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摘要：先进复合材料因其高比强、高比模、耐腐蚀、耐疲劳及性能可设计等优势，广泛应用于航空航天领域。结合直升机的工作环境特点，本文介绍了先进复合材料在直升机机体结构上的应用情况，并展望了其未来的发展趋势。
关键词：先进复合材料；直升机；机体结构
1 引言
先进复合材料具有高比强、高比模等优异的力学性能，优越的耐腐蚀性能和抗疲劳性能，以及便于大面积、复杂型面零件成型的优良工艺性。得益于其优异的性能，先进复合材料在飞机结构上的应用，可以实现飞机结构重量减轻25%～30%[1，2]。先进复合材料已成为航空航天的重要物质基础，其用量已成为飞行器先进性，乃至航空航天领域先进性的重要标志[3]。由于直升机的工作环境与固定翼飞机不同，先进复合材料在直升机机体机构上的应用有着不同的特点。
2 直升机工作环境特点
直升机的垂直起降、长时间空中悬停和向任意方向飛行的能力，使得它在军用和民用领域获得越来越广泛的应用。因工作原理及执行任务的不同，直升机的工作环境与固定翼飞机的不同，主要如下：
1）飞行高度低、飞行速度慢：由于旋翼气动、重量、噪声、阻力、发动机功率、振动、疲劳与操纵限制等因素的影响，常规直升机的飞行高度在6000米以下，最大平飞速度约为300千米/小时。
2）振动环境复杂、疲劳损伤严重：直升机上安装的旋转部件（如发动机、传动系统、旋翼和尾桨等）运转时产生的交变载荷使直升机产生复杂的振动[4]。振动不仅影响驾驶员正常工作和乘员的舒适性，也会降低机体结构的疲劳寿命。直升机因旋翼及传动系统的动力响应产生高周疲劳环境，同时，直升机因地-空-地循环也存在低周疲劳环境[5]。
3）工作环境严酷：直升机主要工作环境为湿/热、干/寒、砂尘/雨淋、海水等恶劣环境条件[6]。以在热带海区执行任务的EC225型机为例，其常年处于高温（甲板温度高达70℃）、高湿（80%以上）、高盐雾的环境中[7]。
鉴于以上特点，直升机机体结构除需具备足够的强度、刚度等性能外，还需具有足够的疲劳寿命、振动耐久性能和良好的耐腐蚀性能等。
先进复合材料的各向异性使其具有良好的性能可设计性，通过合理地布置增强纤维的方向和芯材的厚度，可以获得需要的结构动力学特性[8，9]，进而降低直升机振动水平[10]；先进复合材料的便于大面积、复杂型面零件成型的特点，可以减少零件及标准件的数量，从而降低结构重量；先进复合材料的低缺口敏感性，使其具有良好的耐疲劳性能[11]。基于以上原因，先进复合材料在直升机机体结构上取得了日益广泛的使用。
与固定翼飞机相比，直升机机体结构上的复合材料在应用技术特点上有一定区别，主要表现在[12]：
（1）结构形式不同。直升机机体结构因其承载特点，较多采用夹层结构，芯材通常为蜂窝或泡沫。
（2）材料体系不同。直升机机体结构主要采用碳纤维、玻璃纤维或芳纶纤维增强的环氧树脂基复合材料，而固定翼飞机主要采用碳纤维增强的双马树脂基复合材料。
3 先进复合材料在直升机机体结构上的应用
自1940年代实用直升机问世至今，从技术特征来看，直升机已历经四代，各代直升机机体结构特征及先进复合材料的应用情况见表1[13～17]。
4 直升机机体结构用复合材料的发展趋势
未来的直升机将向高速、绿色和智能化方向发展[18]，机体结构上使用的先进复合材料的发展方向如下：
超轻量化为了进一步降低结构重量，需要更轻的材料和结构。先进格栅增强结构（AGS）是一种潜在的解决方法。先进格栅增强结构除拥有复合材料结构的一切优良性能（如高比强、高比模等）外，具有更高的抗弯和抗屈曲性能，不会出现分层等现象，具有较高的损伤容限和抗疲劳能力，克服了蜂窝夹芯结构由于水分的侵入引起的结构抗腐蚀性能下降的缺陷，还为智能元件的埋入以及结构的健康监测和修复提供了便利，其极有可能是未来蜂窝夹芯结构的替代品[19]。
此外，点阵复合材料和纳米复合材料也具有很高的应用前景[3]。
结构-功能一体化
结构-功能一体化可以简化直升机机体结构，减少零件及紧固件数量，降低重量及成本，提高机体结构的可靠性。未来直升机复合材料机体结构应至少具备两种或更多功能，有效实现复合材料结构-功能一体化是发展的必然趋势。
