树脂基复合材料（Resin Matrix Composite）也称纤维增强塑料（Fiber Reinforced Plastics），是上前技术比较成熟且应用最为广泛的一类复合材料。这种材料是用短切的或连续纤维及其织物增强热固性或热塑性树脂基体，经复合而成。以玻璃纤维作为增强相的树脂基复合材料在世界范围内已形成了产业，在我国俗称玻璃钢。树脂基复合材料于1932年在美国出现，1940年以手糊成型制成了玻璃纤维增强聚酯的军用飞机的雷达罩，其后不久，美国莱特空军发展中心设计制造了一架以玻璃纤维增强树脂为机身和机翼的飞机，并于1944年3月在莱特-帕特空军基地试飞成功。从此纤维增强复合材料开始受到军界和工程界的注意。第二次世界大战以后这种材料迅速扩展到民用，风靡一时，发展很快。1946年纤维缠绕成型技术在美国出现，为纤维缠绕压力容器的制造提供了技术贮备。1949年研究成功玻璃纤维预混料并制出了表面光洁，尺寸、形状准确的复合材料模压件。1950年真空袋和压力袋成型工艺研究成功，并制成直升飞机的螺旋桨。 过去直升机旋翼主要是由合金制造的，现在主要是使用复合材料，象炭纤维等。重量可以减轻三分之二左右，而强度可以大大提高。
不仅旋翼由炭纤维等复合材料制造，机身的大部分部件也采用了相同的制造工艺。
现代直升机的复合材料用量已经达到50％以上，甚至有些直升机达到了80-90％。
20世纪90年代，复合材料的应用又达到了一个新的阶段，NH-90战术运输直升机复合材料用量达95%，仅动力舱平台、隔板仍采用金属件，其余部分全部采用复合材料制造。虎直升机机体的复合材料占结构重量的80%以上，RAH-66上的复合材料则占总材料重量的51%。因此，随着复合材料技术的不断发展和在直升机上应用的不断深化，下一代武装直升机将有可能成为全复合材料直升机。
不仅旋翼由炭纤维等复合材料制造，机身的大部分部件也采用了相同的制造工艺。
现代直升机的复合材料用量已经达到50％以上，甚至有些直升机达到了80-90％。
20世纪90年代，复合材料的应用又达到了一个新的阶段，NH-90战术运输直升机复合材料用量达95%，仅动力舱平台、隔板仍采用金属件，其余部分全部采用复合材料制造。虎直升机机体的复合材料占结构重量的80%以上，RAH-66上的复合材料则占总材料重量的51%。因此，随着复合材料技术的不断发展和在直升机上应用的不断深化，下一代武装直升机将有可能成为全复合材料直升机。
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第1个回答 2013-10-24
第2个回答 2021-04-14
直升机螺旋桨是指靠桨叶在空气中旋转将发动机转动功率转化为推进力或升力的装置，简称螺旋桨。它由多个桨叶和中央的桨毂组成，桨叶好像一扭转的细长机翼安装在桨毂上,发动机轴与桨毂相连接并带动它旋转。中国明代(1368~1644年)民间的玩具"竹蜻蜓"实际上是一种原始的螺旋桨。喷气发动机出现以前，所有带动力的航空器无不以螺旋桨作为产生推动力的装置。螺旋桨仍用于装活塞式和涡轮螺旋桨发动机的亚音速飞机。
关于螺旋桨的制作材料，20世纪50年代中期以前，第1代直升机的旋翼桨叶一般是由管式钢梁、木质骨架和蒙布组成的混合式结构。50年代末到60年代初的第 2代直升机旋翼广泛使用以铝合金压制梁为基本结构的金属桨叶。60年代末到70年代初的第 3代直升机旋翼以复合材料（玻璃钢为主）桨叶为标志。第 4代直升机旋翼的桨叶和桨毂将用更先进的复合材料来制造。
