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材料的發(fā)展是結構發(fā)展的基材，新材料的性能指標取決于結構設計的需求，由于復合材料結構通常具有優(yōu)異的抗疲勞、抗腐蝕和良好的耐用性，在設計時不是主要考慮因素，其主要考慮復合材料因約束設計因素造成的損傷容限、強度、剛度等。

關于飛機機翼結構設計損傷容限要求，蒙皮壁板含目視勉強可見沖擊損傷（BVID）時，蒙皮壁板應能承受100%DUL，內(nèi)部骨架和桁條含有最大不超過27J的沖擊損傷時，應能承受100%設計限制載荷(DLL)，蒙皮壁板含目視可見沖擊損傷（VID）時，應能承受100%DLL。當釋放應變能量超過創(chuàng)建一個新的表面積和產(chǎn)生裂紋尖端附近的塑性變形所需要的能量時，在這些階段裂紋擴展足以觀察到（大于幾微米至幾百微米）。對于飛機來說，即使很小的裂縫都會導致災難性的飛機故障。

根據(jù)這樣的設計準則，控制機翼蒙皮部位的設計約束主要是穩(wěn)定性要求，因此機翼結構的減重主要取決于穩(wěn)定性和損傷容限要求，對于新一代功能一體化復合材料而言，性能要求主要圍繞以上兩點。穩(wěn)定性要求，目標是提高蒙皮壁板的初始屈曲載荷。對于復合材料飛機機翼提高損傷容限要求，目標是提高壓縮設計許用值，而從材料性能角度提高復合材料體系的抗沖擊性能。

自20世紀70年代人們開始探索復合材料用于飛機機翼結構的可能性，鑒于當時的技術及材料水平有限，一直未能解決復合材料機翼結構設計損傷容限提升的設計要求，經(jīng)過人們不斷的研究表明，碳纖維復合材料機翼為提高機翼高壓縮設計許用值的最大障礙是沖擊后壓縮強度過低，經(jīng)過實驗論證是由于樹脂缺乏韌性所致，因此在其后20年的時間里，提高樹脂的韌性是提高復合材料機翼結構設計損傷容限的必要因素。

目前解決碳纖維材料脆性易產(chǎn)生微小裂紋的方法，通常是在樹脂中加入增韌劑，但韌性增強顆粒分散性差，能夠形成高和低顆粒密度區(qū)域，進而降低復合材料的性能。目前歐美已使用在不降低復合材料性能樹脂增韌材料，其中有代表性的如大連義邦Xantu. Layr，使用在預浸料層間，鋪貼簡便，改善樹脂內(nèi)部分層斷裂，沖擊之后的壓縮強度，提升復合材料分層和抗疲勞特性。另外這些納米纖維膜不會增加預浸料的厚度和重量，在層間區(qū)域充當脆性樹脂基體的納米級增強物質(zhì)，最終形成更堅韌的樹脂(可以與其他增韌體系共同使用)，在受到壓力或沖擊時不易發(fā)生微小裂紋。

由于碳纖維材料在飛機中的大量應用，除飛機機翼外，還有復合材料的垂直尾翼、水平尾翼、前機身、旋翼、主承力結構等多種型號超過80%以上使用碳纖維材料，新一代的復合材料將使航空飛機將更加清潔，飛的更遠。

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