材料的進展是結構發展的基礎，但新材料的性能指標則取決于結構設計的需求，復合材料從第一代到第二代的發展就經歷了這樣的過程。當復合材料在以剛度控制為主的尾翼構件中應用時，在確定第一代復合材料體系（以T300為代表的碳纖維和以5208與913C為代表的樹脂體系）的性能指標時，波音公司的要求起了決定性作用。20世紀70年代末開始探索將復合材料用于強度控制為主的機翼結構（特別是民機機翼結構）時，飛機設計師大多以為，只有將壓縮設計許用值進步到6000με才有可能滿足減重和本錢的要求，正是它們的需求提出了研制第二代復合材料體系（以T800、IMS為代表的中模高強碳纖維和以3900、8552和M21為代表的韌性樹脂體系）的要求。但這樣的復合材料體系并未實現6000με壓縮設計許用值來實現減重目標，國外復合材料機翼結構降低本錢的目標是通過采用自動化制造工藝、采用共固化與共膠接等先進工藝來實現整體化結構設計，以及利用復合材料結構優異的抗疲憊與抗腐蝕性能降低維護用度等途徑實現的，因此目前國外的第二代復合材料體系是否是機翼結構的最佳材料值得探討。本文試圖從機翼結構的結構完整性要求和復合材料抗沖擊性能與壓縮設計許用值的關系出發，探討適用于機翼結構的復合材料力學性能要求，以及對碳纖維和樹脂性能的相應要求。
復合材料機翼結構完整性要求分析
飛機結構完整性要求的定義是：“影響飛機安全使用和本錢用度的機體結構件的結構強度、剛度、損傷容限、耐久性和功能的總稱。”[1]由于復合材料結構通常具有優異的抗疲憊和抗腐蝕性能，耐久性一般不是設計考慮的主要因素，因此約束設計的主要因素是強度、剛度和損傷容限要求，其中剛度要求除了動特性外主要是穩定性題目。復合材料民機機翼結構，特別是上蒙皮結構通常采用的強度設計準則包括：
（1）強度/穩定性要求。所有的結構部件要滿足100%設計極限載荷（DUL）；低于115%DUL時不出現總體屈曲；低于100%DUL時不出現局部的壁板屈曲。
（2）損傷容限要求。蒙皮壁板含目視委曲可見沖擊損傷（BVID）時，蒙皮壁板應能承受100%DUL；內部骨架和桁條含有最大不超過27J的沖擊損傷時，應能承受100%設計限制載荷（DLL）；蒙皮壁板含目視可見沖擊損傷（VID）時，應能承受100%DLL；蒙皮壁板含有像主發動機破壞后可能碰到的離散源損傷或切斷一根桁條及其相鄰的蒙皮跨時，蒙皮壁板應能承受70%的DLL。
（3）維修性要求。要求部件上任意部位可檢損傷能夠用螺接補片修理，修理后要求結構在剩余的壽命期間能承受100%DUL。
根據這樣的設計準則，控制機翼蒙皮部位的設計約束主要是穩定性要求（結構厚度小于4mm時）和損傷容限要求（結構厚度約3～7mm時），較厚蒙皮結構的設計約束是維修性要求（結構厚度大于6mm時），此外機械連接部位的設計約束是靜強度要求，因此機翼結構的減重主要取決于穩定性和損傷容限要求，對第二代復合材料體系的性能要求也主要圍繞這2個方面來考慮。對穩定性要求，目標是進步蒙皮壁板的初始屈曲載荷，而從材料性能角度，最簡單的方法是進步復合材料體系的模量，因此國外飛機機翼上的蒙皮一般采用模量約300GPa的碳纖維（如IM系列或T800等）。對損傷容限要求，目標是進步壓縮設計許用值，而從材料性能角度是進步復合材料體系的抗沖擊性能。圖1為結構蒙皮厚度與壓縮設計許用值關鍵因素的關系。
結構壓縮設計許用值和復合材料體系的抗沖擊性能
1 CAI的由來和演變
從20世紀70年代后期開始，各飛機公司都在探索將復合材料用于民機機翼結構的可能性，鑒于當時的技術水平，為了滿足經濟性的要求，必須要有較大的減重，并指出只有將壓縮設計許用值由4000με進步到6000με后才是可行的。研究表明進步壓縮設計許用值的最大障礙是沖擊后壓縮強度過低，并以為這是由于樹脂缺乏韌性所致，因此在其后20多年里，根據飛機公司的這一熟悉，材料研制商一直都在致力于進步樹脂的韌性。
