复合材料结构设计设计要求和原则ppt课件.ppt

结构设计要求和原则,结构设计要求,一般要求,复合材料结构一般采用许用应变设计，注意性能、失效模式、耐久性、损伤容限、制造工艺、质量控制等方面的差异。保证结构在使用载荷下有足够的强度和刚度，在设计载荷下安全浴度大于零,在确定复合材料结构设计许用值时，须考虑环境对材料性能的影响，环境因素有温度、湿度、生产使用过程中的最大不可见使用损伤,复合材料结构的安全水平不能低于同类金属结构,防止与金属零件接触时的电偶腐蚀,整体油箱、设备舱等，须防静电、防雷击、电磁兼容设计与试验验证,尽量将复合材料结构设计成整体件,结构设计要求,静强度设计要求,一般要求,在进行部件结构静强度分析与试验验证时，应保证在使用载荷下结构不产生有害的变形和损伤，在设计载荷下结构不出现总体破坏,应通过设计载荷下的部件试验程序来验证复合材料结构的静强度、符合设计准则的程度和可能的强度储备。,对安全裕度大的复合材料结构，可通过试样、元件和组合件试验结果支持的分析来验证,结构设计要求,静强度设计要求,特殊要求,对铺层的强度计算应采用已经验证的失效准则,当结构使用温度范围很宽或复合材料性能在不同温度下变化较大时，应力分析用性能数据可以按结构使用温度划分温度区间，材料弹性常数取相应温度区间内的平均值,刚度设计要求,结构在使用载荷下不允许产生有害的变形和损伤,应充分利用复合材料铺层的可设计性，通过合理地选取铺层角、铺层比和铺层顺序，以最小的质量达到满意的刚度,弹性常数可选取对应温度区间内的典型值,耐久性设计要求,一般要求,飞机结构的经济寿命必须大于设计使用寿命,飞机结构的经济寿命必须进行试验验证,在设计使用寿命期内，飞机结构不允许出现开裂、分层、脱胶、变形,为了保证结构安全而需进行修理、更换和检查,干扰飞机的机械操作,影响飞机的气动特性,产生功能性障碍,在稳态飞行或地面运输条件下引起裂纹/分层的持续扩展,耐久性设计要求,特殊要求,冲击损伤源,重复的低能量冲击,设计时必须考虑使用引起的损伤，研究它对修理、维护、和功能可能产生的影响，并证实外表面目视不易检出的损伤不影其响耐久性,冰雹撞击，工具掉落，踩踏引起的损伤是目视不可检，若在某一区域内的反复冲击可能会影响结构耐久性，根据可能遇到的损伤类型划分结构区域，并在研制试验程序中评定这些区域耐久性对损伤源的敏感性,损伤容限设计要求,缺陷尺寸假设,损伤容限要求含缺陷的结构在规定的使用期内有足够的剩余强度，缺陷包括初始缺陷和使用损伤,初始缺陷：很难用目视检测方法检出，包括冲击损伤、分层和划伤,使用损伤：鸟撞等高能量外来物冲击及雷击产生的目视易检损伤,损伤扩展要求,复合材料结构为缓慢“裂纹”扩展结构,损伤无扩展，应通过试验支持的分析或由试样、元件或结构件的疲劳试验来验证，损伤无扩展循环数应考虑复合材料的疲劳分散性如在规定的检查间隔内出现明显的缺陷/损伤扩展时，须更改设计,损伤扩展，对可能出现的每种缺陷/损伤类型，有在使用载荷谱下可靠的扩展特性数据。