科学技术与工程

性能参数	T700碳纤维/ 环氧树脂	T300碳纤布/ 环氧树脂
拉伸模量E₁/GPa	134	74
拉伸模量E₂/GPa	8.9	74
剪切模量G₁₂/GPa	4.7	4.55
纵向拉伸强度X^T/MPa	1 800	499
纵向压缩强度X^C/MPa	1 100	352
横向拉伸强度Y^T/MPa	60	458
横向压缩强度Y^C/MPa	150	352
纵向剪切强度S^L/MPa	106	46
横向剪切强度S^T/MPa	106	46
泊松比ν₁₂	0.29	0.3
单层厚度/mm	0.15	0.15

性能参数	T700碳纤维/ 环氧树脂	T300碳纤布/ 环氧树脂
拉伸模量E₁/GPa	134	74
拉伸模量E₂/GPa	8.9	74
剪切模量G₁₂/GPa	4.7	4.55
纵向拉伸强度X^T/MPa	1 800	499
纵向压缩强度X^C/MPa	1 100	352
横向拉伸强度Y^T/MPa	60	458
横向压缩强度Y^C/MPa	150	352
纵向剪切强度S^L/MPa	106	46
横向剪切强度S^T/MPa	106	46
泊松比ν₁₂	0.29	0.3
单层厚度/mm	0.15	0.15

性能参数	7075铝合金
弹性模量/GPa	71
泊松比	0.33
密度/(kg·m^-3)	2 810
屈服强度/MPa	455
抗拉强度/MPa	524

性能参数	7075铝合金
弹性模量/GPa	71
泊松比	0.33
密度/(kg·m^-3)	2 810
屈服强度/MPa	455
抗拉强度/MPa	524

层数	铺层方式Ⅰ		铺层方式Ⅱ
1	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	35
2	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	-35
3	T300碳纤布	0.15	45	T700碳纤丝	0.15	35
4	T300碳纤布	0.15	-45	T700碳纤丝	0.15	-35
︙	︙	︙	︙	︙	︙	︙
13	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	35
14	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	-35
15	T300碳纤布	0.15	45	T300碳纤布	0.15	45
16	T300碳纤布	0.15	-45	T300碳纤布	0.15	-45

层数	铺层方式Ⅰ		铺层方式Ⅱ
1	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	35
2	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	-35
3	T300碳纤布	0.15	45	T700碳纤丝	0.15	35
4	T300碳纤布	0.15	-45	T700碳纤丝	0.15	-35
︙	︙	︙	︙	︙	︙	︙
13	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	35
14	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	-35
15	T300碳纤布	0.15	45	T300碳纤布	0.15	45
16	T300碳纤布	0.15	-45	T300碳纤布	0.15	-45

基于复合材料铺层方式差异的导弹发射筒结构损伤失效数值仿真

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杨志维 ¹ , 张焯轩 ¹ , 王小春 ¹ , 刘柯辰 ²

科学技术与工程 | 论文·武器技术 2025,25(5): 1920-1926

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科学技术与工程 | 论文·武器技术 2025, 25(5): 1920-1926

基于复合材料铺层方式差异的导弹发射筒结构损伤失效数值仿真

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杨志维¹, 张焯轩¹, 王小春¹, 刘柯辰²

作者信息

¹ 湖南航天有限责任公司, 长沙 410205

² 南京航空航天大学机电学院, 南京 210016

杨志维(1986—),男,汉族,湖南常德人,硕士,高级工程师。研究方向:机械结构设计与仿真。E-mail:105762747@qq.com。

Numerical Simulation on Damage and Failure of Missile Launcher Structure Based on Difference of Composite Material Layering Mode

Zhi-wei YANG¹, Chao-xuan ZHANG¹, Xiao-chun WANG¹, Ke-chen LIU²

Affiliations

¹ Hunan Aerospace Limited Liability Company, Changsha 410205, China

² College of Mechanical & Electrical Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China

