揭秘先进复合材料飞机的发展史

发表于 讨论求助 2021-01-12 12:40:49



【材料+】说:


与传统上飞机使用的铝合金相比,复合材料不仅重量轻、强度好、劲度高、还耐热、耐腐蚀,又有很好的抗疲劳性,因此在讲求性能的军用飞机上应该是最受欢迎的材料。但事实上军用飞机上的复合材料使用重量百分比与人们预期的有很大的出入,原因在于复合材料价格较贵,而且航空工业界对复合材料也没充分信心。为鼓励航空工业界广泛使用复合材料,美国空军在2009年试飞了一架几乎全复合材料的货机,希望建立起工业界对复合材料的信心,进而开发出性能卓越的新航空器。

  来源:空军之翼;作者:魏楞杰  

 

       复合材料是由强度较高的纤维(fiber)与强度低但能使纤维维持于一定位置的基体(matrix)材料所组成。纤维使基体的强度增加,而基体又将纤维固结在一起,使各纤维平均分担负载,并保护纤维免于外界的机械性或化学性磨损,二者相得益彰。日常生活中我们常看见的钢筋混凝土就是复合材料的一种,其中钢筋就是纤维,而混凝土就是基体。复合材料会因不同的纤维成份而有不同的性能,即使同一成份的复合材料,由于纤维在基体中排列方向的不同,也会显示出千差万别的性能,人们就是利用这种差异使复合材料可以充分发挥其独特的性能,这是金属材料万万不及的。

纤维+基体=复合材料

发展简史


  复合材料在飞机上的运用早在第二次世界大战时就开始了,当时的飞机雷达罩就是用玻璃纤维强化塑料(Fiberglass-Reinforced Plastic)制造的,但这只是普通的复合材料。复合材料发展到今天,先进复合材料已成为主流,这种材料主要是由碳纤维(石墨纤维)、硼纤维、陶瓷(ceramic)纤维等,与环氧树脂(epoxy)、聚珗亚胺树脂(polyimide)等基体所组成的复合材料。


P-61的透明玻璃纤维强化塑料雷达罩

  先进复合材料的发展,始于20世纪60年代对纤维丝(filament)及积层板(lamina)的研究,当时美国对复合材料的结构零件的设计与制造也不遗余力大力开发,这些努力的成果就是首次应用在F-14生产型水平尾翼上的硼纤维/环氧树脂复合材料蒙皮,皮与金属件相比,重量减轻18%。此时复合材料的应用只是作为金属的代用品,用在不承受主要负载的次要结构处,这样既能拥有复合材料的轻重量优点,也比较能得到航空工业界低风险要求的认同。因此在随后几年中,C-5前缘缝翼(slat)、F-4的方向舵、F-5的襟翼、F-111的扰流板(spoiler)、F-15的减速板、B-1的武器舱门、C-17的副翼、F-16的起落架舱门……等,纷纷使用先进复合材料来减轻结构重量。当时航空工业界仍在摸索复合材料的特性,因此这些零件都不是主结构,以避免在大负载下影响飞行安全。


F-15E的平尾和减速板采用了复合材料蒙皮

  1958年,美国俄亥俄州克里夫兰市(Cleveland)的帕马技术中心(Parma Technical Center),物理学家贝肯(Roger Bacon)发现了高性能碳纤维。在之后几年里,中心的科学家就开发出一套制造方法,把人造丝(rayon)经由热拉伸(hot-stretching)方式,让碳纤维分子对齐而增加纤维的劲度(stiffness),制造出高模数(high-modulus)的碳纤维。


AV-8B的复合材料翼盒(wing box)

  20世纪60年代中期,日本和英国的研究人员相继开发出不需热拉伸,而是经由氧化(oxidize)再碳化(carbonize)聚丙烯晴(Polyacrylonitrile,PAN)纤维,就可制出高强度(high-strength)、高模数的碳纤维。20世纪70至80年代中期,由于碳纤维/环氧树脂在性能和价格上都比硼纤维/环氧树脂优异,所以成为最受欢迎的复合材料原料,被用于F-15、B-1、F-16的生产型结构件上。1978年,碳纤维复合材料开始用于制造战斗机主结构,如F-18和AV-8B的翼盒(wing box),和金属件比较,这两种翼盒各减轻了11%和17%的重量。先进复合材料在早期应用于美国军机的情况请参见下表。

