复合材料技术发展结构试验的经验

过去２０年，美国航空航天局（ＮＡＳＡ）出台了一系列有关复合材料结构的技术开发计划，已设计、制造并试验了大型的复合材料结构件。从这些结构的试验中，获取了不少经验并对进一步的开发需求提供了有价值的启示。以下是6大试验提供的经验。
　　1.技术一体化盒形梁试验
　　根据NASA的合同，洛克希德·马丁公司设计并制造了一个大的技术一体化盒形梁。
　　其外形与C-130中央翼盒相似，长3.81m，宽1.27m，高0.71m。刚度要求能满足FAR Part25中对民用飞机颤振的规定。损伤容限要求同时满足FAR Part25以及相应的军用要求。该部件采用了两种石墨/环氧复合材料AS4/1860和AS4/974,其肋条及梁扣接连接在盖板上。试验计划包括以下弯+扭转载荷将盒形梁试验到设计极限载荷(DLL)，以上弯+扭转载荷试验到设计破坏载荷(DUL)，并在几处以上弯+扭转载荷进行剩余强度试验时出现冲击损伤失效。在设计破坏载荷试验时，盒形件在125%DLL条件下（在83%DUL）就产生提前破坏。大量的失效分析表明，失效在上口盖蒙皮上的帽形加强件末端处萌生，发现在帽形加强件末端与加强肋抗剪连接件之间的非增强蒙皮处有一小的间隙，导致蒙皮上出现局部短波长剪切皱褶失效。从而引起盒形件完全失效。这一未预计到的失效表明：复合材料结构对局部的结构细节以及复杂的局部应力梯度的敏感性（关键性）。
　　2.复合材料短翼盒形件的试验
　　该短翼由麦道公司设计制造，由NASA兰利研究中心试验。它是NASA先进亚声速技术复合材料机翼计划的两大技术验证里程碑之一。其目标是验证低成本制造技术的可行性。短翼盒形件是用石墨环氧纺织材料制造（AS4/3501-6和IM7/3501-6）并用凯芙拉线缝合在一起。IM7石墨纤维只用在下翼面蒙皮0°方向。复合材料蒙皮及加强筋由干纤维预形件组成，是用9 层厚的叠层按准各向同性叠层方式预先缝纫起来的。干纤维预形件采用树脂膜熔浸（RFI）法浸渍树脂并在热压罐中固化。试验件与一个提供载荷传输的金属延伸盒形件相连接，从而可供运输机机翼载荷施加到短翼盒形件上。该试验计划包括DLL和DUL试验（带有冲击损伤），试验结果与有限元模型预测的对比十分吻合。模型准确预测屈曲萌生在盒形件的盖板上。盒形件在93%ＤＵＬ就断裂，比预测的稍低。试验后的调查表明：失效萌生在前梁附近的一根桁条的腹板上，以及缘条上的看不见的冲击损伤区。这次试验表明，复合材料结构对载荷重新分布区（如桁条末端）的看不见的冲击损伤的敏感性。在盖板的设计中考虑到冲击后的压缩条件，但受损伤的桁条对盖板的局部损伤区增加了一个横向剪切载荷分量。这个局部的载荷分量在盖板的损伤区产生了一个局部的复合载荷条件。
　　3.S/RFI复合材料机翼盒形件
　　根据先进的亚声速技术复合材料机翼计划，2000年6月正式完成了12.8m的缝合/树脂膜熔浸（S/RFI）复合材料机翼盒形件。该翼盒是由波音公司根据与NASA签订的为满足220座民航飞机要求的合同而设计制造的制造技术验证件。S/RFI制造工艺的过程是：用凯芙拉材料将多轴经编石墨/环氧织物层缝合在一起，然后用RFI工艺对预形件进行浸渍及固化。翼盒的试验是在NASA的兰利研究中心进行的，图1所示为机翼进行DLL试验的情形。在进行破坏试验前，翼盒经受了几次DLL试验以测定结构响应以及验证用于预测机翼响应的非线性有限元素分析程序的精度。试验包括：100%的DLL试验（代表刹车滑跑状态）、1g向下弯曲条件试验、2.5g向上弯曲条件下的试验。此外，机翼还经受17.8cm长的锯切口用以表征在上下翼面有离散的损伤源。在锯切口满足FAR Part25要求的条件下，翼盒成功满足70%DLL的要求。