结构-功能一体化主要集中在结构-透波一体化（如雷达罩、共形天线等）、结构-抗坠毁一体化（如波纹梁）、结构-电磁屏蔽一体化、结构-隔音降噪一体化（如降噪内饰）、结构-防弹一体化和结构-隐身一体化等。
设计-制造、设计-评价一体化
发展设计-制造一体化技术，可以加快直升机机体结构复合材料产品研发进度，提高零件质量，减少试验次数，缩短研制周期，节约研发资金，降低废品率及提高生产效率。
对服役环境下复合材料的考核是其能够应用的基本前提，但直升机的服役环境比较特殊，直接在服役条件下进行材料试验有时难以实现。发展设计-评价一体化技术，建立试验模拟平台和数值模拟平台、发展先进的原位实时测试技术，建立服役条件下材料性能的科学表征方法及材料环境行为数据库，实现失效过程的计算机拟实与控制，进而实现复合材料性能的主动设计[3]。
智能化
智能复合材料与结构不仅能够承受载荷，还能感知所处的内外部环境变化，并能通过改变其物理性能或形状等作出响应，借此实现自感知、自诊断、自修复和自适应智能化等功能，可以实现直升机复合材料结构噪声抑制、振动控制、主动变形和性能监测与损伤自修复[20]。
低成本化
直升机复合材料结构全寿命周期的低成本化是未来的发展趋势。复合材料的成本主要为原材料成本、装配成本、维护成本及制造成本，其中，制造成本占总成本的75%以上。目前低成本化的核心是发展低成本制造技术，如自动铺带和纤维自动铺放技术、纤维缠绕和多维编制技术、树脂传递模塑（RTM）和树脂膜熔浸（RFI）工艺、非热压罐成型技术等[3]。 5 结束语
先进复合材料在直升机机体结构上的应用已由非承力结构发展到主承力结构，其优异的性能极大地推动了直升机技术的进步。随着超轻量化、结构功一体化、智能化和低成本化复合材料的发展，直升机技术会得到长足的进步。
参考文献：
[1]陈祥宝.先进复合材料低成本制造技术[M].北京：化学工业出版社，2004.2-18.
[2]田宗若.复合材料中的数学力学方法[M].北京：国防工业出版社，2004.1-20.
[3]杜善义.先进复合材料与航空航天[J].复合材料学报，2007，24（1）：1-12.
[4]孙之钊，萧秋庭，徐贵祺.直升机强度[M]. （下转第页）
（上接第页）北京：航空工业出版社，1990.
[5]Charles P. Hardersen，Michael V. Hoagland. Structural Material Selection for The K-MAX Commercial/Industrial Helicopter，May 9-11，1995.
[6]楊乃斌，倪先平.直升机复合材料结构设计[M].北京：国防工业出版社，2008.
[7]高扬.欧洲直升机EC225的防腐蚀现状研究[J].科技创新导报，2013（28）：74.
[8]何柏灵，赵桂平，卢天健.复合材料面层-泡沫金属夹芯板的振动及吸能特性分析[J].兵工学报，2014，35（2）：228-234.
[9]王威远，王聪，魏英杰，邹振祝.复合材料蜂窝结构锥形壳振动传递特性试验研究[J].工程力学，2004，24（7）：1-5.
[10]文裕武，温清澄.现代直升机应用及发展[M].北京：航空工业出版社，2000.
[11]莫淑华，李海涛.缺口复合材料层合板疲劳性能的试验研究[J].应用力学学报，2000，17（2）：75-80.
[12]黄文俊，何志平，程小泉.直升机复合材料应用现状与发展[J].高科技纤维与应用，2016，41（5）：7-14.
[13]吕春雷，朱璟，黄利.突破直升机的速度极限[J].航空制造技术，2014（19）：34-37.
[14]倪先平，曹喜金.直升机发展的历史与现状[J].直升机，1997，（3）：9-14.
[15]倪先平，蔡汝鸿，曹喜金.直升机技术发展现状与展望[J].航空学报，2003（1）：15-20.
[16]倪先平.未来直升机技术发展展望[J].航空制造技术，2008（3）：32-37.
[17]游俊权，周富民，乔鹏.浅析复合材料在武装直升机上的应用[J].中国科技信息，2013，（18）：138-138.
[18]吕春雷，黄利.下一代直升机技术发展方向研究[J].航空制造技术，2008（8）：51-54.
[19]章继峰，张博明，杜善义.平板型复合材料格栅结构的增强改进与参数设计[J].复合材料学报，2006，23（3）：153-157.