首先我们来说说金属材料的桨叶。借知乎一名用户（迷彩虎）的回复举例：在阿富汗战场，苏军的米8直升机经常飞行在战区执行任务，也不可避免的被地面炮火击中，但是许多米8都是带着浑身的伤回来，桨叶上也是各种弹孔。而在另一起损伤中，两架米8空中相撞，桨叶被打弯，但是降落后，随机机械师用粗暴的锤子敲平了桨叶，直升机竟然正常起飞。其实这也正是金属桨叶的优势，受到损坏之后能够得到简单修复直升机还是可以正常运转的。
但是说到缺点，金属桨叶可是要比复合材料桨叶多得多。首先是重量。以前的金属桨叶一般采用铝合金，锂合金等合金金属作为制作材料，虽然这些金属在各种性能方面较为稳定，但是重量却是一个大的问题。相比之下，复合材料的桨叶更是一种趋势。阿帕奇作为世界上最大最重的武装直升机之一，最大起飞重量达到了10,433 千克。但是阿帕奇的一片桨叶只需要两个人就能抬起来，要是换做纯金属桨叶，恐怕得来好几个人。阿帕奇的桨叶由钛合金，不锈钢以及纤维结构组成。这种旋翼结构不仅重量轻，在中弹时安全性更好，纤维结构能避免损伤的裂纹进一步延伸扩散，并且耐腐蚀。
复合材料桨叶的可设计性比较强，便于外部几何形状与内部结构的优化。改变铺层方向可以使不同展向位置具备不同的刚度，以满足动力学特性要求。复合材料的耐腐蚀性好，损伤容限较大，抗疲劳特性好，故而寿命比金属桨叶长。本回答被网友采纳
关于螺旋桨的制作材料，20世纪50年代中期以前，第1代直升机的旋翼桨叶一般是由管式钢梁、木质骨架和蒙布组成的混合式结构。50年代末到60年代初的第 2代直升机旋翼广泛使用以铝合金压制梁为基本结构的金属桨叶。60年代末到70年代初的第 3代直升机旋翼以复合材料（玻璃钢为主）桨叶为标志。第 4代直升机旋翼的桨叶和桨毂将用更先进的复合材料来制造。
首先我们来说说金属材料的桨叶。借知乎一名用户（迷彩虎）的回复举例：在阿富汗战场，苏军的米8直升机经常飞行在战区执行任务，也不可避免的被地面炮火击中，但是许多米8都是带着浑身的伤回来，桨叶上也是各种弹孔。而在另一起损伤中，两架米8空中相撞，桨叶被打弯，但是降落后，随机机械师用粗暴的锤子敲平了桨叶，直升机竟然正常起飞。其实这也正是金属桨叶的优势，受到损坏之后能够得到简单修复直升机还是可以正常运转的。
但是说到缺点，金属桨叶可是要比复合材料桨叶多得多。首先是重量。以前的金属桨叶一般采用铝合金，锂合金等合金金属作为制作材料，虽然这些金属在各种性能方面较为稳定，但是重量却是一个大的问题。相比之下，复合材料的桨叶更是一种趋势。阿帕奇作为世界上最大最重的武装直升机之一，最大起飞重量达到了10,433 千克。但是阿帕奇的一片桨叶只需要两个人就能抬起来，要是换做纯金属桨叶，恐怕得来好几个人。阿帕奇的桨叶由钛合金，不锈钢以及纤维结构组成。这种旋翼结构不仅重量轻，在中弹时安全性更好，纤维结构能避免损伤的裂纹进一步延伸扩散，并且耐腐蚀。
复合材料桨叶的可设计性比较强，便于外部几何形状与内部结构的优化。改变铺层方向可以使不同展向位置具备不同的刚度，以满足动力学特性要求。复合材料的耐腐蚀性好，损伤容限较大，抗疲劳特性好，故而寿命比金属桨叶长。本回答被网友采纳
第3个回答 2013-10-24
旋翼 优化设计配重以往人们在研制旋翼时，往往采用"原准机"设计法进行设计，即在参考样机附近寻找可行结构设计方案。采用"原准机"设计法进行结构设计，尽管较易于获得可行方案，但极大地限制了探索范围，只能形成样机系列，设计质量不可能有突破性的提高。同时以往的事实证明，即使在参考样机方案附近进行探索，要想获得较满意的结构设计方案，一般仍需花费大量的时间和人力财力。