出版时间: 2025-02-18 doi: 10.12404/j.issn.1671-1815.2401448

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摘要

收起

为探究碳纤维复合材料在便携式武器中的应用,开展了发射筒结构性能与复合材料铺层方法的技术研究。通过试验获取某型发射筒的工作压力,并应用有限元数值仿真方法建立不同的碳纤维复合材料铺层模型,进而对发射筒在工作载荷下的力学性能进行研究。研究结果表明,碳纤维铺层方式对发射筒的刚度及损伤失效有较大影响。发射筒在相同工作压力、相同铺层层数和总厚度的条件下,铺层方式Ⅰ的发射筒结构最大变形为2.41 mm,方式Ⅱ最大变形为7.66 mm,后者是前者的3倍多。根据Hashin失效准则,方式Ⅰ的碳纤维筒体未出现损伤,方式Ⅱ的筒体除中间第6~12层纤维层未出现损伤外,其余各层均萌生了较大范围的起始损伤点。研究结果可为发射筒的结构设计和碳纤维复合材料铺层方案提供参考。

关键词

发射筒 / 碳纤维复合材料 / 损伤失效 / 数值仿真

Abstract

收起

In order to explore the application of carbon fiber composite in portable weapons, the technical research on the structural properties of the launcher and the method of composite laminating was carried out. The working pressure of a certain type of launcher was obtained through experiments, and different carbon fiber composite layering models were established by using finite element numerical simulation method. Then the mechanical properties of the launcher under working load were studied. The results show that the layering method of carbon fiber has a great influence on the stiffness and damage failure of the launcher. Under the condition of the same working pressure, the same number of layers and the total thickness, the maximum deformation of the launcher structure is 2.41 mm in the layering mode Ⅰ. The maximun deformation of mode Ⅱ is 7.66 mm, and the latter is more than 3 times of the former. According to the Hashin failure criterion, there is no damage in the carbon fiber cylinder of the mode Ⅰ, except for the 6th to 12th fiber layers in the middle of the cylinder according to the mode Ⅱ, a large range of initial damage points are found in other layers. The research results can provide reference for the stucture design of the launcher and the carbon fiber composite layering scheme.

Key words

launcher / carbon fiber composite / damage failure / numerical simulation

引用本文

杨志维, 张焯轩, 王小春, 刘柯辰. 基于复合材料铺层方式差异的导弹发射筒结构损伤失效数值仿真. 科学技术与工程, 2025 , 25 (5) : 1920 -1926 . DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2401448

Zhi-wei YANG, Chao-xuan ZHANG, Xiao-chun WANG, Ke-chen LIU. Numerical Simulation on Damage and Failure of Missile Launcher Structure Based on Difference of Composite Material Layering Mode[J]. Science Technology and Engineering, 2025 , 25 (5) : 1920 -1926 . DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2401448

正文

收起

发射筒是导弹贮存和发射的专用装置,给导弹贮存提供密封环境,为其发射承担初始角度的导向,筒体的力学性能对发射安全性及弹体的出筒姿态具有重要的影响。研究的对象属于便携式发射筒,其发射方式是通过固体发动机助推弹体出筒,筒体主要承受发动机产生的高温高压燃气冲刷。碳纤维复合材料以其质轻、高强度、高模量、耐热烧蚀的性能,成为发射筒材质的首选。

李敏等^[1]针对某导弹发射筒建立刚柔耦合模型进行分析,验证了结构振动响应是影响导弹发射的重要因素。江晓瑞等^[2]设计了一套模拟发射筒内建压过程的装置进行实验,得到了导弹弹射过程中冲击载荷出现的最大位置及筒内最大压力出现的时机。朱孙科等^[3]使用复合材料铺层厚度和角度为变量,筒口最大位移和质量为目标,结合有限元数值计算及非支配排序遗传算法对发射筒进行了有效的优化设计。黄通等^[4]基于纤维增强复合材料损伤过程,分析了筒身的失效形式。刘东等^[5]使用有限元数值仿真针对某型发射筒进行内压工况下的结构强度、刚度进行研究。孙同生等^[6]通过数值分析与实弹射击试验对比,真实地模拟复合材料发射筒的动态应力响应。王鸿丽等^[7]使用Fluent动网格技术模拟了导弹在发射筒的运动过程。邓春丽等^[8]采用域动分层法模拟导弹发射过程,得到了筒内的温度、速度、压强云图及筒壁监测点的压强和温度变化曲线。王磊等^[9]基于流体力学软件建立了筒壁破损状态下的燃气弹射内流场模型,得到了流场分布与内弹道曲线。梁晓扬等^[10]采用数值模拟方法,分析了发射箱后盖构型对箱内初始冲击波强度的影响。郭靖宇等^[11]提出了一种复合材料缠绕金属内衬火炮身管的减重设计方案。安庆升等^[12]通过仿真和试验对发射筒筒体的结构优化和碳纤维复合铺层方法进行了研究。陈延伟等^[13]以舰载某型导弹发射装置为研究对象,提出了大立柱钛合金和模块化复合材料等4 种轻量化设计方案。李洪涛^[14]建立了某型复合材料发射筒的三维有限元仿真计算模型,并对该型发射筒在吊装、运输、发射工作状态下的受力与变形情况进行了分析评估。李永康等^[15]采用有限元数值仿真方法对导弹发射时某型玻璃纤维复合材料发射筒筒体的刚强度进行评估分析,将筒壁螺旋层螺旋角、环向层与螺旋层厚度比以及筒壁厚度作为设计变量,对复合材料发射筒筒体进行优化设计。李易松等^[16] 使用有限元数值仿真方法对某型复合材料发射筒水锤动态载荷下结构强度、刚度进行研究。

