研究表明，由于戰斗機的特殊要求，它們通常會推動新技術的發展。近年來，工業界對輕質材料的需求大幅增長。如今，民機中復合材料的使用量已經達到了50%以上，同時還提供了許多優點，例如高比強度和高比剛度，優異的疲勞性能和耐腐蝕性等等。通常，碳纖維復合材料輕量化結構提供了增強的有效載荷、改進的靈活性、短距起飛、遠程任務和高機動能力。

當我們縱觀復合材料航空發展史，復合材料是在20世紀60年代首次應用于軍用飛機，后來在20世紀70年代擴展到民用飛機領域。經實驗證明，復合材料結構件，與等效的鋁結構設計相比，可以實現15-20%的重量節省。因此，在某些情況下，結構件的應用導致零件成本顯著增加。碳纖維熱固性復合材料材料的應用越來越多，從次級結構、控制面開始，到后來的機翼和主機身結構，這已經證明幾乎所有的結構型飛機部件都可以用這些材料制造，并且可以實現預期的效益。

現代飛機結構是由薄層預浸漬纖維堆疊成層壓板構成。薄層中的纖維通常是單向（UD）碳纖維或預浸有聚合物樹脂的機織織物。機織物和UD帶都用于飛機結構的制造業。由于自動化的機會和成本，通常選擇UD預浸料。自動化膠帶鋪設（ATL）和先進纖維鋪設（AFP）等方法通常用于生產高成本零部件。

商用飛機用UD預浸料的纖維體積含量一般控制為55–57%。當在高溫和壓力下固化時，它們會形成高剛度、輕量化的復合材料結構件。對于航空結構部件，與其他復合材料技術相比，碳纖維預浸料可提供最高的比剛度和比強度。例如，硼纖維增強環氧樹脂復合材料被用于美國F-14和F-15戰斗機的尾翼蒙皮，但制造時使用的復合材料的結構重量百分比很小，F-15中復合材料用量僅為2%。隨后，復合材料應用比例逐漸提高，從F-18的19%上升到F-22的24%。

碳纖維材料也用于歐洲臺風戰斗機。如下圖1所示，機翼蒙皮、前機身、襟翼和方向舵都使用了復合材料，增韌環氧表層約占外表面的75%。另一方面，使用復合材料不是戰斗機的特權，復合材料在商用飛機上的首次重大應用是空客公司1983年在A300和A310的方向舵上的應用，然后是1985年在垂直尾翼上的應用。

圖1 歐洲臺風戰斗機中的主要材料

由于復合材料具有較高的比剛度和強度，因此在運輸應用中受到廣泛關注，而由于重量較輕，燃料消耗和排放量都可以減少。據悉，一架客機每增加一公斤，每年需要增加130升燃料。可以預計，碳纖維復合材料的使用范圍將達到幾乎所有的區域和約40%的結構重量將由碳纖維復合材料制成。在新型戰斗機的開發中，不斷提高性能的需求要求在載重結構上大幅度減輕重量。除了設計技術的改進（例如集成設計、優化），碳纖維復合材料以及更高效的施工方法具有顯著的減重潛力。

在本系列文章中將會介紹戰斗機用碳纖維復合材料的選擇標準，以便在重量、強度和成本方面選擇最合適的材料來滿足要求，本文首先介紹了飛機結構的應力標準。

碳纖維復合材料廣泛應用于許多現代戰斗機，如洛克希德·馬丁F-35閃電戰斗機、歐洲戰斗機、拉斐爾和薩博鷹獅。碳纖維材料是飛機承重結構中應用最廣泛的材料之一，例如：機翼蒙皮、襟副翼、垂直穩定器、 機身和尾翼等。

歐洲臺風戰斗機，約40%的結構重量是碳纖維增強復合材料（上圖1）。重量節省可以增加有效載荷范圍，提供在恒定性能水平下縮小子系統尺寸的機會，或者可提供更好的燃料效率。

再比如，美國第五代戰斗機F/A-22，作為全球最先進的飛機，它在機身、機翼和尾翼的最重要部分使用了碳纖維復合材料。事實上，這款軍機中的鈦合金占該總重量的40%，復合材料占34%。

此外，復合材料的結構強度和耐久性促使了其他飛機部件的開發。如今的隱形飛機是由碳纖維增強聚合物制成的，因為碳纖維具有優越的性能，有助于減少熱輻射和雷達反射。圖2描繪了用于歐洲戰斗機的CFC（carbon fiber composites）機翼，該機翼通過彎曲和剪切配件連接到機身上。扭轉箱由承載蒙皮和連接到下蒙皮的抗剪梁和肋組成。

圖2 碳纖維復合材料機翼的強度標準

為結構提供性能保證，必須確保箱體設計的主要標準。碳纖維復合材料的機械性能，例如高拉伸和壓縮彈性模量、高缺口拉伸和缺口壓縮強度等，提供了較高的襟副翼、足夠的蒙皮和梁腹板屈曲穩定性以及較高的載荷引入強度。圖3顯示了駕駛艙區域中前機身的典型結構，并說明了與機翼相同的標準在這里是如何主要有效的。

圖3 碳纖維機身典型截面結構

在制造或使用過程中，結構通常容易受到異物損壞，可能在碳纖維復合材料中產生幾乎不可見的分層，并可能導致壓縮強度降低。實驗數據表明，分層可以在不同的過程中進行，主要是受到沖擊損傷的影響。在這種情況下，通常無法從沖擊面檢測到分層。研究發現，分層大大降低了壓縮性能，因為結構表現為一系列薄支柱，而不是原始厚截面。

沖擊后壓縮強度是關于應力的另一個重要要求。如圖4所示，分層試樣的抗壓強度隨初始分層面積的增大而減小。孔洞越大，孔洞周圍的應力區域越高，這會因裂紋而降低材料的強度。這可以通過失效模式來解釋。當壓縮載荷施加到分層面積較小的試樣上時，分層將增長并導致局部屈曲和破壞。

圖4 沖擊后壓縮強度與初始分層面積的關系

與金屬材料不同，CFC層壓板非常容易受到與靜強度相關的缺口的影響，因此它對破壞具有彈性，無法在缺口（螺栓孔、切口等）周圍發生局部屈服（圖5）。此外，層壓板缺口強度會受缺口尺寸的影響。

圖5 碳纖維復合材料層壓板的缺口拉伸強度

在缺口準各向同性層壓板中，可能會發生局部屈曲，從而導致過早斷裂。因此，CFC制造的戰斗機機身結構的主要標準包括拉伸和壓縮彈性模量、缺口拉伸和壓縮強度以及沖擊后壓縮強度（CAI）。此外，開孔壓縮中的強度降低不如拉伸中嚴重，這可能是因為凈壓縮強度本身明顯小于拉伸中的強度，并且已經說明了壓縮應力狀態下的一些強度降低特征。

此外，在潮濕的環境中，基體材料會吸收水分并降解，從而減少對纖維的支撐。上述一些性能隨著濕度和溫度的降低而降低，必須考慮最壞的干/濕條件和冷/熱環境的組合。

如果滿足制造要求，則只能通過查看總結構重量影響來對不同半成品進行最終評估。因此，所有由碳纖維復合材料制成的飛機部件（例如機翼、機身、翅片）均已初步受力，上述性能對復合材料結構總重量的貢獻如下：拉伸模量=7%、壓縮模量=40%、開孔抗拉強度=15%、填充孔抗壓強度=22%、承載強度=11%、沖擊后壓縮強度=5%。