由于現代先進飛機性能的高要求，使得復合材料的發展突飛猛進，飛機結構的復合材料化已成為必然的發展趨勢，這一趨勢將從根本上改變傳統的飛機結構設計和制造工藝，也將改變航天工業供應鏈重組進程，能否適應這一重大變革，勢必影響一個國家航空制造業的成敗興衰，如今復合材料已經廣泛應用于航空工業，小到飛機上的受力較小的前緣，口蓋大到飛機尾翼機身，復合材料正在不斷快速的替代金屬材料。
 

      先進復合材料誕生于20世紀60年代末，70年代初即應用于飛機結構。先進復合材料指的是性能和功能上遠遠超出其單體組分性能和功能的一大類新材料，他們通常都是在不同尺度，不同層次上結構設計、結構優化的結果，融會貫通了各種單質材料發展的最新成果，甚至產生了原單質根本不具備的全新的高性能與新功能，是可以替代金屬的結構材料。先進復合材料的增強材料最普遍采用的是碳纖維，石墨纖維，芳綸纖維，硼纖維。其中的碳纖維是先進加強件上最通用的纖維材料，而且被飛機和航天飛機最廣泛的應用著。按照基體材料的不同，先進復合材料分為樹脂基，金屬基和陶瓷基復合材料，當前樹脂基復合材料技術基本成熟，已經廣泛應用于軍用飛機和民用飛機。以其為基體的纖維增強復合材料自20世紀80年代以來受到重視，在航空航天工業中有了越來越廣泛的應用。
 

       復合材料在飛機上的應用大致可以分為三個階段：第一階段：是應用于受載不大的簡單零件部件，如各類口蓋、舵面阻力板、起落架艙門等；第二階段：是應用于承力較大的尾翼等次級主承力結構，如垂直安定面、水平安定面、全動平尾、鴨翼等；第三階段：是應用于主承力結構，如機翼盒段、機身等。
 

       這三個階段所涉及的復合材料制造技術，是3個不同層次，在載荷水平上是完全不同的，對構件制造技術的要求也不同，構件的尺寸和結構的復雜程度，也有大幅度的提高。國內目前的技術水平，處于第2階段的水平。而美國已經到第三階段而且規模很大。
 

 2.1.1 美國軍用戰機
 

       美國在復合材料方面具有強大的，全面的研究和生產基地，綜合實力最強。在戰機用復合材料方面，其規模和技術都走在世界前列。早在1974年美國的F-15A戰斗機就使用了復合材料，使用復合材料比例為2%。1995年首飛的F/A-18E/F戰機，復合材料的比例達到了22%，襟翼采用碳碳復合材料，機翼蒙皮也采用碳纖維-環氧復合材料。這時復合材料在飛機中的使用已經到了第二階段，復合材料開始應用于承力較大的部件。

       1982年，美國陸軍提出LHX（實驗輕型直升機計劃），為響應這個計劃同時為了減少雷達反射截面積， RAH-66科曼奇直升機廣泛應用了復合材料，其所用復合材料占整個直升機結構重量的51%，RAH-66是目前世界上使用復合材料最多的實用直升機。在基體結構中使用復合材料的有蒙皮、艙門、桁條、隔框、中央龍骨盒梁結構，炮塔整流罩、涵道尾槳護罩、垂直尾翼和水平安定面。在旋翼系統中使用復合材料的有撓性梁、槳葉、扭力管、扭力臂、旋轉傾斜盤、套管軸和旋翼整流罩。傳動系統使用復合材料的有傳動軸和主減速器箱。所用復合材料有韌化環氧樹脂，雙馬來酰亞胺樹脂、石墨纖維、玻璃纖維和Kevlar纖維等。在戰斗機和直升機上，先進復合材料不僅是輕質高強的結構材料，經過研究改性后還具有一定的隱身功能。造價超過2億美元的B-2“幽靈”重型隱形轟炸機，于1978年開始研制，1993年12月交付使用，它的整個機身除主梁和發動機機艙采用了鈦復合材料外，其它部分均由不易反射雷達波的碳纖維和石墨等非金屬復合材料構成，機翼蒙皮是六角形蜂窩狀夾芯碳/環氧吸波結構材料，該材料的面板為非圓Kevlar49增韌環氧，夾芯為表面經過特殊處理的六角蜂窩狀Nomex，底板為非圓石墨增韌環氧。
 

      與國外先進戰機相比，國產戰機的復合材料的用量較少，在直升機領域復合材料的使用比例較大，直-3直升機中復合材料的使用率約為23%，殲8、強5戰機的垂直尾翼壁板及垂直尾翼使用了碳纖維樹脂基復合材料。高級教練機I-15“獵鷹”06的機頭罩和方向舵大部件都是由國產高性能碳纖維復合材料制造的。
 

       民用飛機不同于軍機，軍機的復合材料應用上完尾翼馬上上機翼、機身。而民機飛機要求安全性、可靠性、舒適性和經濟性等，因此相隔了20年后才出現大型飛機的復合材料機翼和機身，這一段時間一是在發展相關技術，二是在努力降低成本，使之能與對應的金屬結構競爭，條件具備了才有第二階段邁進第三階段的應用[6]。在民用運輸類飛機中，波音777的垂尾，平尾、后氣密框、客艙地板梁、襟翼、副翼、發動機整流罩和各種艙門等均使用了飛虎材料，總質量達9.9t，占結構總重的25%。新研制的波音787，機翼、機身等主承力結構均有復合材料制成，復合材料用量達全機結構總重的50%以上，其中約45%為碳纖維復合材料，5%為玻璃纖維復合材料，是世界時第一架采用復合材料機身，機翼的大型商用飛機?？湛虯320，A330等機型也大量采用了復合材料，用量占結構總質量的13%，A380更是達到了22%[6]。

