羅楚養(yǎng)， 益小蘇， 李偉東， 周玉敬， 朱亦鋼， 劉 剛

(1.北京航空航天大學(xué)交通科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191;2.北京航空材料研究院先進(jìn)復(fù)合材料重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095）

整體成型復(fù)合材料模型機(jī)翼設(shè)計(jì)、制造與驗(yàn)證

羅楚養(yǎng)1，2， 益小蘇2， 李偉東2， 周玉敬2， 朱亦鋼2， 劉 剛2

(1.北京航空航天大學(xué)交通科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191;2.北京航空材料研究院先進(jìn)復(fù)合材料重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095）

根據(jù)給定的外形設(shè)計(jì)了四種不同結(jié)構(gòu)形式的復(fù)合材料模型機(jī)翼，通過對所采用樹脂基體的化學(xué)流變特性的研究，確定其最佳固化工藝條件。采用整體成型技術(shù)制備了四種全復(fù)合材料模型機(jī)翼，并進(jìn)行了三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)。結(jié)果表明，工字梁結(jié)構(gòu)形式的模型機(jī)翼具有最高的載荷重量比，其次為C型梁機(jī)翼，而蒙皮-夾芯機(jī)翼的載荷重量比最小。其中，蒙皮-夾芯模型機(jī)翼在測試中表現(xiàn)為加載點(diǎn)上蒙皮壓縮破壞;蒙皮-加筋機(jī)翼則表現(xiàn)為支點(diǎn)處的剪切破壞;梁式結(jié)構(gòu)機(jī)翼均表現(xiàn)為支點(diǎn)與加載點(diǎn)中間的前緣剪切破壞。采用有限元分析模型機(jī)翼的強(qiáng)度與破壞過程，其結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。

復(fù)合材料機(jī)翼;整體成型;三點(diǎn)彎曲;有限元分析;泡沫夾芯

先進(jìn)復(fù)合材料具有優(yōu)異的比強(qiáng)度、比剛度、抗疲勞性能和剛度可設(shè)計(jì)性等優(yōu)點(diǎn)，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于航空航天結(jié)構(gòu)中，大量采用復(fù)合材料是未來飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的突出特點(diǎn)［1，2］。自20世紀(jì)60年代末首次在機(jī)翼操縱面和方向舵上采用復(fù)合材料以來，復(fù)合材料機(jī)翼的設(shè)計(jì)［3～7］與成型技術(shù)［8～22］一直是國內(nèi)外研究的重點(diǎn)。Seresta等［3］提出了一種用于復(fù)合材料翼盒結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)的混合約束方法，該方法考慮鋪層的連續(xù)性，將鋪層角度和總厚度作為優(yōu)化變量，得到一種相對安全的設(shè)計(jì)，從而實(shí)現(xiàn)減重。Chang等［4］針對后掠復(fù)合材料翼盒的顫振和剛度問題進(jìn)行了優(yōu)化，研究發(fā)現(xiàn)通過優(yōu)化鋪層角度可以顯著提高翼盒的顫振速率。Perera等［5］對無縫氣動(dòng)彈性機(jī)翼的重量、結(jié)構(gòu)外形和氣動(dòng)彈性剪裁進(jìn)行了優(yōu)化，使該機(jī)翼減重近30%，同時(shí)改善了翼盒的剛度和氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性。Haddadpour等［6］綜合考慮了材料各向異性、橫向剪切、翹曲抑制、非均勻扭轉(zhuǎn)模型和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的影響，建立了復(fù)合材料單盒梁機(jī)翼氣彈分析模型，并利用該模型研究了復(fù)合材料機(jī)翼在不可壓縮流中的氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性。Guo［7］采用有限元法對復(fù)合材料機(jī)翼進(jìn)行了氣動(dòng)彈性剪裁優(yōu)化，提高了復(fù)合材料機(jī)翼的顫振速率，并實(shí)現(xiàn)了減重。在成型工藝方面，Ahopelto［8］采用低溫固化預(yù)浸料和真空袋法成型了復(fù)合材料機(jī)翼，研究發(fā)現(xiàn)，對于機(jī)翼蒙皮和前緣采用此方法可實(shí)現(xiàn)低成本，但對于翼梁和翼肋等承力結(jié)構(gòu)則不適用。Madan和Sutton［9］設(shè)計(jì)并測試了膠接成型復(fù)合材料蒙皮加筋壁板的損傷容限，結(jié)果表明，加強(qiáng)筋的彎曲剛度與蒙皮剛度的匹配是這種結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)。Anderson和Holzwarth［10］研究膠接技術(shù)在機(jī)翼上的應(yīng)用，結(jié)果表明該技術(shù)可以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼低成本成型。Kong等［11］采用共固化和二次膠接技術(shù)制備了一個(gè)復(fù)合材料翼盒的縮比模型，并測試了其彎曲力學(xué)性能，有限元預(yù)測的上蒙皮屈曲模態(tài)與試驗(yàn)結(jié)果一致。Klein和Kosmatka［12］采用共固化和二次膠接技術(shù)制備了無人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼。隨著航空復(fù)合材料低成本化制造的迫切要求，整體成型技術(shù)［13］和考慮制造與成本的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)［14］成為未來復(fù)合材料機(jī)翼的發(fā)展方向。整體成型可一次成型大型復(fù)雜的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，如機(jī)身艙段、翼盒、整體油箱、大梁和加強(qiáng)框等，大量減少連接件，提高制件性能，降低裝配成本，是目前世界上復(fù)合材料領(lǐng)域發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)［15～17］。Musicman和Reinert［18］首次提出了翼身融合整體成型概念，試驗(yàn)表明整體成型可降低成本，提高制件性能。Jegley［19］，Scott［20］，Teufel［21］和 Takahira［22］等也分別研究了樹脂膜滲透(RFI）、樹脂傳遞模塑(RTM）、共固化(Co-Curing）和共膠接(Co-bonding）等成型技術(shù)在復(fù)合材料機(jī)翼上的應(yīng)用，結(jié)果表明這些技術(shù)可實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料機(jī)翼的低成本化。