现通过试验采集发射筒工作时内部的实际压力,并使用有限元法对其金属抱箍和复合材料筒体的结构进行仿真分析,探究复合材料在不同铺层下的损伤和变形情况,以期为发射筒的设计与优化提供重要依据。

1 发射筒的几何模型

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发射筒结构如图1所示,该发射筒主要由筒体、前盖装置、抱箍和后盖组成。筒体截面为正方形,筒体中部有一用来过连接线缆的方孔,此处为筒体结构的薄弱点。抱箍为金属件,通过缠绕加胶粘固化与筒体连接,用来加强筒体方孔周边的强度,抱箍上装有密封盖将筒体方孔位置密封。前盖装置和后盖在贮存和转运过程中维持发射筒内的密封环境,在导弹处于发射状态时,前盖装置会提前打开,后盖为一层膜结构,靠发动机尾焰冲破来达到卸载筒内工作压力的目的。

2 发射筒内压测试

收起

发射筒内压是导弹发射时,发动机燃烧产生的燃气在发射筒内形成的压力。发动机在发射筒内沿筒轴向运动,且前盖处于开放状态,后盖在一定压力下破开卸压,造成发射筒内部压力场是一个极为复杂的动态变化过程。

喷管扩张比与膨胀比的关系式^[17]为

(1)$\frac{A_{\mathrm{e}}}{A_{\mathrm{t}}}=\frac{\Gamma}{\left(\frac{p_{\mathrm{e}}}{p_{\mathrm{c}}}\right)^{\frac{1}{k}} \sqrt{\frac{2 k}{k-1}\left[1-\left(\frac{p_{\mathrm{e}}}{p_{\mathrm{c}}}\right)^{\frac{k-1}{k}}\right]}}$

式(1)中:$\Gamma=\sqrt{k}\left(\frac{2}{k+1}\right)^{\frac{k+1}{2(k-1)}}$,k取1.231;A_t为喷喉面积;A_e为喷口面积;P_c为燃烧室压力;P_e为出口处压力。

经计算得出,在常温条件下发射发动机出口处压力P_e=0.874 MPa。由于压力梯度沿发动机喷口向外减小,因此发射筒内压小于0.874 MPa。

为获取发射筒筒壁承受的真实压力,从实际出发,按相同内腔尺寸设计了材质为不锈钢的工装筒模拟发射筒,配重弹模拟导弹外场发射试验,如图2所示。工装筒筒壁外侧开孔,沿筒轴向取5个测压点安装压力传感器,根据计算值,传感器量程选择1 MPa,数据采集设备采样率1 000 kHz。试验结果显示筒内膛压是一个阶跃变化的过程,5个监测点压力峰值大小分布具有一定随机性,测得最大压力峰值为0.62 MPa。

3 发射筒数值仿真分析

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3.1 仿真理论

对于正交各向异性的碳纤维复合材料,在平面应力下,如壳单元中(设厚度方向为3,平面内主方向为1和2),可以认为σ₃₃=0,主方向上的应力-应变关系^[18-19]如下。

(2)$\left(\begin{array}{l} \varepsilon_{1} \\ \varepsilon_{2} \\ \gamma_{12} \end{array}\right)=\left[\begin{array}{ccc} 1 / E_{1} & -\nu_{12} / E_{1} & 0 \\ -\nu_{12} / E_{1} & 1 / E_{2} & 0 \\ 0 & 0 & 1 / G_{12} \end{array}\right]\left(\begin{array}{l} \sigma_{11} \\ \sigma_{22} \\ \tau_{2} \end{array}\right)$