我國民機復合材料結構應用技術研究起步較晚，在已經取證的民機中，復合材料結構使用有限。20世紀九十年代中期研制了Y7-100復合材料垂尾，并通過了試驗驗證和適航審查，在新支線客機ARJ21-700中，復合材料用量不到2%，主要應用于非結構件、次承力件、根據專家估計，在已經立項研發的國產大型客機結構中，先進復合材料用量將達到20%~50%，并將首次用于機翼級主承力構件，原材料也將努力實現國產化。隨著ARJ21-700的后續機型的研發，代表先進技術的復合材料用量會進一步增多，并將逐漸應用到主要結構上。
 

       纖維增強復合材料之所以能在軍用，民用飛機上的應用如此廣泛，主要是因為纖維增強復合材料的優異特性。
 

      纖維增強復合材料是由基體和增強纖維組成。在纖維增強復合材料中，纖維比較均勻地分散在基體之中，纖維增強基體，其最主要的承載作用。基體的作用是把纖維粘結成一個整體，保持纖維間的相對位置，是纖維能協同作用，保護纖維免受化學腐蝕和機械損傷。纖維增強復合材料不僅具有本身獨特的優點，同時也具有一般復合材料的性能和優點。
 

3.1 比強度和比模量高

       單位質量的強度和模量分別稱為比強度和比模量，比強度和比模量高對于實現飛機結構的輕質化具有至關重要的作用，材料的比強度和比模量高，構件可以做的小巧，重量可減輕，而且質量不會受到影響。當材料的強度和剛度相同時，纖維增強復合材料構件的重量可比鋼構件重量減輕70%左右、航天工業的成本與航天器的質量是息息相關的，對于航天衛星來說每減少一公斤的質量，將減少15-20萬美元的制造發射成本。
 

       疲勞破壞是材料在交變載荷作用下，由于裂紋的形成和擴展而造成的低應力破壞，是飛機墜毀的主要原理之一。與金屬材料相比，纖維復合材料特別是纖維增強樹脂基復合材料對缺口。應力集中敏感性小，而且纖維和基體的界面可以是擴展的裂紋間斷變鈍或改變方向，即阻止了裂紋的迅速擴展，從而具有較高的疲勞強度。
 

       在纖維增強復合材料中，每平方厘米上的纖維數量少則幾千根，多則幾萬根，由具有韌性基體把它們連結成整體。當這類材料制成的構件遇到超負荷而又少量纖維斷裂時，構件上的負荷能迅速地重新分配到未斷裂的纖維上，從而使整個構件在短期內不致喪失工作能力，所以纖維增強復合材料的破損安全性好。
 

       以聚合物為基體的纖維增強復合材料，基體具有彈性。在基體和界面上有裂紋和脫粘的地方，還存在著摩擦力。在振動過程中，粘彈性和摩擦力使一部分動能轉換成了熱能。而且因為纖維增強復合材料的比模量高，其自振頻率也很高，所以可以避免構件在作業是產生共振，纖維與機體界面間具有吸收振動能量的作用，即使產生了振動也會很快的衰減下來。故這類材料構件不容易產生振動破壞。
 

      復合材料的高溫性能好，纖維增強復合材料的結構部件在大幅度溫度變化的環境下，具有非常微小的熱變形。一般鋁合金在400℃時，其強度和彈性模量顯著下降，而用碳纖維或硼纖維增強的鋁合金在此溫度下強度和模量基本不變。
 

       對于連續纖維增強復合材料，可用手糊法、模壓成型法、纏繞成型法和拉拔成型法等制造工藝，復合材料的一次成型技術可以縮短飛機構件的制造流程，實現飛機模塊化，減少飛機整體的連結點，往往這些點的應力集中現象比較嚴重，一次成型技術可以有效解決這些問題，增強飛機抗沖擊能力，延長使用壽命，降低成本。復合材料的可設計性更多的是指功能或性能上的設計，比如可以通過特定方法制造出適用于航空航天工業零膨脹系數的材料等等。
 

      此外復合材料還具有其他一些方面的優越性能：如損傷容限高，尤其是玻璃纖維層壓板表現出了極高的切口強度；具有突出的氣動彈性剪裁好，當改變纖維的組成、排列方向和鋪層厚度，就可以改變復合材料的強度和彈性，以達到設計者對設計對象的需求等等。
 

       航空工業對所需材料的要求是輕質、高強、高可靠。當前，飛行器上采用復合材料結構的主要目的是減輕機體結構重量和改善氣動彈性和隱身性能等。但隨著未來飛行器的發展需求不斷提升，在未來復合材料結構設計上可能會出現諸多挑戰如未來的飛行器可能需要具有變體的能力^[1]；未來飛行器必須滿足在極端環境下的飛行等等。

 代表著最高端科學結晶的未來飛行器與先進復合材料科學技術的發展，必然推動整個航空航天工業乃至全人類的科學技術的進步。