為了評定樹脂的韌性，NASA于1982年制訂了若干試驗標準[2-3]，其中最重要的是沖擊后壓縮試驗方法，這種方法規定了試樣的展層、尺寸和試驗方法。后來將對6mm的試樣，用直徑為12.7mm的沖擊頭進行27J能量沖擊后得到的壓縮強度被習慣地稱為CAI，標準中還規定CAI大于200MPa的樹脂可稱為韌性樹脂。由于這種方法使用的試樣比較大，而且制造比較復雜，波音公司制訂了另一種試驗方法，使用較小的試樣和較簡單的試驗方法，并使用了2種沖擊能量：一種是等同于NASA方法的4.5J/mm；另一種是考慮到27J是常見的沖擊能量，針對較薄的試樣厚度（4mm），為6.7J/mm，沖擊頭直徑改為16mm；隨后將此方法推廣為SACMA行業標準[4]，但僅保存6.7J/mm一種能量，所得到的壓縮強度習慣上也被稱為CAI。由于當時復合材料結構損傷容限對沖擊損傷沒有明確的要求，也沒有提出目視委曲可見沖擊損傷（大于1.0mm深凹坑）的概念，但對第一代復合材料體系，這樣的沖擊能量均能產生BVID，用CAI來評定材料體系的損傷容限性能與結構的損傷容限性能是一致的。隨著纖維和樹脂性能的進步，用這樣的方法不再能產生BVID，因此近年來空客公司和波音公司在評定材料時均采用了更大的沖擊能量，特別是空客公司明確提出了用凹坑深度為1.0mm和2.5mm時的CAI來進行評定的方法。
2 BVID和壓縮設計許用值
復合材料沖擊損傷的特點是，在沖擊表面無任何征兆的情況下，內部可能會出現大范圍的分層，而且其壓縮承載能力會急劇下降，甚至不到無損結構的40%，從而危及飛機結構的安全。因此，復合材料結構損傷容限要求的關鍵是對沖擊損傷的考慮，但如何在設計中考慮沖擊損傷并沒有明確的定義。在1984年頒布的FAA咨詢通報AC20-107A中只是提到“應該證實，由制造和使用中能實際預計到（但不大于按所選檢測方法確定的可檢門檻值）的沖擊損傷，不會使結構強度低于設計承載能力。”固然在大量研究中已提出了BVID的概念，但在結構設計時尚未明確。在1990年頒布的美國空軍規范AFGS-87221A“飛機結構通用規范”中首次出現了BVID的明確定義：“由25.4mm直徑半球形端頭的沖擊物產生的沖擊損傷，沖擊能量為產生2.5mm深凹坑所需能量，最大不超過136J”。自此以后無論軍機還是民機復合材料結構的損傷容限要求，其初始缺陷假設中，無一例外都規定在飛機投進使用后，即可能帶有BVID，其標志均為凹坑深度。2009年9月8日頒布的AC 20-107B（AC 20-107A的修訂版）中在前面所引的內容后增加了下列文字：“當采用目視檢測方法時，可靠檢出門檻值時可能的沖擊損傷已被稱為目視委曲可見沖擊損傷（BVID）”，并在結構驗證-損傷容限段落中增加了5類損傷的定義，明確提出了BVID和VID的概念，反映了在復合材料結構設計時對沖擊損傷要求的進展。
高損傷容限復合材料體系研制途徑的探討
根據上述分析，從進步壓縮設計值的角度考慮，對材料性能的要求是含BVID時具有較高的CAI值。文獻[7]～[9]通過大量的試驗研究發現，含沖擊損傷層壓板的壓縮破壞機理是沖擊損傷四周在加載過程中會出現一特征損傷區，當該區內0°纖維均勻應力達到單向板的壓縮強度時出現破壞，提出可將沖擊損傷區簡化為長軸與損傷寬度相同的橢圓孔，然后采用損傷區纖維斷裂（FD）失效判據來進行估算，該失效判據為：當缺口(或損傷)四周特征長度l0范圍內0°層的均勻軸向應力達到單向板的極限強度時，含損傷層壓板出現破壞。