盡管整體成型可獲得優(yōu)異的力學(xué)性能，但要對諸如機(jī)翼這類大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)采用一次性的整體成型技術(shù)，在工藝和設(shè)計(jì)上仍存在很多難題。因此，目前對復(fù)合材料機(jī)翼的整體成型技術(shù)研究也僅停留在針對個(gè)別部件的整體成型，然后采用共膠接或共固化技術(shù)將其組裝成整個(gè)機(jī)翼。有關(guān)全復(fù)合材料機(jī)翼的整體成型技術(shù)、力學(xué)考核及其破壞機(jī)理分析的研究還很少。為此，本工作采用整體成型技術(shù)，以泡沫作為芯材，設(shè)計(jì)并制備了四種不同結(jié)構(gòu)形式的復(fù)合材料模型機(jī)翼，同時(shí)對其進(jìn)行了力學(xué)試驗(yàn)驗(yàn)證，分析其破壞機(jī)理，探索整體成型技術(shù)在復(fù)合材料機(jī)翼上的可行性。

1 結(jié)構(gòu)與鋪層設(shè)計(jì)

模型機(jī)翼的結(jié)構(gòu)外形如圖1a所示，整個(gè)機(jī)翼由左翼、右翼、中央翼和翼梢小翼組成，其外形尺寸如圖1b所示，圖1c為模型機(jī)翼的最大和最小截面尺寸。模型機(jī)翼的性能通過三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)來考核，以載荷重量比為標(biāo)準(zhǔn)對其力學(xué)性能進(jìn)行評價(jià)。根據(jù)機(jī)翼的外形設(shè)計(jì)了如圖2所示的4種機(jī)翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)。圖2a為蒙皮-夾芯結(jié)構(gòu)，采用泡沫芯進(jìn)行填充來保持機(jī)翼外形，表面鋪覆碳纖維蒙皮。圖2b在第一種結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上對蒙皮進(jìn)行了局部加厚，即在機(jī)翼靠近前緣處沿翼展方向增加了兩根矩形筋，并在加載點(diǎn)的前緣增加翼肋來傳遞加載點(diǎn)的集中載荷，矩形筋的位置如圖2e所示。圖2c和d為梁式結(jié)構(gòu)機(jī)翼，分別采用C型梁和工字梁結(jié)構(gòu)，并在支點(diǎn)和加載點(diǎn)進(jìn)行局部加強(qiáng)，工字梁結(jié)構(gòu)同時(shí)在加載點(diǎn)和支點(diǎn)處增加翼肋，翼梁位置與矩形筋相同(如圖2e所示）。在進(jìn)行三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)時(shí)，由于機(jī)翼帶后掠角，故受力時(shí)不僅有剪力和彎矩，還存在扭轉(zhuǎn)。對于纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料，通常采用±45°鋪層來承受面內(nèi)剪流，0°鋪層來承受彎曲正應(yīng)力。據(jù)此，對四種結(jié)構(gòu)的機(jī)翼進(jìn)行的鋪層設(shè)計(jì)如表1所示。