式(2)中:E₁、E₂为平面内主方向的弹性模量;G₁₂为切变模量;ν₁₂为泊松比;ε₁、ε₂为主方向上应变;γ₁₂为切应变;σ₁₁、σ₂₂为主方向上应力;τ₂为切应力。

采用Hashin失效准则^[20],共分为纵向拉伸(纤维方向拉伸)、纵向压缩(纤维方向压缩)、横向拉伸(垂直纤维方向拉伸)、横向压缩(垂直纤维方向压缩)等4种失效模式。

纤维方向拉伸失效:

(3)$F_{\mathrm{ft}}=\left(\frac{\hat{\sigma}_{11}}{X^{\mathrm{T}}}\right)^{2}+\alpha\left(\frac{\hat{\sigma}_{12}}{S^{\mathrm{L}}}\right)^{2}=1, \hat{\sigma}_{11} \geqslant 0$

纤维方向压缩失效:

(4)$F_{\mathrm{fc}}=\left(\frac{\hat{\sigma}_{11}}{X^{\mathrm{C}}}\right)^{2}=1, \hat{\sigma}_{11}＜0$

基体方向拉伸失效:

(5)$F_{\mathrm{mt}}=\left(\frac{\hat{\sigma}_{22}}{Y^{\mathrm{T}}}\right)^{2}+\alpha\left(\frac{\hat{\sigma}_{12}}{S^{\mathrm{L}}}\right)^{2}=1, \hat{\sigma}_{22} \geqslant 0$

基体方向压缩失效:

(6)$\begin{aligned} F_{\mathrm{mc}}= & \left(\frac{\hat{\sigma}_{22}}{2 S^{\mathrm{T}}}\right)^{2}+\left[\left(\frac{Y^{\mathrm{C}}}{2 S^{T}}\right)^{2}-1\right] \frac{\hat{\sigma}_{22}}{Y^{\mathrm{C}}}+\left(\frac{\hat{\sigma}_{12}}{S^{\mathrm{L}}}\right)^{2}=1 \\ & \hat{\sigma}_{22}＜0 \end{aligned}$

式中:X^T为纵向拉伸强度;X^C为纵向压缩强度;Y^T为横向拉伸强度;Y^C为横向压缩强度;S^L为纵向剪切强度;S^T为横向剪切强度。

式(3)~式(6)用于判断材料点的损伤起始,当失效因子F_ft达到1的时候,表示该材料点纤维方向拉伸损伤开始,小于1则表示材料纤维方向无拉伸损伤,其他同理。

3.2 材料属性及铺层方式

发射筒筒体使用的复合材料是采用T700碳纤维丝和T300碳纤维编织布交叉铺层,预浸环氧树脂胶、缠绕后经高温固化而成。材料性能参数如表1所示,抱箍采用7075高强度铝合金,材料性能如表2所示。碳纤维的铺层方式对发射筒的性能影响较大^[21],通过ABAQUS有限元分析软件,参考常规的缠绕角度^[22],对发射筒筒体建立两种不同的碳纤维铺层方式,并进行了计算分析,铺层方式见表3,筒体最内一层为第16层,筒体轴向为铺层角0°方向,碳纤布为正交编织,铺设时其经纱和纬纱与筒轴之间的角度为±45°,铺设完成后筒体总厚度为2.4 mm。

3.3 发射筒有限元模型建立

发射筒筒体采用四边形壳单元,网格划分时在筒体与抱箍接触的位置做加密处理,抱箍和密封盖采用六面体单元,作为对碳纤维筒体加强的附件,密封盖与抱箍的连接位置,抱箍与筒体的接触位置定义绑定约束。划分网格后的发射筒有限元模型如图3所示,筒体共划分38 399个网格,抱箍和密封盖共219 727个网格。

根据发射筒内压测试结果,对筒体内壁及密封盖内部施加0.62 MPa的压力,使用静载荷校验碳纤维筒体和金属附件可承受的峰值压力载荷。按内压测试状态,将发射筒与测试工装的安装位置作为有限元分析边界条件的固定约束位。