同时给出这一扩展规律的统计变异性，并能证实所给出的检测方法足够可靠,胶接接头的损伤容限专用条件,如现有的制造技术无法保证每个胶接接头均能达到其设计强度，无损检测又无法检测出所有的脱胶或弱胶接缺陷时，必须采用以下方法，证实危及飞行安全的关键件中每一胶接接头的承载能力不低于使用载荷,必须用分析、试验或同时使用这两种方法，来确定承载最严重情况的载荷时，每个胶接接头允许出现的最大脱胶区域，并通过细节设计来防止产生大于这一区域的脱胶可能性,必须对每件制成品进行验证试验，对每一关键胶接接头，施加最严重的载荷,动力学设计要求,维修性设计要求,对振动严重结构必须按照频率控制设计原则，响应控制原则以及声疲劳寿命要求进行动力学设计,结构方案设计时要制定复合材料结构的维修大纲根据结构可能产生的损伤，分段或分区确定维修等级结构设计时应为维修提供足够的可达性与开敞性确定修理方法时，需考虑检测方法，所使用的材料以及固化工艺过程军机应允许采用机械连接补丁板修理采取有效技术途径减轻结构损伤，减少维修工作,复合材料结构的动特性，动响应和声疲劳性能均与层压板中铺层的铺设方向，铺层顺序以及层数等因素相关，应选择合理的方法，确保结构在正常使用条件下避开干扰频率的共振区，钟乳区，将最大响应控制,结构分析要求,复合材料的结构分析是主要的设计内容之一，包括静动分析，气动弹性剪裁及耐久性与损伤容限分析结构分析过程中使用的方法，手段，工具都应经过验证并有足够的设计和使用经验。,一般要求,金属结构静强度与刚度分析的要求原则上适用于复合材料结构1）复合材料的层压板的应力应变关系在破坏前呈线性，无屈服极限2）结构所用层压板的弹性常数一般采用经典层压板理论，层压板破坏分析应采用经验证的失效准则，并辅以适当的刚度削减法则3）判断复合材料结构失效的设计许用值，一般不直接采用无损试样得到的极限破坏强度,静强度与刚度分析,飞机结构设计中，可通过气动弹性剪裁技术利用刚度方向性来控制静态或动态的气动弹性变形，从而使它们对空气动力和结构特性产生有利影响气动弹性剪裁的目标1）升力曲线斜率，2）弹性翼面发散控制载荷及其分布，3）操纵面效率，4）固有频率，5）颤振速度，6）挠度，7）重量结构气动弹性分析 结构模型，气动弹性剪裁所用的结构模型在不同阶段可以是有限元分析模型，等效板或其它模型 气动弹性剪裁内容及其敏感度分析，根据不同的设计要求，在气动弹性剪裁中，应包括位移、应力、应变、振动频率、颤振分析 优化设计方法，规划法、准则法,气动弹性剪裁设计,结构分析要求,复合材料结构的耐久性分析主要是指在使用载荷谱以及化学/湿热环境条件下的寿命估算损伤容限分析主要是指对含损伤结构的损伤扩展寿命预测和剩余强度估算。由于复合材料的破坏机理与金属不同，金属结构使用的方法和程序基本上不能用于复合材料结构积木式设计试验验证方法是有效可靠的途径,耐久性与损伤容限分析,原则上与金属结构的动力学分析要求一致，是动力学设计的基础，主要包括动特性分析，动载荷与动响应分析，结构敏感度分析与动力学优化分析，鸟撞损伤和射弹损伤分析，声响应和声疲劳分析。通过分析并根据动力学设计要求合理选择结构形式，结构布局与铺层参数，提高结构振动品质,动力分析,结构设计和优化软件结构应力分析和强度校核软件动力分析软件耐久性和损伤容限分析软件连接开孔等细节设计与分析软件稳定分析软件,计算机软件,结构试验验证要求,复合材料结构完整性验证大纲选材论证报告，环境条件的确定准则，载荷报告，结构分析计划（静强度、刚度、耐久性和损伤容限），结构完整性试验验证大纲（试样、元件、组合件的研制试验计划和全尺寸结构试验验证大纲）全尺寸部件结构完整性试验验证大纲承制方应制定复合材料全尺寸部件结构完整