大飞机复合材料结构设计导论 相关资料

插图：（2）结构疲劳和损伤容限评定需要建立不同缺陷／损伤的评定原则。耐久性设计考虑低能量冲击损伤；损伤容限设计以冲击损伤为重点。结构破损安全特性和损伤无扩展特性评定，应根据所设计部件的设计要求在适当时刻引入一定尺寸的低能量冲击损伤和／或鸟撞、雷击高能量冲击损伤。（3）已有使用经验表明，细节设计不周是复合材料结构提前破坏的主要因素（有细节设计决定成败之说），因此要求采用完善的细节设计，在刚度变化部位、圆角、连接、减重孔等细节设计中特别注意考虑铺层、成形工艺、机械加工等方面的特殊要求。（4）采用有效的结构防护措施（防紫外线辐射、防湿/热影响、防外来物冲击）。注意防止与复合材料相接触的金属零件的电偶腐蚀问题。（5）还应根据适航要求，分别完成防雷击、机翼整体油箱防静电、电磁屏蔽和机身适坠性的设计与试验验证。1.4.2 复合材料结构并行工程设计方法民机为满足市场需求，面临着激烈的市场竞争。因此，在满足飞机安全可靠使用目标性能前提下，降低全寿命周期费用（Lire Cycle Cost，LCC）现已成为评价民机结构设计优劣、采用与否的首要衡量标准。目前，民机设计使用寿命已达60000-90000飞行小时，如何降低全寿命周期费用、满足全寿命低成本要求就成为民机结构尤其是复合材料结构设计中的关键问题。结构设计是遵循现有理论和借鉴实践经验进行的创造性工作。现代飞机结构设计在CAD／CAM和系统工程管理支持下，形成了综合考虑全寿命周期中设计（概念设计、方案验证、全面研制）、生产、使用和保障等各阶段要素的基于全寿命期分析的并行工程设计方法，实现了无图纸设计、全寿命周期成本评估等。并行工程方法是由设计、应力分析、材料和工艺、制造、质量控制、后勤保障（可靠性、维修性和生存性）等方面的工程师和成本结算师组成的团队联合、并行地研制新产品和新系统。并行工程设计方法获得的高质量设计，缩短了研制周期，降低了研制和生产成本以及全寿命周期费用，保证了新机研制的成功，并使其具有很强的市场竞争力。复合材料结构并行工程设计方法，具有许多有别于金属材料结构设计的特点。（1）设计选材必须综合、权衡考虑复合材料最高使用温度、湿／热引起的性能退化、与损伤容限设计相关的损伤阻抗特性、冲击后压缩强度（CAI），以及材料的工艺性（如固化温度、固化时间、工艺方法等）因素。（

大飞机复合材料结构设计导论 作者简介

杨乃宾，教授，北京航空航天大学航空科学与工程学院固体力学系教授。自1976年起从事先进复合材料研究至今已30余载，在力学性能表征与测试、结构力学、疲劳/耐久性、损伤容限以及结构设计等方面破有造诣。译著《复合材料疲劳》；编著《复合材料飞机结构设计》和《直升机复合材料结构设计》；编写其他手册、指南10种；10多项复合材料性能测试标准主要起草人；国内外发表学术论文30余篇；曾获航空工业部科技进步二等奖4项、三等奖1项。

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