固然該估算方法有一定局限性，但可以說明含BVID層壓板的CAI值與沖擊損傷的面積（或寬度）、復合材料體系的特征尺寸和單向板的壓縮強度有關，因此高損傷容限復合材料體系的研制應從這幾方面著手，特別是盡可能減少BVID時的損傷面積（寬度）。文獻[10]和[11]對沖擊損傷隨沖擊能量增加的擴展規律進行了研究，發現復合材料層壓板的抗沖擊行為呈現有明顯的拐點現象，圖3給出了對應于不同的沖擊能量，作為損傷阻抗標志的凹坑深度和作為損傷容限標志的CAI值的變化規律，同時給出了不同沖擊能量對應的內部損傷狀態。隨沖擊能量的增加其凹坑深度、內部分層損傷狀態和壓縮強度的變化規律是當沖擊能量較小時，沒有凹坑，同時內部沒有損傷；能量增加后可以檢測到凹坑，但深度很淺，目視基本不可見，表明表面樹脂出現了塑性，但內部仍無損傷，同時壓縮強度沒有降低；繼續增加能量，凹坑深度不斷增加（通常仍比較淺），內部開始出現分層損傷，此時壓縮強度開始下降；繼續增加能量，凹坑深度也不斷增加，同時壓縮強度急劇下降；在沖擊能量超過某個值后，凹坑深度（大約為0.5mm）隨能量增加而急劇增加，很快達到了BVID的要求，并可以觀察到沖擊部位表面纖維斷裂，但內部分層損傷面積基本上不再增加，同時其CAI值也基本上不再降低。作者用熱揭層的方法對拐點前后的損傷狀態進行了研究，發現拐點現象的本質是其損傷機理發生了突變，即由單純的基體裂紋和分層到出現沖擊部位表面纖維斷裂，一旦表面纖維開始斷裂，內部的分層區域基本上不再增加，其后續的損傷機理是從表面到內部的纖維斷裂。由于出現拐點時的內部損傷尺寸基本上代表了含BVID試樣可能存在的損傷尺寸，而損傷尺寸決定了CAI值，因此可以通過對影響損傷擴展和控制表面纖維斷裂的因素分析，來確定研制高損傷容限復合材料體系的途徑。控制拐點時損傷尺寸的因素有以下幾點：（1)降低樹脂從分層起始到表面纖維出現斷裂期間的層間分層擴展速率；（2)使拐點盡早出現，即盡早達到纖維的斷裂應變。為此有2種途徑：使沖擊部位的樹脂盡早進進塑性，從而增大局部的纖維應變；采用斷裂應變較低的纖維。
機翼結構用復合材料體系對纖維和樹脂性能的要求
1 對纖維的性能要求
源于復合材料機翼結構的需求，20世紀80年代波音公司提出了第二代復合材料體系的研制要求，其中對纖維性能的要求強度進步50%，模量進步30%，并要求與高韌性樹脂復合后，壓縮設計許用應變應由3000～4000με進步到6000～8000με。根據上述分析，為滿足穩定性要求，復合材料體系要求具有較高的模量，因此模量比T300（約230GPa）高30%的要求是公道的，這也應是機翼用碳纖維的要求。對于損傷容限要求，波音公司的要求也是公道的，但具體到纖維強度進步50%的要求是否公道還需推敲。由于強度與模量進步幅度不同，使得纖維的斷裂延伸率由原來的1.5%～1.8%進步到了1.8%～2.1%，斷裂延伸率的進步意味著表面層纖維不輕易斷裂，從而推遲了拐點的出現，增加了分層損傷擴展的空間，同時為保證出現BVID，也增加了高性能樹脂的研制難度，即要求樹脂有較高的塑性。
由于長期以來對復合材料抗沖擊性能的評定一直沿用傳統的CAI值，而忽略了BVID的條件，固然用傳統的CAI值來評定，其損傷容限性能應有較大的進步，但實際情況如圖2所示，含BVID時的CAI值有可能降低，即使進步，幅度也很小，這就是采用第二代復合材料體系（T800和IMS類中模高強纖維和3900、8552及M21類韌性樹脂）后至今，機翼結構壓縮設計許用應變仍然無法超過4000的原因。纖維拉伸強度的進步對進步復合材料體系開孔拉伸強度有利，對進步機械連接強度有利，但這2個指標并不是影響機翼減重的主要因素，因此從進步損傷容限性能的角度出發高強度和高斷裂延伸率纖維并不是最好的選擇。由于復合材料體系的壓縮強度取決于多種因素，迄今為止高強纖維的壓縮強度并沒有進步，所以過高的纖維拉伸強度實際上妨礙了損傷容限性能的進步。作者以為下一代碳纖維性能指標如下：拉伸彈性模量約300GPa，拉伸強度約4500～5000MPa，斷裂延伸率約1.5%～1.8%。
