摘  要：  對給定外型與尺寸的整體成型復(fù)合材料機翼進行了設(shè)計、制備及力學(xué)性能實驗研究。采用有限元分析軟件，對空心復(fù)合材料機翼進行靜力學(xué)分析，得到了承載效率與機翼幾何尺寸的關(guān)系，并確定了最優(yōu)結(jié)構(gòu)尺寸與復(fù)合材料纖維鋪層厚度。采用石蠟芯模輔助氣囊法成型技術(shù)，制備了整體成型復(fù)合材料機翼，并進行了三點彎曲實驗測定，分析了其破壞機制。三點彎曲實驗研究發(fā)現(xiàn)，整體成型復(fù)合材料機翼的破壞模式為上蒙皮的局部屈曲失效，屈曲后仍有一定的承載能力。

    自20世紀(jì)70年代中期以來，美國各大航空制造公司率先在各自研制的軍機上采用復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)，歐洲隨即在新研制的軍機上也采用復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)。迄今為止，復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)發(fā)展大致經(jīng)歷如下過程：20世紀(jì)70年代中后期，機翼蒙皮壁板和梁、肋構(gòu)件設(shè)計技術(shù)；80年代初期，翼面氣動彈性剪裁設(shè)計技術(shù)；80年代中期，翼面設(shè)計／制造一體化，大型飛翼翼面的鞏固化成型與先進制孔技術(shù)；80年代中后期，高損傷容限、低成本的復(fù)合材料機翼設(shè)計與制造技術(shù)。

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