[20]鲁庆庆.基于压电驱动器的直升机主动后缘襟翼技术研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业学，2013.
关键词：先进复合材料；直升机；机体结构
1 引言
先进复合材料具有高比强、高比模等优异的力学性能，优越的耐腐蚀性能和抗疲劳性能，以及便于大面积、复杂型面零件成型的优良工艺性。得益于其优异的性能，先进复合材料在飞机结构上的应用，可以实现飞机结构重量减轻25%～30%[1，2]。先进复合材料已成为航空航天的重要物质基础，其用量已成为飞行器先进性，乃至航空航天领域先进性的重要标志[3]。由于直升机的工作环境与固定翼飞机不同，先进复合材料在直升机机体机构上的应用有着不同的特点。
2 直升机工作环境特点
直升机的垂直起降、长时间空中悬停和向任意方向飛行的能力，使得它在军用和民用领域获得越来越广泛的应用。因工作原理及执行任务的不同，直升机的工作环境与固定翼飞机的不同，主要如下：
1）飞行高度低、飞行速度慢：由于旋翼气动、重量、噪声、阻力、发动机功率、振动、疲劳与操纵限制等因素的影响，常规直升机的飞行高度在6000米以下，最大平飞速度约为300千米/小时。
2）振动环境复杂、疲劳损伤严重：直升机上安装的旋转部件（如发动机、传动系统、旋翼和尾桨等）运转时产生的交变载荷使直升机产生复杂的振动[4]。振动不仅影响驾驶员正常工作和乘员的舒适性，也会降低机体结构的疲劳寿命。直升机因旋翼及传动系统的动力响应产生高周疲劳环境，同时，直升机因地-空-地循环也存在低周疲劳环境[5]。
3）工作环境严酷：直升机主要工作环境为湿/热、干/寒、砂尘/雨淋、海水等恶劣环境条件[6]。以在热带海区执行任务的EC225型机为例，其常年处于高温（甲板温度高达70℃）、高湿（80%以上）、高盐雾的环境中[7]。
鉴于以上特点，直升机机体结构除需具备足够的强度、刚度等性能外，还需具有足够的疲劳寿命、振动耐久性能和良好的耐腐蚀性能等。
先进复合材料的各向异性使其具有良好的性能可设计性，通过合理地布置增强纤维的方向和芯材的厚度，可以获得需要的结构动力学特性[8，9]，进而降低直升机振动水平[10]；先进复合材料的便于大面积、复杂型面零件成型的特点，可以减少零件及标准件的数量，从而降低结构重量；先进复合材料的低缺口敏感性，使其具有良好的耐疲劳性能[11]。基于以上原因，先进复合材料在直升机机体结构上取得了日益广泛的使用。
与固定翼飞机相比，直升机机体结构上的复合材料在应用技术特点上有一定区别，主要表现在[12]：
（1）结构形式不同。直升机机体结构因其承载特点，较多采用夹层结构，芯材通常为蜂窝或泡沫。
（2）材料体系不同。直升机机体结构主要采用碳纤维、玻璃纤维或芳纶纤维增强的环氧树脂基复合材料，而固定翼飞机主要采用碳纤维增强的双马树脂基复合材料。
3 先进复合材料在直升机机体结构上的应用
自1940年代实用直升机问世至今，从技术特征来看，直升机已历经四代，各代直升机机体结构特征及先进复合材料的应用情况见表1[13～17]。
4 直升机机体结构用复合材料的发展趋势
未来的直升机将向高速、绿色和智能化方向发展[18]，机体结构上使用的先进复合材料的发展方向如下：
超轻量化为了进一步降低结构重量，需要更轻的材料和结构。先进格栅增强结构（AGS）是一种潜在的解决方法。先进格栅增强结构除拥有复合材料结构的一切优良性能（如高比强、高比模等）外，具有更高的抗弯和抗屈曲性能，不会出现分层等现象，具有较高的损伤容限和抗疲劳能力，克服了蜂窝夹芯结构由于水分的侵入引起的结构抗腐蚀性能下降的缺陷，还为智能元件的埋入以及结构的健康监测和修复提供了便利，其极有可能是未来蜂窝夹芯结构的替代品[19]。
此外，点阵复合材料和纳米复合材料也具有很高的应用前景[3]。
结构-功能一体化
结构-功能一体化可以简化直升机机体结构，减少零件及紧固件数量，降低重量及成本，提高机体结构的可靠性。未来直升机复合材料机体结构应至少具备两种或更多功能，有效实现复合材料结构-功能一体化是发展的必然趋势。
结构-功能一体化主要集中在结构-透波一体化（如雷达罩、共形天线等）、结构-抗坠毁一体化（如波纹梁）、结构-电磁屏蔽一体化、结构-隔音降噪一体化（如降噪内饰）、结构-防弹一体化和结构-隐身一体化等。
设计-制造、设计-评价一体化
