摘  要：  對給定外型與尺寸的整體成型復合材料機翼進行了設計、制備及力學性能實驗研究。采用有限元分析軟件，對空心復合材料機翼進行靜力學分析，得到了承載效率與機翼幾何尺寸的關系，并確定了最優(yōu)結構尺寸與復合材料纖維鋪層厚度。采用石蠟芯模輔助氣囊法成型技術，制備了整體成型復合材料機翼，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合材料機翼結構，歐洲隨即在新研制的軍機上也采用復合材料機翼結構。迄今為止，復合材料機翼結構設計技術發(fā)展大致經歷如下過程：20世紀70年代中后期，機翼蒙皮壁板和梁、肋構件設計技術；80年代初期，翼面氣動彈性剪裁設計技術；80年代中期，翼面設計／制造一體化，大型飛翼翼面的鞏固化成型與先進制孔技術；80年代中后期，高損傷容限、低成本的復合材料機翼設計與制造技術。

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