在DUL试验前，锯切口由一飞机维修合同商进行修理，以便使翼盒恢复到它的设计破坏载荷能力。另外，在DUL试验前上下蒙皮壁板经受了在113～136N·m冲击能量范围之内的局部冲击试验，以模拟外物打伤。各机翼结构段的厚度约2.54cm，经受平均载荷大于4.20MN/m。翼盒在暗伤未经修理时，在97%DUL时即失效。这种失效载荷是在复杂的复合材料结构用的有限元素法分析的失效预测精度内，是在典型材料性能的试验分散带范围内。翼盒能承受离散源损伤以及外物打伤的能力表明，S/RFI复合材料制造工艺具有稳定性，并验证了主承力复合材料飞机结构现行的损伤容限分析法的精确性。据悉，德国宇航空客公司成功完成了与此类似的全尺寸碳纤维增强塑料机翼及翼盒试验计划。这些试验计划清楚地表明，复合材料结构及材料可以有效地实现成为承受重载的飞机主承力结构。
　　4.可重复使用运载器（RLV）原型机翼全尺寸段试验
　　为了验证热防护系统与大型复合材料结构件的一体化以及机翼的加工、设计及分析法，制造了RLV机翼的全尺寸试验段。选用蜂窝夹层结构以便提供更广泛的设计制造经验。上下蒙皮壁板采用石墨/双马IM7/5250-4材料系统。选用这种材料是因为它有良好的断裂韧性，以及在177℃有良好的力学性能。蜂窝芯子为具有0.476cm蜂窝尺寸以及72.1kg/m3密度的玻璃/聚酰亚胺HRH-327。翼盒大约长3.05m、宽1.52m、高1.09m，有3根肋条及3根梁。虽然翼盒未经受高温试验条件，在上蒙皮上安装了三类不同的TPS以验证一体化结构的承载能力。试验在NASA兰利中心进行，翼盒在上弯曲及下弯曲加载条件下加载到DLL及DUL。然后将翼盒在上弯曲加载条件下加载到失效。试验结果与有限元分析计算值十分吻合。预计的上蒙皮屈曲载荷是在试验值的3%以内。预测的剪切断裂载荷在试验值的5%以内。虽然尺寸加大到RLV飞行器的制造技术仍需继续进行工作，这次试验的成功清楚表明：复合材料技术用作重复使用运载器的可行性。
　　5.RLV复合材料级间箱
　　开发了RLV的复合材料级间箱设计，并且制造了全尺寸箱段用以试验。级间箱要承受运载器的负载，因此要有负载舱门。关键的设计条件是由最大上升加速引起的压缩载荷，沿负载舱门传递载荷是设计中的一个考虑重点。经设计分析结果，选择了带有内框的加筋蒙皮结构。蒙皮加承筋及框架选用了石墨/双马（IM7/5250-4）材料系统，因为该材料有良好的断裂韧性以及在177℃的良好力学性能。一个曲面的级间段结构用作试验件。该试验件大约3.05m长、6.71m宽，包含一个大约90°的级间箱段。试验在NASA的兰利研究中心的装置中进行。试验件在承受压缩载荷时提前断裂，这主要是在大约70%的预测失效载荷下，帽形加强件与蒙皮分离。断裂的试验件的蒙皮产生了屈曲。提前断裂是由于加强件与蒙皮之间的连接不良。试验说明：在设计制造大尺寸结构件至关重要的是在积木式模式中应包括全尺寸制造开发试验。
　　6.重量较轻的液氢箱的开发
　　在NASA MSFC进行了一系列地面试验（图2），目标是验证RLV飞行器液氢箱的结构完整性，验证结构设计及分析方法，验证液氢箱蒙皮不透过液氢的性能，验证隔热的寿命。用纤维铺放的IM7/977-2石墨/环氧材料及其固化的加强件制造了一个1/4尺寸的RLV液氢箱（2.44m直径）。在液氢箱的外侧粘结一个蜂窝芯子隔热器。箱壳壁厚只有14个铺层（而DC-XA箱为24个铺层厚）。到目前为止，试验计划已完成5个压力循环试验。虽然液氢箱结构上是良好的，只有少数小的漏氢处，但仍需要作一些修改。液氢箱的压力试验正在继续，计划的最后要用液氢进行试验。虽然开发一个尺寸达到RLV的液氢箱仍需做大量工作，但这次试验的成功表明，复合材料结构技术用作RLV液氢箱的可行性。过去２０年，美国航空航天局（ＮＡＳＡ）出台了一系列有关复合材料结构的技术开发计划，已设计、制造并试验了大型的复合材料结构件。从这些结构的试验中，获取了不少经验并对进一步的开发需求提供了有价值的启示。以下是6大试验提供的经验。