随着人们对旋翼结构设计水平要求的提高，人们已不再满足于一般的可行方案，而是力求获得工程概念的最佳方案；探索的范围不再局限在参考样机附近，而是在一般的结构布局和工艺制造许可条件下，在动力学、强度、重量、对旋翼中心转动惯量等约束下的大范围探索。在更高要求和更大范围内探索最佳旋翼结构设计方案，必须解决两个层次的问题:其一是必须能对要求是否合理或有无可行方案进行快速判别；其二是必须在要求合理的情况下能迅速获得工程概念最佳方案。显然，"原准机"设计法难以解决上述问题，满足不了当代先进复合材料旋翼的结构设计要求。以优化方法为主脉、以高速计算机为主要设计工具的优化设计法及相应的优化设计技术，能从根本上解决上述问题，它们是未来直升机旋翼结构设计方法发展的必然趋势。
一、优化设计技术简介
现代概念的优化设计技术，是指能帮助人们快速获得最佳设计方案的技术，其本质是一种能迅速确定探索方向、生成结构方案、分析结构方案和比较结构方案优劣的技术。任何一种优化设计技术，都主要由优化模型和优化方法（或称优化器）两部分组成。
优化方法可分为直接优化法（如随机射线法、随机投点法、单纯形法等）和间接优化法（如线性规划、二次序列规划等）两大类，二者各有特色。直接优化法的特点如下：不需要推导复杂的目标函数和性能参数对自变量的导数关系，能减少中间理论环节；用直接优化法搜索最佳方案，与以往进行结构设计的过程基本相同且比较直观，但搜索步骤较多（通常的工程结构优化，一般需比较成百上千个方案），优化分析时间较长，需要高速计算机才能完成。间接优化法的特点则基本相反。因此，间接优化法比较适于工程规模较小、理论分析方法较成熟和计算机资源较缺乏的情况，而直接优化法适于工程规模较大、理论分析方法（尤其是上述导数关系不太明了）相对不太成熟、拥有高速计算机资源的情况。因此，从工程实际应用方面分析，在类似旋翼等较大规模的结构优化设计中采用直接优化法将更为适宜。
二、 几种实用的复合材料旋翼结构优化设计技术及应用简介
1.复合材料旋翼前沿配重结构优化设计
在直升机复合材料旋翼结构设计过程中，由于稳定性和弦向重心等要求非常苛刻，旋翼桨叶前沿一般都需要布置配重条才能满足。配重条通常由铅等比重较大的金属材料制成，其形状一般为等截面长条结构，在复合材料旋翼桨叶剖面布置中尽量靠前沿；配重条横截面大小由桨叶前沿尺寸等因素综合确定。当配重条的材料、截面尺寸、在复合材料桨叶剖面中的位置确定后，影响旋翼稳定性、动力特性、强度、重量、对旋翼中心转动惯量的因素唯有其展向起止位置。
复合材料旋翼前沿配重结构优化模型如下：
目标函数
在目前的直升机研制中，结构重量的控制仍是设计中极其重要的任务，因此本优化模型以旋翼的重量作为目标函数（或评价参数）。关于旋翼的重量，对应任何前沿配重设计方案，都可以采用有限元法准确计算。
约束条件
旋翼的动力特性、稳定性、对旋翼中心转动惯量和重量等要求，是工程实际中进行直升机旋翼结构设计的主要要求，本优化模型将它们作为约束条件。优化模型没有考虑强度要求，它将主要通过合理布置旋翼剖面结构来满足。
自变量
取桨叶前沿配重的起止位置作为自变量。自变量的取值范围可以根据旋翼桨叶的整体结构情况来确定。
复合材料旋翼前沿配重结构优化设计技术，采用"随机射线法"作为优化方法。"随机射线法"是一种直接优化法，它具有较好的加速搜索功能。