性试验验证大纲，大纲应规定试验内容，顺序安排，载荷情况，试验件要求，环境影响的处理，人工缺陷/损伤的引入，试验数据的处理积木式设计验证试验方法多层次试验验证有助于使技术难点如环境影响，损伤性能等在低层次上通过试验研究得到解决，并避免全尺寸试验的复杂性和实施困难,结构完整性验证大纲与验证方法,复合材料结构环境条件的确定,根据飞机的服役地区，飞行范围，材料体系，使用任务，结构状况等制定飞机复合材料结构环境设计准则，准则应包括对复合材料结构完整性有明显影响的所有总体环境与局部环境，环境设计准则应评定复合材料结构可能遭受到的最严重的单项和组合环境，也应评定长期作用的环境谱，包括出现强度，出现频率，持续时间以及出现顺序,湿热环境,1）复合材料的吸湿，降低基体玻璃化转变温度，产生结构湿应力和尺寸不稳定性。吸湿量将影响复合材料结构的强度，刚度，阻尼特性，耐久性，损伤扩展特性以及剩余强度,应通过分析和试验，验证复合材料结构在设计使用寿命期内，在可能遇到的温度、湿度和载荷环境的单独或综合作用下，仍具有足够的完整性,复合材料的吸湿是一个缓慢的水分扩散过程，吸湿的速率以及平衡量取决于环境的温度、相对湿度、材料体系和材料厚度，气候条件 下的吸湿和脱湿是一个可逆过程B) 复合材料结构的吸湿量主要取决于结构形式，场站停放和贮存环境， 复合材料结构的厚度，单面或双面暴露，表面状况以及在飞机的部位C) 对于热冲击敏感材料，超声速飞行的高温剖面造成的冷热冲击可能产生微裂纹，引起材料不可逆损伤，并增大吸湿量D) 应根据飞机设计使用寿命和预期使用环境，确定复合材料结构达到平衡吸湿量后，它与使用中结构最高温度组合成的最严重环境条件,2）飞机结构的极端气候条件 A) 按飞机预定使用地区内的气候高温，加上日光暴晒引起的最大 可能升温，确定气候引起的结构最高温度，按地面最低温度和 空中飞行低温之最低值确定气候引起的结构最低温度 B) 应考虑使用寿命期内的吸湿量和气候最高温度组合作用对不具 备控温条件的亚，跨声速飞机复合材料结构强度与刚度的影响 也适用于超声速飞机不受气动加热和发动机等热源影响的复合 材料结构,3）飞行高温环境 A) 应通过可靠的分析计算或实测确定飞行中气动加热及其它热源 产生的结构最高温度，典型温度剖面和最不利的温度剖面 B) 对于超声速飞机的复合材料结构，当飞行引起的结构最高温度 比气候引起的结构最高温度更严酷时，应在设计使用寿命期内 环境条件（平衡吸湿量，飞行温度剖面，载荷严重叠加）下， 满足强度规范规定的强度和刚度要求,4）湿热载荷谱编制 湿热环境谱应为飞机预期使用地域中较严重地区的平均湿热谱， 其吸湿量应为使用寿命期内达到的平衡吸湿量,冲击环境,飞机复合材料结构可能遭受工具掉落，冰雹，制造以及地面设备撞击，起飞或着陆时机轮溅起的碎石，螺钉及轮胎碎片的冲击，也可能受到弹丸或弹片等冲击，通过分析和试验，验证复合材料结构在制造和使用整个寿命期间内可能遇到的各种冲击环境下，仍能有足够的结构完整性,1）低能量冲击，不会使冲击表面出现目视可检损伤形态的外来物冲击，低速冲击，由于出现概率高，引起的损伤不易发现，使结构承载能力降低,2）高能量冲击，使冲击表面产生明显可目视可检损伤形态的外来物冲击，如子弹伤，受高能量冲击损伤的结构应能保证继续飞行并安全着陆,3）冲击损伤部位和数量的选取，考虑损伤对结构剩