美国生产型战斗机零件金属/复合材料重量比较
结构件位置金属件重量(磅)复合材料件重量(磅)降低重量百分比
后机身


F-111平尾114286624
F-14平尾100582518
F-15平尾52739525
F-5垂尾1198530
机翼


AV-8B机翼114394917
F-18机翼1843164111
机身


AV-8B前机身22917125
B-1机背纵梁148582944
控制面


F-5襟翼342526
B-1襟翼877316
F-4方向舵644220
其它位置


C-5前缘缝翼24119021
B-1前缘缝翼746118
F-15减速板1128921
A-7减速板1237440
F-111扰流板201715
F-16起落架舱门534220
B-1武器舱门14712912

  这个时期复合材料在飞机结构上的应用取得了长足的发展,格鲁曼(Grumman)X-29前掠翼验证机、比例复合材料公司(Scaled Composites)不需空中加油就能环球飞行的“航行家”(Voyager)、贝尔-波音V-22“鱼鹰”(Osprey)倾转旋翼机由于特殊的要求,也只有复合材料才能适用。X-29的机翼蒙皮是由单向性(unidirectional)复合材料预浸布(pre-impregnated)沿不同方向一层层粘贴而成,让机翼结构具有各向异性(anisotropic)特性,以满足气动发散(divergence)和颤震(flutter)的需求。“航行家”使用了碳纤维蜂窝夹芯结构,在轻重量下提供足够的强度与劲度,让飞机起飞时所携带的燃油足足达到结构重量的十倍以上。“鱼鹰”的结构重量中复合材料占了42%,其复合材料轭架(yoke)是连接桨叶和旋转枢轴(rotor hub)的关键零件,承受桨叶的离心力和升力、传送发动机的扭力到桨叶、允许桨叶的挥舞(flapping)、调整桨叶的倾角(pitch)。这几种飞机都极端依赖复合材料的优异特性,来满足其设计要求。


V-22的复合材料轭架


只有复合材料才能满足X-29A前掠翼验证机的机翼气动设计要求


借助复合材料,“航行家”成为了飞行油箱

  20世纪90年代,先进复合材料的发展重点是在维持结构性能不变的条件下,降低制造成本。以前的复合材料设计及制造,都只是把复合材料当成金属的替代品。制造出来的零组件仍用固定件(fastener)相互接合,大幅抵销了复合材料轻重量的优点,组装复合材料零件耗费人力较多,也推高了整体成本,因此这个时期的发展重心在于把复合材料的制造及组装成本,降低到低于金属零件的程度。

  20世纪90年代初,美国空军研究实验室(Air Force Research Laboratory)了解到与传统金属材料比较,先进复合材料虽然具有大幅减轻飞机结构重量的潜力,但航空工业界却不愿使用,仅少量应用于新研制的飞机中。例如在F-22项目初期,预定复合材料使用量会占全机重量的一半,但最后实际使用量只占全机重量的四分之一。虽然美国当时一些其它的战斗机如F-15、F-16、F-18都已有少量使用复合材料的先例,但F-22在考虑复合材料结构的制造成本后,还是降低了原定的使用量。为了消除航空工业界对先进复合材料成本高昂的顾虑,美国空军研究实验室启动了复合材料可负担性倡议(Composites Affordability Initiative-CAI)。


可负担性倡议


  CAI团队发现要降低使用复合材料的成本,关键因素就是要降低结构组装成本。军用飞机有着数以千计的结构件,并用数以万计的固定件完成组装,而钻这些固定件孔及安装固定件最耗费人力。如果能以一体成形方式造出结构零件,并以胶结(bond)方法相互接合,结构组装的费用就能大幅度降低。因此CAI的目标,就是要让航空工业界对复合材料大型胶结式结构的强度建立足够的信心。

  在为期十多年的项目过程中,复合材料可负担性规划团队针对一体成形结构和胶结式结构,完成两项重要的技术开发︰真空辅助树脂转注成模(Vacuum-assisted Resin Transfer Molding)以及π形接头(Pi joint)。

  真空辅助树脂转注成模多年来被广泛用于大型游艇制造上,是把干燥的复合材料纤维布叠放在模具(mold)内,通过略低于大气压的真空压力,把液态树脂灌入复合材料纤维叠层间,再低温(相对于热压炉(autoclave)内温度而言)固化(cure)的一种工艺,和传统的把复合材料放入热压炉加以固化的方式相比较有两个很大的优点︰一、不需要热压炉,因此可省下不少的设备投资成本,零件尺寸也不会被热压炉的大小所限制;二、典型的真空辅助树脂转注成模程序中,树脂是在较低的温度固化,夹持零件的工具采用中等密度的纤维板(fiberboard)即可,不必使用热压炉中所需的耐高温材料。


真空辅助树脂转注成模所需的真空压力只需要抽干塑料薄膜中的空气就能获得

  真空辅助树脂转注成模工艺中的真空压力不到1.05千克/平方厘米,远小于热压炉内7.03千克/平方厘米的压力,无法充分挤压复合材料纤维布,因此会有多余的树脂残留在叠层间。与热压炉比较,此工艺制出的复合材料零件一般会较厚、较重。但大尺寸热压炉的设备投资成本相当昂贵。NASA为固化一个直径10米的太空发射载具桶形复合材料结构,曾建造了一座直径12米,长24米的热压炉,事后检讨直接制造成本大约是4000万美元,但安装及后续操作、维持经费则高达6000万美元。由于国防经费逐年紧缩,美国国防部对未来武器研制要求是必须时间短、价格便宜,所以美国空军认为只有发展上述不需热压炉(Out-of-autoclave)的复合材料制造工艺,才能满足这两项要求。


NASA耗资巨大的热压炉

  虽然航空工业界多年来也有真空辅助树脂转注成模的使用经验,但都用在次要结构上,CAI需要证明这种工艺也能有效应用在主要结构的制造上。CAI为此制造了各种全尺寸飞机结构零件,包括类似F-35的一体式前机身、机翼、垂直尾翼;类似X-45A的油箱及机翼贯穿结构(wing carry-through);类似X-45C的机翼;C-17运输机的加劲蒙皮主轮舱门,以验证该工艺做出的结构零件,不论在复合材料内的纤维含量还是每片材料的厚度都能和热压炉零件相媲美。


CAI开发的类似F-35的机翼结构


类似F-35的垂尾结构


类似F-35前机身的座舱结构


类似X-45A的油箱及机翼贯穿结构


类似X-45C的机翼

  现役F-18“大黄蜂”战斗机和“全球鹰”(Global Hawk)无人机已经使用了胶结式结构接头,但航空工业界由于过去的经验对此种接合方式还是不太放心,主要原因就是很难分辨胶结“良好”与胶结“不良”的差别,阻碍了这种结构接合方式广泛应用。

  CAI在胶结式结构的研究成果主要是π形接头,是一种剖面形状类似希腊字母π的加劲结构,可与机体蒙皮及其搭接结构同步固化(co-cure)或是同步胶结(co-bond)。π形接头具有许多优点︰首先是提供结构余裕度(redundancy),π形接头的两根垂直凸缘,作用类似双搭接剪力(double lap shear)接头,可增加与搭接结构(如︰梁、肋、保形框、加强条……等)胶结的面积,形成强固的传力接合件;π形接头的水平凸缘与蒙皮大面积胶合,提供充裕的胶结强度,若此部位因胶结不良须以金属固定件补强时,也能承受固定件的承载(bearing)应力。另外,胶结式结构在使用胶料时,都得注意胶料暴露于空气中会逐渐失去粘着性的外置时间(out time),π形接头在涂抹胶料时,耗费时间相对较短,所以粘性失效的问题较小。



CAI开发出的π形接头

  CAI所做的试验显示︰在低温下与结构蒙皮同步固化的π形接头,其本身强度是它与蒙皮搭接强度的五倍,也就是说如果用在飞机主结构上,π形接头不会是最先被破坏的结构弱点。CAI将类似X-45A的机翼贯穿结构和类似X-45C的机翼,依序进行了设计限制负载(design limit load)静力试验(static test)、损伤情况下的两倍服役寿命疲劳试验(fatigue test)、设计极限负载(design ultimate load)静力试验、以及最后的结构损坏负载测试,证明外力需超过设计极限负载才会造成两试验结构完全损坏。另外还以F-35机翼的全尺寸结构试验件,进一步证明了复合材料结构对枪、炮弹射击有相当好的抵抗性,且结构组装时间还可以大幅度减少。和传统的零件接合先对齐、钻孔、去除钻孔毛边、再对齐、安装固定件的施工时间相比较,依结构尺寸大小,以π形接头接合的组装时间可以节省50~80%,换算成组装成本约可节约20~50%。

  CAI虽然成功开发了真空辅助树脂转注成模及π形接头,但国防工业界对此并不十分捧场,只有C-17运输机的主起落架舱门使用了该技术。洛马(Lockheed Martin)的JSF规划书中,计划在主要承受负载结构件上采用π形接头,而第一架的系统发展验证机(System Development and Demonstration)也的确使用了这种结构,但后来洛马的生产型F-35在遭遇经费超支及重量超重问题时,公司高层决定把π形接头改用金属接合来取代,声称这样可以降低成本和减轻重量。

  CAI团队检讨后,认为如果能用全尺寸飞机进行一次大型复合材料一体成形和胶结式结构的飞行验证,那么国防工业界在以后发展新飞机时必能增加使用复合材料的信心。


CAI研制C-17运输机加劲蒙皮及主轮舱门


大型结构验证


  2006年时,CAI团队等到了一个绝佳的好机会,当时的空军参谋长维恩(Michael Wynn)想制造一架验证型运输机,指示空军研究实验室针对下述需求提出可行性建议。

  1、以复合材料为主要使用材料

  2、经费不超过一亿美元

  3、研制时间有限,签约后三十个月进行首飞

  4、担负军事任务的运输机

  在接到命令后,空军研究实验室和波音、洛马、诺格(Northrop Grumman)签订可行性研究合约,请三家公司研究在8000万美元经费及30个月发展时间的限制下,能否造出一架以复合材料为主的军用运输机,并且符合以下要求︰

  1、460~510米跑道的短场起降能力

  2、可在泥土跑道上起降

  3、货舱可容纳两个美军标准3,463升货柜,或20名全副武装士兵加一辆“悍马”高机动性多用途轮式车(High Mobility Multipurpose Wheeled Vehicle,HMMWV)

  三家公司依据各自的经验提出了概念设计,在设计方式、载运能力、使用技术上有很大的差异,但设计出的机型大小却很相近,大约是C-130运输机的四分之三大。因为机型大小雷同,所以三家公司的经费需求也很接近,约需2亿美元。如果经费上限为8000万美元,就只能造出一架约C-130运输机四分之一大的机体,根本达不到所需的运输能力。

  空军研究实验室对这个结果十分震惊,因为国防部多年来在降低机体制造费用上投入大量研究经费,而这些研究成果显然未获得航空工业界的采用。空军研究实验室将三家公司的结论交给部队及装备办公室审查,两单位的回复意见认为航空工业界的经营观念有待改进,空军高层因而制定了一个严厉的概括性机关公告(Broad Agency Announcement)︰

  经费有限,限制经费不超过五千万美元

  研制加快,2009年10月前首飞

  使用CAI开发(或类似)的复合材料技术

  在空军指示下,空军研究实验室在2007年1月公开此公告,并要求航空工业界提出先进复合材料运输机(Advanced Composite Cargo Aircraft)的研制规划书,内容须包括︰载重量、结构概念、材料、制造方法、以及在2009年9月30日前完成首飞的发展规划。这架运输机将由联邦航空局(Federal Aviation Administration)认证为验证机,并且需要满足下述设计及军用运输性能需求︰

  可在未整备的跑道上起降

  全加压式机舱,货舱最多可容纳两个美军标准货柜

  结构可容忍服役期间发生的一般性损伤,包括枪、炮弹射击损伤

  可停放货柜或轻型轮式车辆的地板,以及提供进出的后开式货舱门

  巡航速度大于每小时740千米


第一阶段


  先进复合材料运输机第一阶段的工作内容是发展并完成飞机设计,承包商必须把概念设计转化成包含结构细节及各系统的细节设计、定义所采用的特殊关键科技、发展详尽的制造工艺、制订降低首飞风险的规划,目标建立进入第二阶段的信心。空军研究实验室收到9家公司的规划书,最后选定洛马和极光飞行科学(Aurora Flight Sciences)公司进入第一阶段。


极光飞行科学的设计


  极光飞行科学的设计以乌克兰安-72军用运输机为基础,保留原机的飞行座舱、发动机、子系统……等,更换全新的复合材料机身、机翼、垂直尾翼、水平尾翼。以现有飞机为制造基础的优点是︰不需大量经费就可获得经实际验证的子系统(发动机、起落架、座舱……等),可完全掌握飞行质量,而且只有采用这种方式才能满足经费和时间的要求。极光飞行科学的设计使用先进复合材料集团(Advanced Composite Group)开发的MTM-45预浸布(prepreg),无需热压炉就能固化,搭配CAI所发展的π形接头接合技术。MTM-45低温固化后的强度比热压炉固化略逊一筹,因此目前只能用于实验型飞机上。


铺设复合材料预浸布

  极光飞行科学的飞机机身分为前、后两段,前机身为复合材料蒙皮,再胶结到以连续压模制造的热塑性保形框(frame)上。起落架及某些承受机翼负载的隔框,则沿用自原机体。后机身为分段式金属件接合的夹芯式蒙皮,再胶结到隔框上;货舱斜板及后舱门沿用自原机体;机翼分成三段,中段当做机翼油箱,由复合材料制造的蒙皮、翼肋、翼梁以π形接头胶结接合;垂直尾翼、水平尾翼为夹芯式蒙皮,以π形接头和翼肋胶结接合。

极光飞行科学的设计以安-72为基础


洛马的设计


  洛马的设计以德国道尼尔公司(Dornier)的Do-328支线客机为基础,保留原机的飞行座舱、发动机、子系统……等,更换新开发的复合材料机身和垂直尾翼。和极光飞行科学公司一样,洛马的飞机结构也使用先进复合材料集团的MTM-45预浸布,以及CAI所发展的π形接头接合技术。机身采全复合材料胶合搭接,零件总数只有原零件的十分之一;机身比原机宽以容纳两个美军标准货柜,还有新的复合材料货舱门;垂直尾翼以先进的纤维排列概念(fiber placement concepts)做一体式加强,再以π形接头胶结接合。


洛马的设计以Do-328客机为基础,浅色区域结构沿用自原机体,深色区域结构为新制造


第二阶段


  先进复合材料运输机项目第二阶段的目标,是在2009年9月30日前制造并首飞。极光飞行科学和洛马在第一阶段提出的设计都具可行性,但洛马的设计风险较低,因此空军决定选择洛马进入第二阶段。

  洛马设计的新机身和垂尾总共只有306个零件,大约只有原飞机的十分之一,而固定件的数量也减到只有原飞机的2%。机身加宽以符合美军标准货柜的宽度,机身尾部外形也重新修改以容纳后开式货舱斜板。新机身外形通过风洞吹试确认外形改变不会使Do-328飞控品质变差。

  新机身长19.8米,机身顶部和机腹蒙皮、保形框、地板支撑结构、货舱门、压力隔框、整流罩都使用MTM-45非热压炉复合材料。之前复合材料的标准树脂都需要在热压炉内以高压和177摄氏度的高温下才能固化,需要坚硬的夹具配合,而且零件尺寸也受热压炉大小所限制。而MTM-45只需真空压力,并加温到摄氏71到93度就能固化,沿零件四周很容易安装加温设备,零件尺寸不会受到热压炉大小的限制。

  机身蒙皮、主要保形框、地板支撑结构都是夹芯结构,由复合材料外皮搭配Hexcel公司的HRH-10泡棉夹心。保形框、地板支撑结构、压力隔框、货舱门基础结构……等都以三维(3D)编织型态的π形接头与机顶或机腹相搭接。

  机顶及机腹蒙皮以双搭接剪力接头的方式相互接合,搭接时先仔细调整,让两蒙皮间的最大间隙不超过3%英寸,接缝处施涂FM-300粘胶。在两蒙皮接合处内、外覆盖多层的MTM-45复合材料纤维布,然后推进加温室进行固化。

  垂直尾翼高3.8米,翼根弦长1.7米,翼尖弦长1米,蒙皮、翼梁、翼肋、加强条先依照航空工业界标准程序制造并胶结后,再以π形接头与机身相互接合。前翼梁及后翼梁则是先分别制造完毕,等后机身控制面操控组件安装在垂尾内部后,再以金属固定件与蒙皮接合。


安装保形框


地板支撑结构

  虽然洛马的设计使用了大量复合材料,但还是会有少量金属结构件,如钛合金机翼接合凸耳(lug)、不锈钢起落架门耳轴(trunnion)、铝合金货舱门闩(latch)、铰链、致动器支架、垂尾与机身搭接的三件接头等;货舱门是预制成形的铝合金外皮夹芯平板结构。为防止铝合金与复合材料间产生电位腐蚀(galvanic corrosion),两者的界面处需贴上玻璃纤维隔离布。


洛马设计的机身上、下蒙皮及保形框


机身合拢,开始胶接


全复合材料机身的机构与传统的全金属半硬壳结构截然不同


对比一下道尼尔的全金属机身,原机身和尾翼有超过3000个零件,而复合材料机身和尾翼的零件数量只有300个

  2008年9、10月,洛马把Do-328的飞行座舱组装在新复合材料机身上。机身已预先贴上了电位腐蚀隔离布,经过加垫片及局部修磨后,飞行座舱与机身完全密合,两者再以金属固定件进行搭接。2008年11月洛马安装垂尾,把翼根的三件金属接头以金属固定件接合于机身隔框上。在此阶段内,洛马还安装了用于后续各种试验的测量仪器,以及原飞机的电气、飞控、液压……等子系统。


制造完毕的机身被运到组装车间


机头对接


吊装平尾


组装完毕的先进复合材料运输机


结构试验


  2008年12月,洛马完成了飞机组装,开始进行全尺寸验证试验(full scale proof test)以确保后续试飞的安全。此试验将验证机体在承受机身弯矩(bending moment)及垂尾弯矩 /扭转(torsion)100%设计限制负载时,机体仍然保有完整的结构刚性(structural integrity)。

  总体上在试验过程中测量的应变(strain)数据和有限元素模型(finite element model)预测值相当一致。在机身弯矩试验过程中,当接近100%设计限制负载时,许多试验人员听到靠近机翼接合位置处有轻微的“噼啪”声,符合复合材料受力时的反应。在垂尾试验过程中,100%设计限制负载保持约十五秒后,试验人员听到一声巨大的金属声响,但试验机体并没有出现任何移位情况。试验人员报告发出声响的位置在后机身货舱门附近。完成试验后,设计及应力(stress)分析人员进入试验机体内部目视检查,没有发现任何可解释发生声响的可疑迹象。

  试验结束后,洛马对机身蒙皮和垂尾与机体结构相接合的位置进行详细的超音波非破坏性检查,在机翼接合支座附近发现有几处脱胶的空穴(void)缺陷,但只有一处发生在π形接头,其它空穴则发生在机翼接合支座与机身蒙皮间的液态垫片(liquid shim)处,没有结构强度方面的顾虑。发生空穴的π形接头处通过检查应力分析数据,发现在试验负载下的安全系数很大,因此脱胶不可能由试验造成,更可能是一开始就胶结不良,非破坏性检查也没有发现。

  由于目视检查和非破坏性检查都没有发现飞机损坏的迹象,应力分析人员分析垂直尾翼测试时所听到的巨大声响应该是货舱门铰链栓被摩擦力夹住后突然滑开的声音,在一个货舱门铰链也发现了摩擦痕迹。

  洛马完成机身结构完成验证后开始进行最后组装,2009年1月,Do-328原先的机翼、平尾、发动机也通通装上了机身。2009年4月,机身结构进行压力测试(pressure test),预定加压到0.49千克/平方厘米的限制负载,不过加压到0.46千克/平方厘米时,货舱门密封垫弹脱,货舱门框附近的应变计(strain gauge)读值显示结构位移方向与预期相反。追查原因发现是货舱门密封垫有问题,规定厚度八分之一英寸,实际安装厚度为十一分之一英寸,不过试验人员相信机身结构不致因此而损坏,而且在后续第二阶段试飞中飞机也不会加压,所以密封垫规格不符不会影响试飞。

  2009年5月,先进复合材料运输机进行全系统查核(system checkouts),完成试飞前的一切准备。

洛马飞机进行结构试验时的试验夹具及施力方式安排


飞行测试


  2009年6月2日太平洋时间(Pacific Time)早上6:55分,洛马的先进复合材料运输机从该公司位于加州庞戴尔(Palmdale)的“臭鼬”工厂(Skunk Works)第42号跑道上起飞,先向东飞去,然后转弯向西飞行,爬升到大约3000米的高度后,两位飞行员驾着飞机进行了一连串的速度、安定性、操控性测试。由这些测试可以了解复合材料在不同速度、高度、姿态下的反应,因此非常重要。首飞共历时87分钟。

  美国空军随后把先进复合材料运输机编号为X-55A,并继续进行一系列扩展飞行包线(flight envelop)的试飞以获得飞机的基本性能数据,同时验证复合材料的结构性能以确定先进复合材料运输机所使用的技术可融入未来飞机制造项目中。美国海、空军以及联邦航空局,目前也都深信这些技术的转移将不会有任何困难。


美国空军先进复合材料运输机于2009年6月2日完成首飞


结语


  复合材料刚引入航空工业界时,由于对其特性缺乏了解及信心,因此只限用于非结构件的整流罩位置。20世纪60年代先进复合材料出现后,由于其优异的减重性能,开始用于飞机的次要结构上。到了20世纪90年代,已能与金属结构件相互搭配用于主结构件上,但限定于小型结构,例如F-22“猛禽”的机翼主梁就是复合材料梁搭配钛合金梁。这是因为制造大型复合材料结构件所需的大型热压炉成本非常昂贵,在成本考虑下,复合材料一直无法大量应用于航空工业界,美国空军试图通过新材料大幅提升飞机性能的梦想,势必难以成真。



F-22的机翼结构

  着眼于此,美国空军在20世纪90年代初期启动CAI项目,希望在维持所需的机械强度前提下,开发出新的复合材料制造工艺以大幅降低大型结构的制造成本,其中着力最深的就是开发不需热压炉固化的复合材料。

  在CAI的支持下,先进复合材料集团在20世纪90年代中期研制出不需热压炉固化的LTM系列预浸布,但固化后的机械强度不符航空工业界的要求。直到2005年该公司推出的MTM-45以及氰特工程材料公司(Cytec Engineered Materials)推出的CYCOM-5215,固化后质量终于可以与热压炉相媲美,也为复合材料的应用开创了新纪元。

  随着洛马先进复合材料运输机的成功,不需热压炉固化的复合材料结构已能在航空业界立足,未来随着相关技术的持续发展,将会有非常广阔的发展空间。未来的军、民用航空器若能全面采用复合材料,在性能表现上将会有革命性的提升。

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