圖1 模型機(jī)翼的外形與尺寸(a）機(jī)翼外形;(b）外形尺寸;(c）最大截面尺寸Fig.1 Configuration and dimension of wing model(a）3D configuration of wing model;(b）contour dimension;(c）maximum cross sections

2 機(jī)翼制備

2.1 原材料

芯材采用EVONIK公司提供的ROHACELL?51 IG/IG-F泡沫，材料體系采用中復(fù)神鷹碳纖維有限責(zé)任公司提供的USN125B碳纖維預(yù)浸料，其材料性能參數(shù)如表2所示。預(yù)浸料基體樹脂在加熱加壓條件下的流變性能、物理化學(xué)特性決定了采用真空袋工藝時(shí)的固化條件及樹脂對碳纖維的滲透效果，從而影響復(fù)合材料制件的綜合性能。為此，需對基體樹脂的流變性能、熱性能進(jìn)行分析，以確定該樹脂的最佳固化工藝條件。圖3為該樹脂體系的動(dòng)態(tài)黏度曲線，由圖3可以看出2℃/min等速升溫過程中的黏度變化情況，在40～135℃范圍內(nèi)樹脂能保持較低的黏度，隨著溫度的升高，樹脂化學(xué)交聯(lián)反應(yīng)以指數(shù)關(guān)系加速進(jìn)行，到140℃左右黏度迅速上升。樹脂黏度在40～135℃之間可以在小于1000mPa·s的范圍內(nèi)保持相當(dāng)長的一段時(shí)間。結(jié)合工藝對樹脂成型使用周期盡可能長及動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)構(gòu)的滯后性，初步選擇75～125℃的溫度進(jìn)行黏度與溫度及時(shí)間的測試。

圖2 四種機(jī)翼的截面設(shè)計(jì) (a）蒙皮-夾芯結(jié)構(gòu);(b）蒙皮-加筋結(jié)構(gòu);(c）C型梁結(jié)構(gòu);(d）工字梁結(jié)構(gòu);(e）加強(qiáng)筋與梁的位置Fig.2 Four different wing cross sections(a）skin-foam structure;(b）skin-stiffened structure;(c）C-beam structure;(d）I-beam structure;(e）locations of stringer and beam

表1 四種機(jī)翼的鋪層設(shè)計(jì)Table 1 Layup design of four wings

樹脂在75℃，100℃，125℃條件下的黏度-時(shí)間曲線如圖4所示。由圖4中可以看出，隨著反應(yīng)時(shí)間的延長，樹脂黏度逐漸升高，只是黏度上升的趨勢有所區(qū)別。75℃下，樹脂黏度隨時(shí)間幾乎不變，而125℃下的樹脂黏度急劇增加，因此，這兩個(gè)溫度皆不適合樹脂凝膠;在100℃下，前30min樹脂黏度幾乎不變，之后黏度迅速提高，45min時(shí)達(dá)到峰值黏度，故該樹脂適合在100℃附近進(jìn)行固化。圖5為該樹脂的DSC曲線，由圖5中可以看出，該樹脂的起始反應(yīng)溫度為109℃，反應(yīng)峰值溫度為130℃。依據(jù)流變分析和熱分析的結(jié)果，最終確定該樹脂的最佳固化制度為90℃ 保溫45min，125℃保溫1h(如圖6所示）。

