杜 龍，萬(wàn)建平

(中航工業(yè)洪都，江西 南昌 330024)

0 引言

近年來(lái)，無(wú)論是軍用飛機(jī)還是民用飛機(jī)，復(fù)合材料用量都呈較大幅度的增長(zhǎng)，作為民用飛機(jī)的B787復(fù)合材料用量甚至達(dá)到50%[1]，同時(shí)，全復(fù)合材料的無(wú)人機(jī)已經(jīng)出現(xiàn)[2]，比如波音公司研制的X-45C無(wú)人戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)90%以上采用復(fù)合材料。

復(fù)合材料在教練機(jī)上的應(yīng)用水平也逐漸提高。意大利的M346高級(jí)教練機(jī)生產(chǎn)型復(fù)合材料用量達(dá)機(jī)體結(jié)構(gòu)重量的20%[3]，印度計(jì)劃研制的HJT-39“貓”高級(jí)戰(zhàn)斗教練機(jī)則號(hào)稱復(fù)合材料用量要達(dá)到80%[4]。EADS公司提出的MAKO高級(jí)教練機(jī)方案在包括機(jī)翼蒙皮、前機(jī)身、平尾、垂尾、進(jìn)氣道等部位均采用碳纖維復(fù)合材料，RCS僅為1平方米，比EF2000還小得多[5]。我國(guó)，洪都公司研制的L15型高級(jí)教練機(jī)在垂尾、平尾、副翼等部位均使用國(guó)產(chǎn)碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料用量達(dá)到8%。

國(guó)內(nèi)外的統(tǒng)計(jì)資料表明，在飛機(jī)全壽命費(fèi)用中，使用和維護(hù)保障費(fèi)高達(dá)50%以上，在飛機(jī)大面積采用整體化復(fù)合材料結(jié)構(gòu)后，其維護(hù)和修理問(wèn)題變得更加突出。比如，復(fù)合材料部件采用共固化、共膠接等工藝整體成型，生產(chǎn)和使用過(guò)程中產(chǎn)生損傷的概率同時(shí)升高，對(duì)這些損傷進(jìn)行修理是維護(hù)的首選，更換部件將極為不經(jīng)濟(jì)。因此，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理技術(shù)已經(jīng)成為飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制與維護(hù)中的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

1 復(fù)合材料的損傷

由于復(fù)合材料本身的特殊性，在生產(chǎn)與使用的各個(gè)時(shí)期都可能產(chǎn)生不同類型的損傷，與金屬相比，其損傷與破壞模式更加復(fù)雜，且往往多種損傷同時(shí)發(fā)生，因而對(duì)損傷的檢測(cè)與評(píng)價(jià)比金屬困難得多。

1.1 復(fù)合材料主要損傷類型

按產(chǎn)生損傷的原因，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷可以分為制造缺陷、使用損傷以及環(huán)境損傷。所謂制造缺陷，是指材料或結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)過(guò)程中由于工藝方法不合理、組分材料不合格或工人操作不當(dāng)?shù)仍斐傻膿p傷；使用損傷是指飛機(jī)在服役期間，由于操作失誤引起的損傷；環(huán)境損傷是指飛機(jī)服役期間非人為操作引起的損傷。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)常見(jiàn)損傷及產(chǎn)生原因見(jiàn)表1，部分損傷如圖1所示。

表1 復(fù)合材料常見(jiàn)損傷及產(chǎn)生原因

圖1 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)典型損傷

按可修性分類，這些損傷可以分為許用損傷、可修損傷以及不可修損傷：

1)許用損傷。該類損傷不會(huì)影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性，不需要立即修理，但應(yīng)在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)按規(guī)定的方法進(jìn)行永久性修理；

2)可修損傷。這類損傷將影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性或使用功能，必須進(jìn)行臨時(shí)性或永久性修理，或先進(jìn)行臨時(shí)性修理，再在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)按規(guī)定的方法進(jìn)行永久性修理；