发展设计-制造一体化技术，可以加快直升机机体结构复合材料产品研发进度，提高零件质量，减少试验次数，缩短研制周期，节约研发资金，降低废品率及提高生产效率。
对服役环境下复合材料的考核是其能够应用的基本前提，但直升机的服役环境比较特殊，直接在服役条件下进行材料试验有时难以实现。发展设计-评价一体化技术，建立试验模拟平台和数值模拟平台、发展先进的原位实时测试技术，建立服役条件下材料性能的科学表征方法及材料环境行为数据库，实现失效过程的计算机拟实与控制，进而实现复合材料性能的主动设计[3]。
智能化
智能复合材料与结构不仅能够承受载荷，还能感知所处的内外部环境变化，并能通过改变其物理性能或形状等作出响应，借此实现自感知、自诊断、自修复和自适应智能化等功能，可以实现直升机复合材料结构噪声抑制、振动控制、主动变形和性能监测与损伤自修复[20]。
低成本化
直升机复合材料结构全寿命周期的低成本化是未来的发展趋势。复合材料的成本主要为原材料成本、装配成本、维护成本及制造成本，其中，制造成本占总成本的75%以上。目前低成本化的核心是发展低成本制造技术，如自动铺带和纤维自动铺放技术、纤维缠绕和多维编制技术、树脂传递模塑（RTM）和树脂膜熔浸（RFI）工艺、非热压罐成型技术等[3]。 5 结束语
先进复合材料在直升机机体结构上的应用已由非承力结构发展到主承力结构，其优异的性能极大地推动了直升机技术的进步。随着超轻量化、结构功一体化、智能化和低成本化复合材料的发展，直升机技术会得到长足的进步。
参考文献：
[1]陈祥宝.先进复合材料低成本制造技术[M].北京：化学工业出版社，2004.2-18.
[2]田宗若.复合材料中的数学力学方法[M].北京：国防工业出版社，2004.1-20.
[3]杜善义.先进复合材料与航空航天[J].复合材料学报，2007，24（1）：1-12.
[4]孙之钊，萧秋庭，徐贵祺.直升机强度[M]. （下转第页）
（上接第页）北京：航空工业出版社，1990.
[5]Charles P. Hardersen，Michael V. Hoagland. Structural Material Selection for The K-MAX Commercial/Industrial Helicopter，May 9-11，1995.
[6]楊乃斌，倪先平.直升机复合材料结构设计[M].北京：国防工业出版社，2008.
[7]高扬.欧洲直升机EC225的防腐蚀现状研究[J].科技创新导报，2013（28）：74.
[8]何柏灵，赵桂平，卢天健.复合材料面层-泡沫金属夹芯板的振动及吸能特性分析[J].兵工学报，2014，35（2）：228-234.
[9]王威远，王聪，魏英杰，邹振祝.复合材料蜂窝结构锥形壳振动传递特性试验研究[J].工程力学，2004，24（7）：1-5.
[10]文裕武，温清澄.现代直升机应用及发展[M].北京：航空工业出版社，2000.
[11]莫淑华，李海涛.缺口复合材料层合板疲劳性能的试验研究[J].应用力学学报，2000，17（2）：75-80.
[12]黄文俊，何志平，程小泉.直升机复合材料应用现状与发展[J].高科技纤维与应用，2016，41（5）：7-14.
[13]吕春雷，朱璟，黄利.突破直升机的速度极限[J].航空制造技术，2014（19）：34-37.
[14]倪先平，曹喜金.直升机发展的历史与现状[J].直升机，1997，（3）：9-14.
[15]倪先平，蔡汝鸿，曹喜金.直升机技术发展现状与展望[J].航空学报，2003（1）：15-20.
[16]倪先平.未来直升机技术发展展望[J].航空制造技术，2008（3）：32-37.
[17]游俊权，周富民，乔鹏.浅析复合材料在武装直升机上的应用[J].中国科技信息，2013，（18）：138-138.
[18]吕春雷，黄利.下一代直升机技术发展方向研究[J].航空制造技术，2008（8）：51-54.
[19]章继峰，张博明，杜善义.平板型复合材料格栅结构的增强改进与参数设计[J].复合材料学报，2006，23（3）：153-157.
[20]鲁庆庆.基于压电驱动器的直升机主动后缘襟翼技术研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业学，2013.