3.4 有限元仿真结果分析

首先针对两种不同铺层方式的发射筒整体进行刚度和强度的仿真计算,其结构变形云图如图4所示,其中铺层方式Ⅰ和方式Ⅱ的最大变形位置均出现在筒口4个直边的中心处,且变形沿筒轴向抱箍方向延伸,抱箍位置的变形最小,筒体截面有从方形变成圆形的趋势。铺层方式Ⅰ发射筒变形的最大值为2.41 mm,方式Ⅱ的最大值为7.66 mm,方式Ⅱ刚度明显小于方式Ⅰ。发射筒刚度对弹体出筒姿态有很大影响,因此方式Ⅱ存在较大风险。根据计算结果,筒口处应进行局部缠绕加厚加强,优化局部结构刚度。对发射筒强度分析,应力大小不能准确反映碳纤维材料的损伤情况,对于铝合金抱箍,可根据材料的屈服强度结合对象的使用场景进行失效判别。抱箍计算模型的应力云图如图5所示,铺层方式Ⅰ的抱箍应力最大值为450.6 MPa,低于材料屈服强度,可满足发射筒工作压力要求。铺层方式Ⅱ的抱箍应力最大值为489.6 MPa,超过材料屈服强度,由于最大应力位于密封盖与抱箍连接的约束位置,且仅有局部几个节点超屈服强度,因此对于单次使用的发射筒影响较小。

发射筒筒体的损伤判据,根据Hashin失效准则进行,针对发射筒的两种铺层方式,使用Abaqus有限元分析软件进行渐进失效分析,得出筒体最内一层的结构失效云图如图6、图7所示。铺层方式Ⅰ的筒体,纤维方向和基体方向的拉伸、压缩失效因子均小于1,因此,根据Hashin准则,发射筒最内层复合材料不会出现损伤失效现象。铺层方式Ⅱ的筒体,纤维方向拉伸、压缩失效因子小于1,基体方向拉伸、压缩失效因子大于1,基体方向拉伸损伤起始位置在筒口4个直边的中心处,压缩损伤起始位置在筒口的4个圆角处。铺层方式Ⅱ的筒体由于在较大区域都萌生了起始损伤点,因此根据Hashin准则可判定该发射筒复合材料出现损伤失效,不能适用0.62 MPa内压工况。

两种铺层方式的筒体总层数都为16层,其各层纤维方向拉伸、压缩最大失效因子如图8、图9所示。两种筒体从第3~16层失效情况趋向一致,失效因子均小于1,未出现损伤。方式Ⅱ第1、2层纤维方向失效因子发生突变,拉伸失效因子最大值为1.67,位于筒体最外侧,虽对弹体出筒姿态不产生影响,但外层纤维出现的损伤可能导致发射筒表面附件脱落,造成人体伤害,有较大的安全隐患。

根据Hashin渐进失效分析,碳纤维复合材料纤维方向和基体方向的损伤需要同时考虑,两种筒体各层基体方向拉伸、压缩最大失效因子如图10、图11所示。方式Ⅰ各层失效因子均小于1,未出现损伤。方式Ⅱ拉伸失效因子除了位于中间的6~13层外,其余均大于1,出现拉伸损伤,压缩失效因子在第1层、第13~16层大于1,出现压缩损伤。综合基体方向的损伤情况,铺层方式Ⅱ的发射筒筒体不能满足0.62 MPa工作内压要求。

4 结论

收起

通过试验获取发射筒的工作压力,并应用有限元数值仿真方法建立不同的碳纤维复合材料铺层模型,进而对发射筒在工作载荷下的力学性能进行研究。研究结果表明,碳纤维铺层方式对发射筒的刚度及损伤失效有较大影响。发射筒在0.62 MPa工作压力,16层铺层,筒壁总厚度2.4 mm条件下,铺层方式Ⅰ的发射筒结构最大变形2.41 mm,方式Ⅱ的结构最大变形7.66 mm,后者不满足弹体出筒姿态要求。发射筒铝合金抱箍的强度仅方式Ⅱ的局部节点出现超过材料的屈服强度,因此模型中抱箍的结构形式可以满足发射筒的工况要求。根据Hashin失效准则,方式Ⅰ的碳纤维筒体未出现损伤,方式Ⅱ的筒体除第6~12层纤维层未出现损伤外,其余各层在纤维或基体方向均萌生了较大范围的起始损伤点,因此不能满足发射筒的工况要求。通过试验和有限元仿真分析,为发射筒的结构设计和碳纤维复合材料铺层方案提供了参考。

