区，并在研制试验中评定不同区域结构的耐久性对相应损伤的敏感性：b.根据对一架一般使用的飞机结构，在它整个使用寿命期内可能遭受冲击的研究结果估计这种冲击的幅值和频率；
c.采取提高层压板抗冲击损伤能力的措施。如：在层压板中增加45°层所占百分比，并将45°层铺设在外表面。如果可能，表面层使用混杂复合材料；或者采用双向织物。7.6复合材料结构的损伤容限设计要求对军用飞机，复合材料机体结构的初始缺陷尺寸假设见表1。损伤容限的设计要求分以下两方面。
表1初始缺陷/损伤尺寸假设
缺陷/损伤形式
冲击损伤
初始缺陷/损伤尺寸
长100mm，深0.5mm的表面划伤
面积等于直径为50mm的圆，分层形状对该部位是最危险的分层由直径25.4mm半球形头冲击物引起的损伤，其冲击能量为136J或产生2.5mm深凹坑所需冲击能量值中的较小者；当板厚小于2.5mm时，其冲击能量为产生深度等于板厚凹坑所需的值7.6.1剩余强度要求
结构的剩余强度应满足下列要求：a.含初始缺陷的结构：含有表1中所规定的初始缺陷尺寸的结构必须能承受20倍寿命中出现一次的最大载荷。若此载荷小于使用载荷，要求结构的剩余强度满足使用载荷要求；若此载荷大于使用载荷，要求结构两倍未修使用寿命后的剩余强度的上限值为一倍寿命中所出现的最大载荷的1.2倍；
b.含使用损伤的结构：根据使用损伤的可检度，结构剩余强度要求见GJB2876中的有关规定。
7.6.2损伤增长要求
为保证军用飞机最小可接受的未修使用期为两倍使用寿命，其损伤增长应满足：a.对制造缺陷，在两倍使用筹命期内，由表1确定的缺陷尺寸不增长或止裂：9