复合材料旋翼前沿配重结构优化设计技术，已成功应用于某型机复合材料旋翼桨叶的前沿配重优化设计工作，结果是去掉了约3/4的前沿配重，为旋翼减重作出了突出的贡献。需特别指出的是，因为该优化模型自变量较少（只有两个），因此可以通过半人工方式完成，即由人力根据优化规律进行结构设计方案的拟定、决定搜索方向和搜索步长、判别比较结构设计方案；关于结构设计方案的各种性能分析（如动力特性分析、稳定性分析等），则由计算机自动完成。当然，一旦动力特性、稳定性等性能分析方法满足综合自动优化分析要求，上述全过程完全可由计算自动完成。
2.以复合材料旋翼剖面结构特性为自变量的优化设计
在直升机复合材料旋翼结构设计过程中，因为动力学要求极为严格，相对难以满足，使得与结构方案的拟定、剖面结构特性分析、动力学分析和判别之间的迭代循环比强度等其他方面的迭代循环多。
复合材料旋翼的动力学分析和判别直接基于复合材料旋翼的剖面特性分析或剖面特性分布，与结构方案的拟定没有直接关系。进一步分析可知，直升机旋翼设计过程中动力学方面的迭代循环，本质上是旋翼剖面结构特性分布方案与旋翼动力学分析和判别之间的迭代循环。因此，如果能借助高速计算机的高速分析功能，通过运用优化技术，预先得到满足旋翼设计要求的最佳剖面结构特性分布方案，然后再以最佳方案指导结构设计，使设计流程由原来的循环形式变成较简单的顺序形式，这样将极大地减少原设计流程中主要依靠人力进行的结构方案的拟定至动力学分析和判别之间的反复迭代循环劳动，缩短大量的设计时间，同时还能获得相应最佳剖面特性分布规律的结构设计方案，使设计质量上升到新的高度。
随着人们对旋翼结构设计水平要求的提高，人们已不再满足于一般的可行方案，而是力求获得工程概念的最佳方案；探索的范围不再局限在参考样机附近，而是在一般的结构布局和工艺制造许可条件下，在动力学、强度、重量、对旋翼中心转动惯量等约束下的大范围探索。在更高要求和更大范围内探索最佳旋翼结构设计方案，必须解决两个层次的问题:其一是必须能对要求是否合理或有无可行方案进行快速判别；其二是必须在要求合理的情况下能迅速获得工程概念最佳方案。显然，"原准机"设计法难以解决上述问题，满足不了当代先进复合材料旋翼的结构设计要求。以优化方法为主脉、以高速计算机为主要设计工具的优化设计法及相应的优化设计技术，能从根本上解决上述问题，它们是未来直升机旋翼结构设计方法发展的必然趋势。
一、优化设计技术简介
现代概念的优化设计技术，是指能帮助人们快速获得最佳设计方案的技术，其本质是一种能迅速确定探索方向、生成结构方案、分析结构方案和比较结构方案优劣的技术。任何一种优化设计技术，都主要由优化模型和优化方法（或称优化器）两部分组成。
优化方法可分为直接优化法（如随机射线法、随机投点法、单纯形法等）和间接优化法（如线性规划、二次序列规划等）两大类，二者各有特色。直接优化法的特点如下：不需要推导复杂的目标函数和性能参数对自变量的导数关系，能减少中间理论环节；用直接优化法搜索最佳方案，与以往进行结构设计的过程基本相同且比较直观，但搜索步骤较多（通常的工程结构优化，一般需比较成百上千个方案），优化分析时间较长，需要高速计算机才能完成。间接优化法的特点则基本相反。因此，间接优化法比较适于工程规模较小、理论分析方法较成熟和计算机资源较缺乏的情况，而直接优化法适于工程规模较大、理论分析方法（尤其是上述导数关系不太明了）相对不太成熟、拥有高速计算机资源的情况。因此，从工程实际应用方面分析，在类似旋翼等较大规模的结构优化设计中采用直接优化法将更为适宜。