圖4 不同溫度下的黏溫曲線Fig.4 Viscosity as a function of time under different temperature

表2 ROHACELL?51 IG/IG-F泡沫和USN125B碳纖維復(fù)合材料力學(xué)性能參數(shù)Table 2 Properties of ROHACELL?51 IG/IG-F foam and USN125B carbon prepreg

2.2 制備工藝

整體成型能保證纖維的連續(xù)性，可充分發(fā)揮纖維的承載能力，避免采用薄弱的層間來傳遞載荷。為此，在蒙皮的±45°層鋪覆時(shí)，將預(yù)浸料沿0°方向裁成約10～20mm的窄條，然后通過纏繞來完成±45°層鋪覆(如圖7所示）。這種鋪覆方式在保證鋪層角度的同時(shí)避免機(jī)翼前緣的褶皺，并使纖維緊密黏貼在泡沫表面，有效提高成型質(zhì)量。

對于本工作設(shè)計(jì)的四種機(jī)翼的整體成型工藝，最復(fù)雜的是工字梁機(jī)翼，其次是C型梁機(jī)翼，然后是蒙皮-加筋機(jī)翼，最簡單的是蒙皮-夾芯機(jī)翼。工字梁機(jī)翼的成型工藝包括了其他三種機(jī)翼的所有工藝過程，其主要成型工藝包括工字梁成型和蒙皮成型兩個(gè)過程。工字梁成型包括泡沫修形、翼肋鋪覆、C梁鋪覆、三角區(qū)填充、凸緣鋪放和固化成型等過程，蒙皮成型包括工字梁修形、局部補(bǔ)強(qiáng)、蒙皮鋪貼和固化成型等過程。具體的工藝是:(1）根據(jù)設(shè)計(jì)數(shù)模完成泡沫芯加工(如圖8a所示），并將翼肋鋪覆在泡沫上(如圖8b所示）;(2）將C型梁鋪覆在泡沫芯上，用夾子固定賦形(如圖8c所示），再將兩個(gè)C型梁組合在一起，放置在模具中，然后用單向纖維對三角區(qū)進(jìn)行填充(如圖8d所示）;(3）把鋪覆好的凸緣與C型梁組裝在一起，形成完整的工字梁結(jié)構(gòu)，最后將其固化成型即可得到如圖8e所示的工字梁結(jié)構(gòu);(4）將完成固化的工字梁表面進(jìn)行打磨，以提高其與蒙皮的粘接性能，然后對機(jī)翼前緣進(jìn)行局部補(bǔ)強(qiáng)(如圖8f所示）;(5）按照鋪層順序依次將蒙皮鋪覆在包含工字梁結(jié)構(gòu)的泡沫上，圖8g為成型后的完整機(jī)翼。

圖7 蒙皮±45°層鋪覆方法Fig.7 ±45°ply draping method of skin

圖8 工字梁結(jié)構(gòu)機(jī)翼制作過程(a）泡沫加工;(b）翼肋鋪覆;(c）C梁鋪覆;(d）三角區(qū)填充;(e）固化后的工字梁;(f）局部補(bǔ)強(qiáng);(g）固化后的工字梁機(jī)翼Fig.8 Manufacturing process of I-beam structure wing(a）foam core machining;(b）rib draping;(c）C-beam draping;(d）triangular zone filling;(e）I-beam after curing;(f）local reinforcement;(g）I-beam structure composite wing after curing

3 力學(xué)試驗(yàn)