3)不可修損傷。這類損傷按現(xiàn)有方法進(jìn)行修理后無(wú)法保持結(jié)構(gòu)完整性或基本的使用功能，或者即使能修理但經(jīng)濟(jì)性很差，必須進(jìn)行更換或返回給制造商。

1.2 復(fù)合材料無(wú)損檢測(cè)方法

復(fù)合材料的損傷檢測(cè)既是損傷評(píng)價(jià)的依據(jù)，也是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理的前提與基礎(chǔ)，在確定是否可修以及修理方案以前，必須對(duì)損傷部件進(jìn)行徹底的無(wú)損檢查，以確定損傷的類型與程度。飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)常用的無(wú)損檢測(cè)方法包括：

1）目視檢測(cè)法。該方法僅能發(fā)現(xiàn)肉眼可見(jiàn)的損傷，比如飛鳥(niǎo)或尖銳物撞擊引起的穿透損傷，或者大于一定深度的表面凹坑；

2）敲擊檢測(cè)法。該方法利用小錘或其他工具輕輕敲擊復(fù)合材料制件，通過(guò)辨聽(tīng)聲音差異來(lái)查找損傷，適用于檢測(cè)夾層結(jié)構(gòu)面芯脫粘、層合板分層以及脫膠等損傷，但受操作者的經(jīng)驗(yàn)影響較大；

3）射線檢測(cè)法。該方法利用X射線成像原理檢測(cè)復(fù)合材料內(nèi)部損傷，特別適合于檢測(cè)夾層結(jié)構(gòu)的內(nèi)部損傷以及復(fù)合材料中的夾雜；

4）超聲檢測(cè)法。該方法利用超聲波的反射情況來(lái)判定損傷的類型、位置與深度等信息，可以用于檢測(cè)孔隙率、分層、脫膠、夾雜、疏松、裂紋等大部分損傷類型，是目前應(yīng)用最廣的復(fù)合材料無(wú)損檢測(cè)方法之一；

5） 剪切散斑檢測(cè)法 （Shearography Inspection）。該方法利用激光剪切散斑干涉技術(shù)測(cè)量復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中是否存在離面位移變化不均勻，即是否存在損傷區(qū)。這是一種非接觸式快速原位檢測(cè)方法；

6）紅外成像檢測(cè)法（Thermography Inspection）。當(dāng)復(fù)合材料內(nèi)部存在損傷時(shí)，將改變其熱傳導(dǎo)特性，此時(shí)通過(guò)熱成像裝置就可顯示損傷的位置和大小。該方法的優(yōu)點(diǎn)在于檢測(cè)效率較高，且安全可靠。

以上方法各有優(yōu)缺點(diǎn)，需要根據(jù)實(shí)際結(jié)構(gòu)及可能的損傷情況選用合適的方法，有時(shí)甚至需要采用幾種方法聯(lián)合進(jìn)行檢查，以完整地確定損傷的狀態(tài)。

1.3 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷描述

有了無(wú)損檢測(cè)結(jié)果后，需要形成損傷描述報(bào)告，損傷報(bào)告應(yīng)包含現(xiàn)場(chǎng)照片及示意圖，以及必要且準(zhǔn)確的文字說(shuō)明。一個(gè)完整的損傷描述報(bào)告至少應(yīng)包含以下主要內(nèi)容：

1）損傷部件名稱，即說(shuō)明是哪個(gè)部件發(fā)生了損傷，比如垂直安定面、水平尾翼等等；

2）損傷位置，如果該型飛機(jī)已有結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)（SRM），則直接說(shuō)明損傷所處的分區(qū)位置，若無(wú)分區(qū)說(shuō)明，則應(yīng)報(bào)告損傷位于哪個(gè)構(gòu)件，以及損傷在該構(gòu)件上的位置；