2 對樹脂的性能要求
由于復合材料體系的模量主要取決于纖維，因此從穩定性要求出發，對樹脂沒有特別的要求。但樹脂性能的進步有可能降低沖擊過程中分層損傷的擴展性能，從而減小對應BVID的損傷尺寸，這是20多年來復合材料界一直努力的方向。從圖4所示的損傷擴展規律可以看出，為了降低含BVID時的損傷尺寸，對樹脂希看降低從分層起始到拐點出現之間的擴展速率和當纖維斷裂延伸率不變時增加沖擊區的纖維變形。初步研究表明分層起始對不同樹脂變化不大，為降低損傷擴展速率其控制因素是樹脂的層中斷裂韌性，進步樹脂的GIc和GIIc可降低損傷擴展過程。沖擊凹坑實際上是樹脂進進塑性的表征，為了增加沖擊區域的纖維變形，希看樹脂易于產生塑性變形，使得在較小的沖擊能量下即有可能使沖擊部位的纖維達到其斷裂變形量。
3 損傷容限與損傷阻抗
損傷容限和損傷阻抗是復合材料抗沖擊性能的2個方面，前者是含一定損傷時對強度影響的性能要求，對結構而言主要是安全性的考慮；后者是抵抗一定的外來物沖擊（能量或力）時產生損傷大小能力的性能要求，對結構而言主要是經濟性考慮。對有一定厚度的機翼結構而言，主要考慮其損傷容限要求；對薄蒙皮和薄面板夾層結構，應主要考慮損傷阻抗要求，即不會因常見的小能量沖擊產生表面凹坑和纖維斷裂，引起水分浸進和維護題目。本文從機翼結構進步壓縮設計許用值出發，主要考慮進步損傷容限性能，希看使用中等斷裂延伸率的纖維與韌性樹脂組合的復合材料；但對操縱面而言，應主要考慮損傷阻抗要求，不希看產生凹坑，高斷裂延伸率的纖維和韌性樹脂可得到高損傷阻抗的復合材料。因此高損傷容限和高損傷阻抗的要求對復合材料研制提出了互相矛盾的要求，材料研制者必須明確其應用對象。
4 工程應用遠景
（1) T800在國內機翼結構中的應用遠景。
國內長期以來在研制韌性樹脂時均采用CAI＠6.7J/mm來評定其損傷容限性能，因此將它們與高斷裂延伸率的纖維進行復合時，其CAI＠BVID均相當低，用于結構時，其壓縮設計許用值甚至低于原來脆性樹脂復合材料體系達到的水平。目前國外復合材料機翼結構用的高斷裂延伸率纖維與韌性樹脂復合得到的第二代復合材料體系，其壓縮許用應變并沒有得到預期的進步（當然因模量的進步，壓縮許用強度得到了進步）。因此為了采用與高斷裂延伸率纖維復合的韌性樹脂，必須采用CAI＠BVID來評定其損傷容限性能，但預期很難實現壓縮許用應變超過5000με的目標。
（2) 本文推薦的纖維和樹脂體系的應用遠景。
假如研制出具有本文推薦性能指標的碳纖維，可以與目前已有的大多數韌性樹脂進行復合，既可滿足穩定性要求，也有可能較大幅度地進步壓縮設計許用值（如達到5000με），從而實現機翼減重的要求。圖4給出了不同纖維與樹脂組合復合材料體系的抗沖擊性能。
結束語
對機翼結構完整性要求和復合材料抗沖擊性能的研究和T300纖維的使用經驗表明，適用于機翼蒙皮復合材料體系的性能要求應當具有較高的模量和含BVID時的剩余壓縮強度，為此要求具有碳纖維應具有中等拉伸彈性模量（約300GPa）和中等拉伸強度（4500～5000MPa）的碳纖維（一般斷裂延伸率不超過1.8%），而對樹脂的要求則應具有較高的層中斷裂韌性和一定的塑性變形能力。由于目前沒有相應的碳纖維，上述結論還有待于試驗驗證。
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