將復(fù)合材料模型機(jī)翼按圖9所示的加載方式裝夾在材料試驗(yàn)機(jī)上，對機(jī)翼進(jìn)行三點(diǎn)彎曲測試，以位移來控制加載，加載速率為2mm/min。測試時(shí)機(jī)翼上翼面保持水平，支點(diǎn)處為點(diǎn)接觸。測定形變時(shí)采取連續(xù)加載，試驗(yàn)機(jī)自動(dòng)記錄載荷-位移曲線。圖10為其載荷-位移曲線，由圖10可知，工字梁機(jī)翼的破壞載荷最大，其次為C型梁機(jī)翼，蒙皮-夾芯機(jī)翼承載能力最小。圖10還可看出，梁式結(jié)構(gòu)機(jī)翼破壞前載荷位移-曲線均有不同程度的波動(dòng)，原因可能是梁的腹板翻邊與凸緣分層或者蒙皮與梁凸緣分層破壞造成;而無腹板結(jié)構(gòu)的機(jī)翼(蒙皮-夾芯和蒙皮-加筋機(jī)翼）破壞前表現(xiàn)出良好的線彈性。表3為四種結(jié)構(gòu)機(jī)翼的載荷質(zhì)量比。從表3中可知，梁式結(jié)構(gòu)機(jī)翼的承載效率遠(yuǎn)高于其他兩種結(jié)構(gòu)機(jī)翼的承載效率，工字梁機(jī)翼的承載效率最高。由于工字梁的腹板比C型梁的腹板更靠近后緣，使得機(jī)翼的截面形心后撤，從而使工字梁較C型梁受載更均衡，更能充分發(fā)揮材料的性能，故工字梁機(jī)翼比C型梁機(jī)翼承載效率高。圖11為四種結(jié)構(gòu)機(jī)翼的破壞形貌，從圖11可知，對于蒙皮-夾芯機(jī)翼，破壞表現(xiàn)為加載處上蒙皮的折斷(如圖11a所示），由于復(fù)合材料0°方向的壓縮強(qiáng)度較其拉伸強(qiáng)度要低，故破壞主要由彎曲壓應(yīng)力造成;蒙皮-加筋機(jī)翼表現(xiàn)為支點(diǎn)處的剪切破壞。對于蒙皮夾芯和蒙皮-加筋機(jī)翼，剪力只能通過機(jī)翼前、后緣和泡沫來傳遞，蒙皮加筋補(bǔ)強(qiáng)后，機(jī)翼承受彎曲正應(yīng)力的能力得到了大幅度提高，而剪力的傳遞相對較弱，因而在支點(diǎn)處發(fā)生剪切破壞;對于梁式結(jié)構(gòu)機(jī)翼，破壞均表現(xiàn)為加載點(diǎn)與支點(diǎn)中間的前緣剪切破壞。

表3 四種結(jié)構(gòu)形式的機(jī)翼的質(zhì)量、破壞載荷與載荷質(zhì)量比Table 3 The weight，failure load and load-carrying efficiency of four wings

圖9 機(jī)翼裝夾Fig.9 Assembly of wing and tester

圖10 載荷-位移曲線Fig.10 Load/displacement curves of four wings

4 有限元分析

圖11 四種機(jī)翼的最終破壞形式(a）蒙皮-夾芯機(jī)翼;(b）蒙皮-加筋機(jī)翼;(c）C型梁機(jī)翼;(d）工字梁機(jī)翼Fig.11 Failure patterns of four wings(a）skin-foam structure;(b）skin-stiffened structure;(c）C-beam structure;(d）I-beam structure

采用ABAQUS有限元軟件對蒙皮-夾芯機(jī)翼進(jìn)行分析，由于機(jī)翼為對稱模型，三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)時(shí)，支點(diǎn)至小翼部分對分析結(jié)果無影響，故建立如圖12所示的有限元模型進(jìn)行計(jì)算。將試驗(yàn)中的加載端施加固支約束，在相應(yīng)的支點(diǎn)處進(jìn)行加載，模擬機(jī)翼的三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)，這樣，將有限元分析時(shí)施加的載荷乘以2即為機(jī)翼的實(shí)際承載。采用C3D20R三維實(shí)體單元模擬泡沫，S8R殼單元模擬復(fù)合材料蒙皮，共13020個(gè)六面體單元。圖13為有限元分析的載荷-位移曲線與試驗(yàn)結(jié)果的對比，圖中顯示，有限元分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。圖14為有限元模擬的位移分布與應(yīng)力分布，圖14a顯示，最大位移為23.75mm，這與試驗(yàn)中24.84mm的破壞變形一致。在1250N的外載荷下，泡沫的最大等效應(yīng)力為1.094MPa(如圖14b所示），超過了泡沫 0.9MPa的壓縮強(qiáng)度，說明泡沫已經(jīng)破壞，這與試驗(yàn)現(xiàn)象吻合。圖14c和14d分別為蒙皮0°向正應(yīng)力和面內(nèi)剪應(yīng)力分布，圖中看出，蒙皮最大拉、壓應(yīng)力和剪應(yīng)力均出現(xiàn)約束端前緣(即試驗(yàn)時(shí)的加載端），最大彎曲正應(yīng)力為 1381MPa，接近材料的拉伸破壞強(qiáng)度(1384MPa），由于復(fù)合材料的0°向的壓縮強(qiáng)度比拉伸強(qiáng)度略低，故最終破壞為上蒙皮的壓縮破壞，這與機(jī)翼試驗(yàn)時(shí)表現(xiàn)為正中間上蒙皮的壓縮破壞一致。