3）損傷類型，即說(shuō)明是表面劃傷、分層，還是夾層結(jié)構(gòu)面芯脫粘、墻緣條/蒙皮脫膠等等；

4）損傷程度，即描述損傷的形狀、外圍尺寸、深度等信息；

5）損傷與其他損傷的關(guān)系，即描述損傷的分布情況，包括損傷與周圍損傷（含已修復(fù)的損傷）之間的距離。

圖2舉例說(shuō)明了復(fù)合材料蒙皮分層損傷的超聲檢測(cè)結(jié)果及描述。

圖2 蒙皮分層損傷

2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理方法

2.1 修理要求

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理的目標(biāo)在于盡可能通過(guò)可靠、簡(jiǎn)易、經(jīng)濟(jì)的修理手段最大程度地恢復(fù)結(jié)構(gòu)的承載能力與功能性。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理的主要技術(shù)要求如下[6-7]：

1）結(jié)構(gòu)強(qiáng)度（包括穩(wěn)定性）要求，即強(qiáng)度恢復(fù)率大于規(guī)定的數(shù)值；

2）結(jié)構(gòu)剛度要求，包括變形、頻率以及傳力路線等；

3）耐久性要求，即被修復(fù)結(jié)構(gòu)在規(guī)定的壽命期內(nèi)須滿足抗疲勞、腐蝕、熱退化、剝離、分層以及沖擊等方面的要求；

4）功能要求，包括密封、隱身以及電性能等方面的要求；

5）外形要求，包括氣動(dòng)外形要求、美觀度要求等；

6）重量要求，即重量增加盡可能小，不影響動(dòng)部件的動(dòng)態(tài)響應(yīng)；

7）修理成本要求，包括用時(shí)少、經(jīng)濟(jì)性好；

8）修理環(huán)境要求，比如外場(chǎng)修理環(huán)境限制等。

在制定修理方案之前，需要根據(jù)損傷描述報(bào)告確定損傷區(qū)的范圍，一般遵循以下原則：

1）如果兩個(gè)損傷區(qū)靠得很近，即x≤x0或X≤X0，如圖3所示，則將其視為一個(gè)損傷區(qū)進(jìn)行修理；

2）如果滿足第1）條的兩個(gè)損傷區(qū)分別位于不同的修理區(qū)，則按要求更嚴(yán)格的區(qū)域進(jìn)行修理；

3）如果一個(gè)損傷區(qū)橫跨兩個(gè)修理區(qū)，同樣按要求更嚴(yán)格的區(qū)域進(jìn)行修理。

圖3 損傷相關(guān)性示意圖

2.2 修理流程及修理方法

典型的飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理流程如圖4所示。

根據(jù)不同的損傷類型以及損傷部位的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，應(yīng)采用不同的結(jié)構(gòu)修理方法。典型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理方法包括非補(bǔ)片式修理方法與補(bǔ)片式修理方法（也可分為機(jī)械連接修理與膠接修理方法）：

圖4 飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理流程圖

1)非補(bǔ)片式修理方法

非補(bǔ)片式修理方法大多用于許用損傷等一些小的損傷的修理，一般操作簡(jiǎn)單，外場(chǎng)使用方便。常見(jiàn)的非補(bǔ)片式修理方法主要包含以下幾種：

（1）注射法，該方法通過(guò)將樹(shù)脂注入損傷區(qū)，采用常溫固化或加熱固化，以修理復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的損傷。注射法一般用于修復(fù)層合板中的小分層（特別是邊緣分層）、較小的膠接區(qū)脫膠等；

（2）混合物填充法。與注射法類似，只不過(guò)填充物多為短切纖維-樹(shù)脂混合物。該方法一般用于修復(fù)小范圍的表面損傷以及蜂窩夾層結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)的損傷；

（3）涂層法。主要用于修復(fù)表面的密封層、防腐層以及導(dǎo)電層等；

（4）抽釘法。該方法通過(guò)在分層區(qū)或脫膠區(qū)打抽釘進(jìn)行加強(qiáng)，以恢復(fù)界面?zhèn)鬏d能力，抑制損傷擴(kuò)展，是應(yīng)用較多的非補(bