随着飞机制造对轻量化要求的不断提高，复合材料在飞机结构中的应用展现出巨大的发展潜力，其在飞机上的应用部位和用量已成为衡量飞机结构先进性的重要指标。随着技术成熟度的提高，波音787与空客350的复合材料用量已经达到50%。复合材料面板与泡沫芯材组成的夹芯结构因密度小、弯曲刚度高、减震性能好等优点，在飞机的次承力结构中得到了更广泛的应用，如飞机翼面的前缘及操纵面［1-3］。机翼蒙皮作为飞机机翼的外部覆盖层，在提供光滑气动外形的同时也承担着传递空气动力的角色，通过与内部骨架的协同作用增强机翼的承载能力，防止机翼出现过度扭曲或弯曲变形，进而提高整机的结构强度。机翼的服役环境往往会伴随高温、低温、高湿度和盐雾腐蚀等各种极端气候条件［4-5］，更突出了碳纤维复合材料热稳定性与化学稳定性的重要。温度对碳纤维复合材料的影响主要作用在基体-纤维界面，高温会导致树脂氧化分解加速，吸湿会导致基体的塑化和溶胀作用进而产生内应力，而低温使材料变脆并形成内部微裂纹。但与金属材料相比，碳纤维复合材料依然具有更好的抗环境影响的优势。Cinar等［6］针对L型泡沫夹芯结构进行了四点弯曲试验，结果表明该类结构最初的失效机制为泡沫与面板分层，而后才是泡沫拉伸断裂。陈历等［7］建立了考虑湿热效应的复合材料失效预测模型，验证了CFRP防撞梁的耐碰撞性能及材料失效过程。卢东滨等［8］探究了复合材料的吸湿扩散行为，结合环境系数预测湿热环境下复合材料的老化寿命并构建剩余强度计算模型。Gao等［9］研究了微观结构演变对碳/碳复合材料经热处理后的力学和摩擦学行为影响，发现由于碳原子层在高温下的重新排列，热解碳的取向随热处理的温度升高而增加。
鉴于复合材料基体对温度和湿度的高度环境敏感性，制定科学合理的环境设计准则对于飞机结构的设计与选材至关重要。在此过程中，首先，需要明确复合材料结构在特定部位所能达到的吸湿量与最高温度相结合的最严重环境状态。同时，不同载荷方式的影响也不容忽视：当结构部位承受压缩或剪切载荷时，湿热环境通常是影响静强度的最不利因素；而当结构部位承受拉伸作用时，干冷环境更有可能导致静强度降低。本文聚焦某型机碳纤维复合材料泡沫夹层机翼蒙皮试验件在压缩载荷下的失稳试验，采用环境箱模拟法，系统研究湿热环境对复合材料机翼蒙皮力学性能的影响。在此基础上，深入探讨复合材料结构设计与合格审定中所要求的最严重环境状态及环境影响试验的合格审定要求，旨在确保试验的可靠性和试验数据的有效性，为电动飞机复合材料蒙皮的设计与应用提供理论依据和数据支持。
1 复合材料的环境影响
复合材料积木式验证规划设计时应考虑最严重环境状态对飞机结构的影响［10］，通过试验或相关数据确定环境与材料体系静强度、刚度的关系来制定环境设计准则，具体方法为：1）在最严重环境状态下进行部件/全尺寸静强度试验；2）采用试样、元件级试验数据确定环境暴露对静强度的影响，然后通过典型结构件级确定最严重环境对复合材料结构性能和失效模式的影响，并考虑用材料性能退化的设计值确定环境补偿系数，最终通过全尺寸级试验进行验证，进一步考虑结构在全寿命周期内的影响。
表1 民用飞机结构温度范围 |
| 飞机结构 | 温度范围/℃ |
|---|---|
| B777尾翼层合板 | -54~70 |
| B737碳纤维/环氧树脂水平安定面 | -60~82 |
| 某型飞机复合材料结构 | 最高温度70~80 |
| 某型运输类飞机复合材料结构 | 最高温度70~80 |
| A320机身框段全尺寸试验 | 70 |
材料性能急剧降低的温度为最高使用温度限制（maximum operating temperature limit，MOL），吸湿会导致材料玻璃化转变温度降低，选取相对湿度85%下的水分含量所对应的MOL，计算公式如式（1） 所示。
式中： 为玻璃化转变温度，参考ASTM D728-07进行测量［16］；∆T为温度裕度，对于环氧树脂基体复合材料，∆T通常取28 ℃。推荐的结构最高使用温度限制为71 ℃，最低温度为-54 ℃。
对于两个表面均暴露在环境中、厚度在8 mm以下的构件，在飞机使用寿命内认为可以达到平衡水分含量，判定试件达到平衡水分含量的公式如式（2） 所示。
式中： 为第 次测量的质量； 为第 次测量的质量； 为没有吸湿处理前的基准质量。
2 环境箱模拟试验验证方法
2.1 试验材料及准备
试验件构型为翼型曲面泡沫夹芯板，长为561 mm、宽为507 mm，泡沫厚度为6 mm，碳纤维复合材料面板铺层［（±45°）/（0/90）］，其细节特征与飞机机翼蒙皮2肋、3肋前段实际结构细节相同。对试验件进行预制缺陷，在制造过程中引入人工制造分层缺陷，同时预置目视不可见冲击损伤（barely visible impact damage，BVID），损伤表面凹坑深度为1 mm。试验件在机翼的位置信息如图1所示（单位：mm），试验件尺寸信息及预制损伤位置如图2所示（单位：mm）。为了获得环境因素对复材结构的力学性能影响，试验规划包括室温干态（RTD）和高温湿态（ETW：71 ℃，相对湿度85％）两组试验，每组各3件试验件作为平行样本，选定室温干态环境试验件为基础对照组，所有测试结果均为多次测量取平均值。依据ASTM D 5229标准在高低温湿热环境试验箱（型号：PF-GDW-2.7-70）中进行试验件状态调节直至吸湿平衡，环境箱温度上限为200 ℃，温度下限为-20 ℃，温度波动度为±0.5 ℃，温度均匀度≤2.0 ℃，温度偏差控制在±2 ℃。为保持环境箱相对温、湿度的稳定，避免测试过程中水分过度流失，在试验开始前进行吸湿平衡状态摸底评估。依据美国FAA发布的条款AC 20-107B，在复合材料结构静强度、疲劳与损伤容限验证中提出复合材料需要考虑的湿热环境条件，以满足适航符合性验证方法要求。
环境箱保持相对温、湿度稳定的试验结果如表2所示。选取第4种加温加湿方案：在热机状态，先加湿至相对湿度85%后逐步加热至71 ℃，采用5 ℃升温步长，环境箱内的相对湿度一直保持在相对湿度82%以上。监测热电偶达到温度要求2~3 min后开始加载试验。
表2 环境箱保持相对温、湿度稳定的试验结果 |
| 试验件 | 制造状态 /g | 饱和状态 /g | 冷机状态 /g | 热机同时 加热加湿 /g | 热机先加湿后加热/g | 热机先加湿后加热 （5 ℃梯度）/g | 质量变化率/% | 耗时/s |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 蒙皮1 | 5.001 4 | 5.180 9 | 5.178 4 | — | — | — | 0.048 3 | 1 801 |
| 蒙皮2 | 4.964 8 | 5.281 6 | — | 5.279 | — | — | 0.049 2 | 1 046 |
| 蒙皮3 | 4.959 7 | 5.038 6 | — | — | 5.038 1 | — | 0.009 9 | 1 884 |
| 蒙皮4 | 4.971 6 | 4.971 6 | — | — | — | 5.044 8 | 0.008 0 | 2 410 |
2.2 试验方法
某型电动飞机正常运行的工况下，在2肋和3肋之间上蒙皮平均极限压缩应力为3 MPa，试验件位于2肋一端的截面积为3 000 mm2，则压缩极限载荷为9 000 N。在蒙皮内外表面共粘贴6个应变片，应变片位置分布如图3a所示（单位：mm），1号、2号应变片为单向应变片，位于面板中上部，距顶端143 mm，分别贴于前后两面；3号、4号为三花应变片，位于面板中部，距顶端345.5 mm，分别贴于前后两面；5号、6号为单向应变片，位于面板中下部，距底端143 mm，分别贴于前后两面。试验件安装工况如图3b所示，试验件长度方向一端固支，另一端施加压力载荷，加载线与试验件两端截面的形心连线重合，试验件两侧使用滑轨约束，保证两侧平面沿着滑轨单方向运动，通过连接在三角架立柱的调整螺栓调整滑轨间隙，滑轨间距离约为2 mm（蒙皮边缘理论厚度为0.92 mm）。调整试验件在升降平台上的位置，保证试验件形心完全处于加载压块加载面内，固定两侧三角支架及调整螺栓。调整加载作动筒位置，使加载压块与试验件上表面距离小于5 mm。试验件安装完成后，以极限载荷的10%为步长逐级加载至80%极限载荷，再以极限载荷的5%为步长加载至100%极限载荷，并保持3 s，再以极限载荷的10%为步长继续加载至结构破坏，终止试验。记录每级加载后的测量数据和最大破坏载荷，设定加载载荷与极限载荷比值为载荷级，并结合应变片数据输出应变-载荷级曲线。
2.3 试验结果
试验件破坏情况如图4所示。从图4a可以看出，RTD环境下试验件破坏模式以凹陷为主并伴随局部断裂，重度凹陷主要发生在试验件上、下两侧的加载区与固定端边缘处，在弧形转折区域下部同样出现凹陷，此处凹陷面积较大但程度轻。断裂主要发生在夹持区中部偏上区域，右侧裂纹发生于边缘处，沿倾斜19°方向朝左侧裂纹起始点处扩展，左侧裂纹发生位置更靠近加载端，且裂纹长度远小于右侧，但随着载荷的施加，两侧裂纹并未持续延伸产生连接。图4b为ETW环境下试验件破坏情况。采用与干态环境下相似的破坏模式，同样在夹持端与固定端上、下两侧出现凹陷，且整体凹陷区域面积小于干态试验件，但裂纹断裂路径和断裂区域与干态环境下相比有很大不同。高温湿态环境下，裂纹主要产生于试验件的中下部与下部固定端边缘处，中下部裂纹产生前出现了大范围的弯曲变形以实现能量的初步吸收与耗散。随着载荷的增加，试验件进一步弯曲，最终演化为断裂，其中弧形转折区域的弯曲变形程度最大，说明此处吸收能量最多。在高温和湿态的共同作用下，分子间作用力减弱，进而导致材料变软，抵抗变形能力直线下降，在固定端边缘处则出现间断的直线型破碎性裂纹。ETW环境下试验件复杂的断裂形式表明，高温与湿态两因素对材料的影响存在着复杂的耦合效应，并未因湿气侵入而变成完全脆化的状态，且断裂前的弯曲更能在一定程度上说明结构通过改变自身形状实现内部应力重新分布。材料的损伤逐渐积累，最终引发裂纹扩展并导致结构断裂，进而实现在一定范围内承受压缩载荷而不立即发生失稳破坏。
两组试验结果表明，各试验件均能承受100%极限载荷。其中，RTD环境试验件结构破坏时的载荷分别达到403%、321%、309%的极限载荷，其结构的承载能力均值为371%极限载荷值，平均破坏载荷为33 430 N，平均破坏位移为2.87 mm。ETW环境试验件结构破坏时的载荷分别达到220%、202%、294%的极限载荷，其结构的承载能力均值为239%极限载荷值，平均破坏载荷为21 470 N，平均破坏位移为3.07 mm，与RTD环境下相比，承载能力下降了35.5%，变形量增加6.9%。试验件的承载能力降低、形变量增加主要考虑环境对基体性能变化和界面性能退化的影响，高温使得树脂分子热运动加剧，伴随湿度影响导致玻璃化转变温度降低，同时考虑界面结合力降低。在承受载荷时，纤维与基体之间更容易发生脱黏与滑移，使得载荷传递效率降低，导致结构在较小的外力作用下产生局部大变形。图5为两种环境下不同载荷级（实际加载载荷/极限载荷的比值）下各测点应变测试结果。由图5a可知，RTD环境下结构的强度与刚度明显下降，进一步解释了结构失稳前局部屈曲现象的产生。在压缩载荷的作用下，高温湿态环境所引发的材料内部热应力与湿应力导致结构缺陷的加速扩展，也使得刚度削减的速度逐渐增加，其中RTD环境下3号三花应变片在0°方向上展示出最大应变，且在载荷施加初期为压应变，在接近100%载荷级时突然出现跳跃式变化转为拉应变。3号应变片在90°方向与4号应变片在0°方向上持续展示为较大压应变，说明3号应变片位置与4号应变片位置在应变方向上出现明显差异，与试验件所展示的损伤形态相匹配。对比RTD环境下试验件应变数据可以发现，在载荷级为0~0.8%时，ETW环境下试验件最大压应变达到-495 με，与干态环境下试验件应变最大值相差仅为5.8%，此阶段虽然承载能力差别不大但应变波动明显，刚度逐级减弱。考虑到湿热环境引发的热应力与湿应力相互叠加，材料内部出现不均匀膨胀或收缩伴随水分入侵导致的塑化，使得材料在相同载荷下变形增大并出现应变波动。载荷级在0.8%~1.0%时，3号应变片90°方向应变变化增速为89.8%，7号应变片在0°方向应变变化增速为104.5%，5号应变片由小幅度拉应变逐渐转为压应变，并随载荷级的增加稳步递增。此阶段湿热环境对材料性能的劣势作用逐渐显现，不同位置的材料响应差异增大，加剧应力分布不均匀性。当载荷级达到1.9%时，3号应变片90°方向、4号应变片0°方向、5号应变片及7号应变片均出现相同趋势的波动引起刚度折减，波动持续至2.2载荷级才逐步平稳，这表明在高载荷作用下ETW环境对结构的影响更为显著。ETW环境试验件的应变主要集中在3号应变片90°方向，与干态试验件同一位置处应变变化趋势相同，但变化幅度更明显，刚度折减更严重。最大拉应变出现在7号应变片0°方向，与RTD环境下试验件相比，应变随载荷增加呈线性分布并未出现跃迁现象，说明纤维的断裂及界面的突然脱黏因湿热环境而得到缓解，材料的变形也变得更加连续均匀［8］。
3 结论
1）复合材料环境设计准则应给出具体部位和材料所遭受的最严重环境状态，推荐的结构最高使用温度限制为71 ℃，最低温度为-54 ℃，相对湿度为85％。
2） 在设计复合材料适航验证规划时，需考虑环境影响。这一过程通过设计一系列底层级、中间层级和顶层试验件，并正确使用相关补偿系数（如温湿度环境过载系数）等方式，这表明复合材料结构在最严重环境状态下的静强度符合适航要求。
3）通过环境箱模拟法进行试验验证发现，与RTD环境相比，ETW环境下试验件承载能力下降了35.5%，形变量增加了6.9%。
4）对比两种环境下试验件的失效模式发现，ETW环境对基体性能变化和界面结合力性能退化都产生显著影响，且高温与湿态两因素对材料的影响存在复杂的耦合效应，导致破坏形式的多样化。