二、 几种实用的复合材料旋翼结构优化设计技术及应用简介
1.复合材料旋翼前沿配重结构优化设计
在直升机复合材料旋翼结构设计过程中，由于稳定性和弦向重心等要求非常苛刻，旋翼桨叶前沿一般都需要布置配重条才能满足。配重条通常由铅等比重较大的金属材料制成，其形状一般为等截面长条结构，在复合材料旋翼桨叶剖面布置中尽量靠前沿；配重条横截面大小由桨叶前沿尺寸等因素综合确定。当配重条的材料、截面尺寸、在复合材料桨叶剖面中的位置确定后，影响旋翼稳定性、动力特性、强度、重量、对旋翼中心转动惯量的因素唯有其展向起止位置。
复合材料旋翼前沿配重结构优化模型如下：
目标函数
在目前的直升机研制中，结构重量的控制仍是设计中极其重要的任务，因此本优化模型以旋翼的重量作为目标函数（或评价参数）。关于旋翼的重量，对应任何前沿配重设计方案，都可以采用有限元法准确计算。
约束条件
旋翼的动力特性、稳定性、对旋翼中心转动惯量和重量等要求，是工程实际中进行直升机旋翼结构设计的主要要求，本优化模型将它们作为约束条件。优化模型没有考虑强度要求，它将主要通过合理布置旋翼剖面结构来满足。
自变量
取桨叶前沿配重的起止位置作为自变量。自变量的取值范围可以根据旋翼桨叶的整体结构情况来确定。
复合材料旋翼前沿配重结构优化设计技术，采用"随机射线法"作为优化方法。"随机射线法"是一种直接优化法，它具有较好的加速搜索功能。
复合材料旋翼前沿配重结构优化设计技术，已成功应用于某型机复合材料旋翼桨叶的前沿配重优化设计工作，结果是去掉了约3/4的前沿配重，为旋翼减重作出了突出的贡献。需特别指出的是，因为该优化模型自变量较少（只有两个），因此可以通过半人工方式完成，即由人力根据优化规律进行结构设计方案的拟定、决定搜索方向和搜索步长、判别比较结构设计方案；关于结构设计方案的各种性能分析（如动力特性分析、稳定性分析等），则由计算机自动完成。当然，一旦动力特性、稳定性等性能分析方法满足综合自动优化分析要求，上述全过程完全可由计算自动完成。
2.以复合材料旋翼剖面结构特性为自变量的优化设计
在直升机复合材料旋翼结构设计过程中，因为动力学要求极为严格，相对难以满足，使得与结构方案的拟定、剖面结构特性分析、动力学分析和判别之间的迭代循环比强度等其他方面的迭代循环多。
复合材料旋翼的动力学分析和判别直接基于复合材料旋翼的剖面特性分析或剖面特性分布，与结构方案的拟定没有直接关系。进一步分析可知，直升机旋翼设计过程中动力学方面的迭代循环，本质上是旋翼剖面结构特性分布方案与旋翼动力学分析和判别之间的迭代循环。因此，如果能借助高速计算机的高速分析功能，通过运用优化技术，预先得到满足旋翼设计要求的最佳剖面结构特性分布方案，然后再以最佳方案指导结构设计，使设计流程由原来的循环形式变成较简单的顺序形式，这样将极大地减少原设计流程中主要依靠人力进行的结构方案的拟定至动力学分析和判别之间的反复迭代循环劳动，缩短大量的设计时间，同时还能获得相应最佳剖面特性分布规律的结构设计方案，使设计质量上升到新的高度。
第4个回答 2013-07-16
是塑料的,但不是普通的塑料,也一般都不会说是塑料,一般是说碳纤维,其实是复合材料,是用碳纤维增强的塑料(更合适的说法是塑料增强了碳纤维),
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