先进复合材料飞机发展探秘

万磁王

　　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

万磁王

　　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

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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

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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

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　　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

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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

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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

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　　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

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　　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

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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