余强度和耐久性影响的程度，低能量冲击着重考虑主要承受压缩载荷的结构部位，对穿透损伤，结构受拉部位与受压部位均需考虑,腐蚀环境与老化,结构静强度验证,分散性考虑复合材料结构的材料和工艺变异性大于目前所用金属结构的变异性，在确定设计许用值时考虑湿热环境考虑考虑预期最严重的湿热环境影响，可选用环境补偿因子法，环境补偿系数法，应力-应变关系外推法和环境箱模拟法,结构耐久性验证,要求进行设计研制试验，以便确定设计概念，选材，确定载荷谱的影响和对关键结构件的耐久性提供早期评估,试验要求,1）在飞机首飞上天之前，开始耐久性验证试验2）耐久性试验寿命应始终领先于已交付飞行的所有飞机中，飞行次数最多的飞机的2-3倍3）对民用飞机，在飞机取得适航证之前，耐久性验证试验必须完成一倍使用寿命的飞行次数,对复合材料结构的补充要求1）疲劳分散性，由于复合材料结构有一定的疲劳分散性，对部件试验，应证实其具有不低于同类金属结构的耐久性水平2）湿热环境影响，进行试样、元件或组合件试验来确定环境对结构耐久性的影响3）冲击损伤的影响4）刚度特性考虑，在耐久性试验时，应证实刚度特性的退化没有超出可接受的水平,复合材料/金属混合结构的耐久性验证试验由于复合材料结构和金属结构具有不同的疲劳和环境敏感性，难以在同一个试验件上同时验证这两种材料结构的耐久性1）积木式验证方法2）采用两个相同的部件分别验证金属结构和复合材料结构的耐久性3）采用已被应用并证实是合理的其他方法,结构损伤容限验证,1）应对结构关键区域的元件，细节件和组合件进行重复载荷试验，以确定结构对损伤扩展的敏感性2）剩余强度评定需采用部件试验，或采用组合作试验数据支持的分析来完成3）试验大纲中应包括由检查频率，范围和方法组成的检查程序,结构动力学验证,应完成复合材料结构在各飞行状态时的振动，颤振，冲击及噪声环境预测以及相关的动力学验证,结构动特性验证,包括对典型结构件的振动频率、振型以及模态阻尼的预测与分析，比较干扰频率，验证其频率储备需测试复合材料的动模量以及模态阻尼，通常取结构前三阶模态应考虑铺层角、铺层数、铺层顺序以及跨厚比等参数，以及温度、湿度对振动特性的影响,结构的动响应验证包括动载荷确定与分类，典型层压板和结构的动响应验证确定性载荷包括周期性载荷，非周期性载荷，瞬变性载荷随机性载荷包括平稳随机载荷和非平稳随机载荷结构动响应验证，分别对确定性载荷和随机性载荷进行测试,噪声环境以及声疲劳验证,结构设计选材,结构选材原则,与金属材料一样，在满足结构完整性要求下尽量选用价格低的材料，考虑材料成本，工艺成本，维修成本,在满足使用要求的前提下，尽量选用已有使用经验的老材料，并有可靠且稳定的供应渠道,所选材料应具有良好的工艺性，包括树脂粘性，铺覆性，成形固化方法，温度压力，储存期，流动性,与相关材料匹配良好，环保，电磁性能好，有阻燃功能,满足结构使用的环境要求,适当的韧性，对外来物冲击损伤，分层等缺陷和损伤不敏感,耐燃油耐老化抗雨蚀,较高的力学强度,材料的使用温度高于结构最高工作温度，在最严重的工作环境条件下，力学性能稳定,环境对材料性能影响的考虑,由于基体控制的复合材料性能对环境敏感，为了尽量减少验证试验计划中的环境问题，有必要在设计的结构选材阶段予以考虑,根据飞机使用的湿热包线与材料的最高使用温度之间的关系进行选材,基体和纤维材料的选用,基体和