　　1.技术一体化盒形梁试验
　　根据NASA的合同，洛克希德·马丁公司设计并制造了一个大的技术一体化盒形梁。
　　其外形与C-130中央翼盒相似，长3.81m，宽1.27m，高0.71m。刚度要求能满足FAR Part25中对民用飞机颤振的规定。损伤容限要求同时满足FAR Part25以及相应的军用要求。该部件采用了两种石墨/环氧复合材料AS4/1860和AS4/974,其肋条及梁扣接连接在盖板上。试验计划包括以下弯+扭转载荷将盒形梁试验到设计极限载荷(DLL)，以上弯+扭转载荷试验到设计破坏载荷(DUL)，并在几处以上弯+扭转载荷进行剩余强度试验时出现冲击损伤失效。在设计破坏载荷试验时，盒形件在125%DLL条件下（在83%DUL）就产生提前破坏。大量的失效分析表明，失效在上口盖蒙皮上的帽形加强件末端处萌生，发现在帽形加强件末端与加强肋抗剪连接件之间的非增强蒙皮处有一小的间隙，导致蒙皮上出现局部短波长剪切皱褶失效。从而引起盒形件完全失效。这一未预计到的失效表明：复合材料结构对局部的结构细节以及复杂的局部应力梯度的敏感性（关键性）。
　　2.复合材料短翼盒形件的试验
　　该短翼由麦道公司设计制造，由NASA兰利研究中心试验。它是NASA先进亚声速技术复合材料机翼计划的两大技术验证里程碑之一。其目标是验证低成本制造技术的可行性。短翼盒形件是用石墨环氧纺织材料制造（AS4/3501-6和IM7/3501-6）并用凯芙拉线缝合在一起。IM7石墨纤维只用在下翼面蒙皮0°方向。复合材料蒙皮及加强筋由干纤维预形件组成，是用9 层厚的叠层按准各向同性叠层方式预先缝纫起来的。干纤维预形件采用树脂膜熔浸（RFI）法浸渍树脂并在热压罐中固化。试验件与一个提供载荷传输的金属延伸盒形件相连接，从而可供运输机机翼载荷施加到短翼盒形件上。该试验计划包括DLL和DUL试验（带有冲击损伤），试验结果与有限元模型预测的对比十分吻合。模型准确预测屈曲萌生在盒形件的盖板上。盒形件在93%ＤＵＬ就断裂，比预测的稍低。试验后的调查表明：失效萌生在前梁附近的一根桁条的腹板上，以及缘条上的看不见的冲击损伤区。这次试验表明，复合材料结构对载荷重新分布区（如桁条末端）的看不见的冲击损伤的敏感性。在盖板的设计中考虑到冲击后的压缩条件，但受损伤的桁条对盖板的局部损伤区增加了一个横向剪切载荷分量。这个局部的载荷分量在盖板的损伤区产生了一个局部的复合载荷条件。
　　3.S/RFI复合材料机翼盒形件
　　根据先进的亚声速技术复合材料机翼计划，2000年6月正式完成了12.8m的缝合/树脂膜熔浸（S/RFI）复合材料机翼盒形件。该翼盒是由波音公司根据与NASA签订的为满足220座民航飞机要求的合同而设计制造的制造技术验证件。S/RFI制造工艺的过程是：用凯芙拉材料将多轴经编石墨/环氧织物层缝合在一起，然后用RFI工艺对预形件进行浸渍及固化。翼盒的试验是在NASA的兰利研究中心进行的，图1所示为机翼进行DLL试验的情形。在进行破坏试验前，翼盒经受了几次DLL试验以测定结构响应以及验证用于预测机翼响应的非线性有限元素分析程序的精度。试验包括：100%的DLL试验（代表刹车滑跑状态）、1g向下弯曲条件试验、2.5g向上弯曲条件下的试验。此外，机翼还经受17.8cm长的锯切口用以表征在上下翼面有离散的损伤源。在锯切口满足FAR Part25要求的条件下，翼盒成功满足70%DLL的要求。