基金

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航空发动机及燃气轮机基础科学中心重点项目(P2022-AB-IV-002-001)

参考文献

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文献

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2025年第25卷第5期

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doi: 10.12404/j.issn.1671-1815.2401448

接收时间：2024-03-04
首发时间：2025-07-29
出版时间：2025-02-18

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出版历史

收稿日期：2024-03-04
修回日期：2024-11-18

基金

航空发动机及燃气轮机基础科学中心重点项目(P2022-AB-IV-002-001)

作者信息

¹ 湖南航天有限责任公司, 长沙 410205

² 南京航空航天大学机电学院, 南京 210016

参考文献

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2种不同金属材料的力学参数

科 Family	属数 Number of genus	种数 Number of species	占总种数比例 Percentage of total species (%)	属 Genus	种数 Number of species	占总种数比例 Percentage of total species (%)
鹅膏菌科Amanitaceae	2	11	5.26	鹅膏菌属 Amanita	10	4.78
小菇科 Mycenaceae	2	12	5.74	丝盖伞属 Inocybe	5	2.39
多孔菌科 Polyporaceae	8	14	6.70	蜡蘑属 Laccaria	5	2.39
红菇科 Russulaceae	3	23	11.00	小皮伞属 Marasmius	6	2.87
				小菇属 Mycena	11	5.26
				光柄菇属 Pluteus	5	2.39
				红菇属 Russula	17	8.13
				栓菌属 Trametes	5	2.39

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TxT

性能参数	T700碳纤维/ 环氧树脂	T300碳纤布/ 环氧树脂
拉伸模量E₁/GPa	134	74
拉伸模量E₂/GPa	8.9	74
剪切模量G₁₂/GPa	4.7	4.55
纵向拉伸强度X^T/MPa	1 800	499
纵向压缩强度X^C/MPa	1 100	352
横向拉伸强度Y^T/MPa	60	458
横向压缩强度Y^C/MPa	150	352
纵向剪切强度S^L/MPa	106	46
横向剪切强度S^T/MPa	106	46
泊松比ν₁₂	0.29	0.3
单层厚度/mm	0.15	0.15

性能参数

T700碳纤维/
环氧树脂

T300碳纤布/
环氧树脂

拉伸模量E₁/GPa

134

拉伸模量E₂/GPa

8.9

剪切模量G₁₂/GPa

4.7

4.55

纵向拉伸强度X^T/MPa

1 800

499

纵向压缩强度X^C/MPa

1 100

352

横向拉伸强度Y^T/MPa

458

横向压缩强度Y^C/MPa

150

352

纵向剪切强度S^L/MPa

106

横向剪切强度S^T/MPa

106

泊松比ν₁₂

0.29

0.3

单层厚度/mm

0.15

性能参数	7075铝合金
弹性模量/GPa	71
泊松比	0.33
密度/(kg·m^-3)	2 810
屈服强度/MPa	455
抗拉强度/MPa	524

性能参数

7075铝合金

弹性模量/GPa

泊松比

0.33

密度/(kg·m^-3)

2 810

屈服强度/MPa

455

抗拉强度/MPa

524

层数	铺层方式Ⅰ		铺层方式Ⅱ
1	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	35
2	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	-35
3	T300碳纤布	0.15	45	T700碳纤丝	0.15	35
4	T300碳纤布	0.15	-45	T700碳纤丝	0.15	-35
︙	︙	︙	︙	︙	︙	︙
13	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	35
14	T700碳纤丝	0.15	90	T700碳纤丝	0.15	-35
15	T300碳纤布	0.15	45	T300碳纤布	0.15	45
16	T300碳纤布	0.15	-45	T300碳纤布	0.15	-45

层数

铺层方式Ⅰ

铺层方式Ⅱ

材质

层厚/mm

角度/(°)

材质

层厚/mm

角度/(°)

T700碳纤丝

0.15

T700碳纤丝

0.15

T700碳纤丝

0.15

T700碳纤丝

0.15

-35

T300碳纤布

0.15

T700碳纤丝

0.15

T300碳纤布

0.15

-45

T700碳纤丝

0.15

-35

︙

T700碳纤丝

0.15

T700碳纤丝

0.15

T700碳纤丝

0.15

T700碳纤丝

0.15

-35

T300碳纤布

0.15

T300碳纤布

0.15

T300碳纤布

0.15

-45

T300碳纤布

0.15

-45