纤维材料的选用,树脂基体对复合材料力学性能有重要影响，复合材料的横向性能，压缩和剪切性能都与树脂有关，韧性树脂基体可以提高复合材料的抗损伤能力和疲劳寿命，同时吸收能量,耐热性能，耐老化性能，阻燃性能，湿热性能，抗腐蚀性能，电磁性能，都取决于树脂基体,流变性能，粘性，铺覆性，凝胶时间，预浸料贮存稳定性，成形温度、压力、时间等均由树脂基体决定,强度高，韧性好，耐介质，湿热性能好，成形温度低，压力小，时间短，预浸料贮存期长，加压带宽，工艺性能好，与增强纤维粘结性好，玻璃化转变温度高，固化后收缩率低，毒性小，溶液法制备,基体和纤维材料的选用,增强纤维赋予复合材料以高强度和高模量，对抗损伤性能和疲劳强度有贡献，选择纤维应根据性能和成本综合分析，做最佳选择,结构工艺性考虑,成形工艺方法的选取,复合材料结构成形与材料形成同时完成的固化工艺特点，使得结构设计与结构成形工艺密不可分，同步进行，即结构设计必须考虑其成形工艺的可行性,成形工艺方法,所选成形工艺方法应能保证结构性能满足结构设计指标，配合精度满足装配要求,设备条件允许,寿命成本低,优先选用有使用经验的成形工艺方法,典型结构成形工艺,壁板类结构件目前主要采用热压罐成形，正开发RTM，RFI等液体树脂成形,夹层结构件以真空袋、压力袋法为主,筒形结构件采用缠绕成形,整体成形结构件采用共固化、二次固化或二次胶接,层压结构件工艺性考虑,铺层设计工艺性考虑,连续相同的铺层尽量不超过2个,一般只选用0，45，-45，90四种铺层角，尽量选择45，但缠绕成形的复合材料零件不受这一限制,在结构铺层设计中，尽量采用对称均衡铺层，以消除热变形翘曲和减少内应力,变厚度薄板中不同厚度铺层的刚度应足以承受固化时树脂收缩形成的压应变，否则可能在截面厚度变化处造成失稳或板件折断,铺层递减，厚度变化应有过渡区，层数递减每次不超过2层，使经过递层处的纤维变化平缓,层压结构件工艺性考虑,结构件设计工艺性考虑,1）在设备和工艺许可的条件下，应尽量设计成整体件并采用共固化或二次固化，二次胶接工艺，以减少组装工作量,2）复杂结构尽可能采用二次胶接结构，采用先固化蒙皮，然后在蒙皮上胶接固化筋条来制造曲面壁板，采用二次胶接可降低结构的复杂性，确保结构各零件的内部质量，提高生产效率和产品合格率，降低成本,3）封闭式结构，为方便模具装卸，应在受力小的部位设计适当的工艺孔，为考虑复合材料结构与模具热膨胀系数的差异，结构应考虑模具变形补偿,4）壁厚大于7.5mm的制件，应选用不吸胶的预浸料及相应的制造工艺参数，也可采用多次分层预吸胶工艺,5）对复杂外形的结构，在外形变化区应光滑过渡，并用织物代替单向带以减少变化区内的纤维劈裂,6）结构的拐角应有较大的圆角，以避免在拐角处发生纤维断裂,7）复合材料结构内外表层最好采用薄的碳布，以保证复合材料表层在卸模，预装，制孔以及搬运中纤维不劈裂,8）采用二次固化或共固化热工艺的复合材料/金属混合结构设计时应采取措施，防止大的变形或大的热应力而导致的复合材料分层,9）夹层结构应选用树脂韧性好、含量高的织物预浸料作面板，以便在蜂窝端面形成胶瘤，提高夹层结构的剥离程度，避免使用胶膜，减轻重量结构,连接部位设计工艺性选择,1）胶黏剂选择，复合材料结构件与金属零件一般在常温下进行胶接，小尺寸的金属镶嵌件可采用中温或高温胶接，但应充分研究热胀系数不同带来