在DUL试验前，锯切口由一飞机维修合同商进行修理，以便使翼盒恢复到它的设计破坏载荷能力。另外，在DUL试验前上下蒙皮壁板经受了在113～136N·m冲击能量范围之内的局部冲击试验，以模拟外物打伤。各机翼结构段的厚度约2.54cm，经受平均载荷大于4.20MN/m。翼盒在暗伤未经修理时，在97%DUL时即失效。这种失效载荷是在复杂的复合材料结构用的有限元素法分析的失效预测精度内，是在典型材料性能的试验分散带范围内。翼盒能承受离散源损伤以及外物打伤的能力表明，S/RFI复合材料制造工艺具有稳定性，并验证了主承力复合材料飞机结构现行的损伤容限分析法的精确性。据悉，德国宇航空客公司成功完成了与此类似的全尺寸碳纤维增强塑料机翼及翼盒试验计划。这些试验计划清楚地表明，复合材料结构及材料可以有效地实现成为承受重载的飞机主承力结构。
　　4.可重复使用运载器（RLV）原型机翼全尺寸段试验
　　为了验证热防护系统与大型复合材料结构件的一体化以及机翼的加工、设计及分析法，制造了RLV机翼的全尺寸试验段。选用蜂窝夹层结构以便提供更广泛的设计制造经验。上下蒙皮壁板采用石墨/双马IM7/5250-4材料系统。选用这种材料是因为它有良好的断裂韧性，以及在177℃有良好的力学性能。蜂窝芯子为具有0.476cm蜂窝尺寸以及72.1kg/m3密度的玻璃/聚酰亚胺HRH-327。翼盒大约长3.05m、宽1.52m、高1.09m，有3根肋条及3根梁。虽然翼盒未经受高温试验条件，在上蒙皮上安装了三类不同的TPS以验证一体化结构的承载能力。试验在NASA兰利中心进行，翼盒在上弯曲及下弯曲加载条件下加载到DLL及DUL。然后将翼盒在上弯曲加载条件下加载到失效。试验结果与有限元分析计算值十分吻合。预计的上蒙皮屈曲载荷是在试验值的3%以内。预测的剪切断裂载荷在试验值的5%以内。虽然尺寸加大到RLV飞行器的制造技术仍需继续进行工作，这次试验的成功清楚表明：复合材料技术用作重复使用运载器的可行性。
　　5.RLV复合材料级间箱
　　开发了RLV的复合材料级间箱设计，并且制造了全尺寸箱段用以试验。级间箱要承受运载器的负载，因此要有负载舱门。关键的设计条件是由最大上升加速引起的压缩载荷，沿负载舱门传递载荷是设计中的一个考虑重点。经设计分析结果，选择了带有内框的加筋蒙皮结构。蒙皮加承筋及框架选用了石墨/双马（IM7/5250-4）材料系统，因为该材料有良好的断裂韧性以及在177℃的良好力学性能。一个曲面的级间段结构用作试验件。该试验件大约3.05m长、6.71m宽，包含一个大约90°的级间箱段。试验在NASA的兰利研究中心的装置中进行。试验件在承受压缩载荷时提前断裂，这主要是在大约70%的预测失效载荷下，帽形加强件与蒙皮分离。断裂的试验件的蒙皮产生了屈曲。提前断裂是由于加强件与蒙皮之间的连接不良。试验说明：在设计制造大尺寸结构件至关重要的是在积木式模式中应包括全尺寸制造开发试验。
　　6.重量较轻的液氢箱的开发
　　在NASA MSFC进行了一系列地面试验（图2），目标是验证RLV飞行器液氢箱的结构完整性，验证结构设计及分析方法，验证液氢箱蒙皮不透过液氢的性能，验证隔热的寿命。用纤维铺放的IM7/977-2石墨/环氧材料及其固化的加强件制造了一个1/4尺寸的RLV液氢箱（2.44m直径）。在液氢箱的外侧粘结一个蜂窝芯子隔热器。箱壳壁厚只有14个铺层（而DC-XA箱为24个铺层厚）。到目前为止，试验计划已完成5个压力循环试验。虽然液氢箱结构上是良好的，只有少数小的漏氢处，但仍需要作一些修改。液氢箱的压力试验正在继续，计划的最后要用液氢进行试验。虽然开发一个尺寸达到RLV的液氢箱仍需做大量工作，但这次试验的成功表明，复合材料结构技术用作RLV液氢箱的可行性。