圖12 有限元模型Fig.12 FE model of skin-foam wing

圖13 有限元模擬的載荷-位移曲線與試驗(yàn)曲線的對比Fig.13 Comparison of load-displacement curves between FEA result and experimental result

圖14 有限元分析結(jié)果(a）位移分布;(b）泡沫等效應(yīng)力分布;(c）蒙皮0°向應(yīng)力分布;(d）蒙皮面內(nèi)剪切應(yīng)力分布Fig.14 Displacement and stress distribution of skin-foam wing(a）global displacement distribution;(b）mises stress distribution of foam;(c）longitudinal normal stress distribution of skin;(d）inner-laminar shear stress distribution of skin

5 結(jié)論

(1）設(shè)計(jì)了四種結(jié)構(gòu)的機(jī)翼，采用泡沫作為夾芯材料，成功制備了四種機(jī)翼，實(shí)體驗(yàn)證了整體成型機(jī)翼的可行性。

(2）樹脂的理化性能表征結(jié)果顯示，該牌號(hào)樹脂的固化工藝為90℃ 保溫45 min，125℃保溫1h。

(3）力學(xué)試驗(yàn)結(jié)果表明，工字梁結(jié)構(gòu)機(jī)翼的承載效率最高，其次為C型梁結(jié)構(gòu)機(jī)翼，然后是蒙皮-加筋結(jié)構(gòu)機(jī)翼，蒙皮-夾芯機(jī)翼承載效率最低。

(4）蒙皮-夾芯機(jī)翼表現(xiàn)為加載處上蒙皮壓縮破壞;蒙皮-加筋機(jī)翼則表現(xiàn)為支點(diǎn)處的剪切破壞;梁式結(jié)構(gòu)機(jī)翼表現(xiàn)為支點(diǎn)與加載點(diǎn)中間的前緣剪切破壞;有限元結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。

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Design，Manufacturing and Testing of Composite Wing Model via Integral Forming Process

LUO Chu-yang1，2， YI Xiao-su2， LI Wei-dong2， ZHOU Yu-jing2， ZHU Yi-gang2， LIU Gang2
(1.School of Transportation Science and Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China;2.Science and Technology on Advanced Composites Laboratory，Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095，China）

Four different structure wings were designed according to the given configuration.Based on the optimized curing process of the resin，the four composite wing models were manufactured via integral forming technique.The three point bending test results show that the I-beam wing has the highest load-carrying efficiency，then the following is the C-beam wing.The skin-foam wing has the minimum load-carrying efficiency.The failure of skin-foam wing is caused by compression failure of upper skin at loading point，while the skin-stiffened wing is failures from the shear break of support point.The C-beam and I-beam structure wings both have shear failures at the wing leading edge between loading point and support point.The finite element analysis(FEA）result is consistent well with those of experiment.

composite wing;integral forming;three-point bending;FEA(finite element analysis）;foam core

10.3969/j.issn.1005-5053.2011.4.011

TB332

A

1005-5053(2011）04-0056-08

2010-12-27;

2011-04-08

國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(E050603），航空科學(xué)基金資助項(xiàng)目(20095251024）

羅楚養(yǎng)(1984—），男，博士，主要從事復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的研究，(E-mail）cyluo@ase.buaa.edu.cn。