的影响，不至引起分层,2）胶接结构中的金属连接件，复合材料与金属的膨胀系数有很大差异，固化前应尽量减少参与胶接的钣金件和金属机加件中机械连接件数量，同时考虑连接定位方式，留有各金属件伸缩的自由度，以免损坏复合材料构件,3）尽量在胶接工序后制造复合材料与金属件的连接装配孔，必须在胶接前制的孔，则需考虑两种材料热膨胀系数的差异，留有修正的余地,4）应严格控制胶接结构中钣金及机加金属件的配合公差在0.2mm之内，并允许用玻璃布补偿垫，要求用于胶接固化的芯模与复合材料构件型面配合良好，保证复合材料在胶接固化过程时的承压状态下，构件各部分不悬空，避免复合材料构件产生分层,成形工艺对零件结构形状的要求,零件结构的可铺贴性和成形压力的可实现性,零件结构形状和铺层设计应考虑零件毛坯的可铺贴性，零件的各块铺层应能展开成平面或近似地展开成平面,如必须保留难以展开的铺层，在铺层的局部重叠处应考虑开缝，并选择织物预浸料作为铺层材料,零件的大面积表面应尽可能避免与压机方向平行或近似平行，在压制过程中，这类表面实现成形压力比较困难，在很大程度上提高对压机最大压力的要求以及模具的复杂程度和成本,零件厚度,采用压制成形工艺的复合材料零件厚度一般为1-6mm之间，厚度过大，零件内部不易压实，孔隙率高，复杂形状零件厚度过大会引起毛坯难于和模具贴合良好，厚度过小则零件脱模易产生变形,零件的各部位厚度应尽可能保持一致，如厚度不同，复合材料的基体树脂在成形过程中的收缩量也不一致，容易翘曲变形，设计各部位厚度有较大差异时，零件厚薄区之间应保留过渡段，避免厚度突变，减缓零件成形后的翘曲变形,零件的厚度精度一般按照厚度的4%要求,零件脱模斜度,为了便于成形后零件从模具内取出，防止零件表面在脱模时受到损伤，零件的内外表面沿脱模方向应具备便于脱模的倾斜角，即脱模斜度,复合材料压制件的脱模斜度一般为0.5-1，复杂形状的制件，其脱模斜度可适当放大,零件尺寸精度要求与脱模斜度要求相适应,零件圆角、孔和凹陷,零件上两个表面的交接处应避免出现凸角而采用圆弧过渡，以利于零件压制过程中树脂在该部位的流动和压制过程结束后零件从模具内顶出。,零件上的各类孔应尽可能安排在非关键受力部位，相邻孔之间或孔与零件边缘之间应保留适当的间距，至少大于孔的直径,当零件上有侧孔或侧凹时，零件压制成形后不可能从单块模腔中脱出，这类零件的压制成形须采用带滑块和抽芯机的复杂结构模具，零件的制造成本高，生产周期长,热压罐成形工艺的要求,1）铺层,零件的铺层设计一般遵从铺层对称原则，根据零件使用要求必须采用不对称铺层时，可根据实际要求设计零件的各铺层应能展开成平面或近似的展开成平面，无法满足这一要求的复杂形状零件的铺层应采用局部拼接的形式，并采用织物预浸料,2）共固化结构,复合材料的共固化结构包括两种主要类型：整体共固化和胶接共固化，飞机上采用的是 共固化加筋结构，盒状结构，夹层结构,共固化结构的组成零件在未固化时是可分离的，以便于在生产过程中对各个零件的毛坯进行铺贴和预处理,需要芯模成形的共固化结构在设计时应留有足够大的开口，以保证固化后芯模能从构件中取出,3）零件厚度,零件厚度的变化应避免突变而宜采取台阶逐级过渡的方式，台阶受限制的零件非贴模面一侧，台阶尺寸大于2mm，厚部增添的铺层应均匀地夹于其他铺层之间,当零件的厚度大于2mm时，零件的公差为0.08t，零件厚度小于2mm时，零件的厚度公差应为0.1-0.2t,4）零件圆角,零件上拐角处应避免形成尖角而宜采用圆角过渡,5）脱模斜度,凹凸形零件设计时应考虑大于1的脱模斜度,6）零件表面要求,零件厚度的变化应避免突变而宜采取台阶逐级过渡的方式，台阶受限制的零件非贴模面一侧，台阶尺寸大于2mm，厚部增添的铺层应均匀地夹于其他铺层之间,7）蜂窝夹层结构的边缘加强,蜂窝夹层结构边缘的加强铺层应均匀地夹于面板铺层之间，加强铺层形成的台阶允许出现在非贴模表面上,8）零件的可检验性,零件设计时应在结构上留有对零件进行无损检测的通路，为此应在设计过程中征询生产检验部门的意见,缠绕成形工艺的要求,1）零件的形状,与零件内形相对应的芯模表面上应存在一条或几条稳定的，可覆盖整个芯模表面的缠绕轨线稳定的缠绕轨线方向应尽可能与零件的使用载荷方向一致零件上必须具备足够大的开口，以便在零件制造完毕后从中取出芯模,由零件内形决定的芯模上存在凹曲面，零件芯模上的凹曲面可使纤维束或纤维带在缠绕张力下发生滑移，并可造成纤维在该部位的架桥由零件内形决定的芯模上存在两个面相交形成的凹角，零件芯模上存在两个相交形成的凹角亦能造成纤维在该部位的架桥，并对缠绕角造成限制，使纤维无法承受零件的主要使用载荷,2）零件的缠绕角,采用缠绕成形工艺的复合材料零件在设计时可通过对缠绕角的选取来使零件的力学性能与使用应力状态得到最佳的匹配,3）缠绕预置叠层,零件的某一部分在缠绕工序前可预先采用织物预浸制成叠层，并放置在芯模表面或芯模表面的凹槽之中，然后在缠绕工序中与零件主体结合，壳体加强筋是这类预置叠层的常见例子,预置叠层还可作一种工艺措施来消除芯模表面存在的难以缠绕因素,4）缠绕零件的孔,缠绕成形零件上的孔会大大削弱零件的结构强度，零件设计时应尽可能避免在零件上开孔。在零件结构容许的条件下，必要的孔可设计成菱形，以减少切断的纤维数量。孔周一般应有加强边框，加强边框可采用织物预浸料叠层并预先放置在芯模上，在缠绕过程中使之与零件主体结合,RTM成形工艺的要求,设计许用值的确定,许用值与设计许用值,在一定的载荷与环境条件下，由试样、元件或细节件等试验数据，经统计分析后确定并具有一定置信度和可靠度的性能表征值为保证整个结构的完整性具有高置信度，在许用值的基础上，由设计师规定的设计载荷下的限制值,应根据结构使用中可能出现的受载方式和环境条件，分析其可能出现的失效模式。针对这些失效模式，分别采用足够数量的试样或元件进行试验，在对试验数据进行统计处理的基础上，给出针对某一具体失效模式的材料许用值,确定设计许用值的一般原则,1）结构的拉伸设计许用值主要取决于含孔试样的许用值，结构的压缩设计许用值主要取决于含冲击损伤试样的许用值2）薄蒙皮或薄面板蜂窝夹层结构在确定其设计许用值时，还需根据设计要求考虑屈曲的影响。,确定设计许用值的基础是许用值，而许用值的确定除了材料性能试验外还需要结构元件甚至典型结构试验。由于复合材料的可设计性即使是简单的无缺口层压板试件，因为涉及到铺层方式和铺层顺序很难将其归类到材料性能试验件，需知道其铺层参数。,设计许用值的确定方法,AML图和冲击损伤破坏门槛曲线法三种铺层，300个层压板试件的试验数据来确定许用值确定最关键的压缩设计许用值,拉伸设计许用值的确定方法压缩设计许用值的确定方法剪切设计许用值的确定方法,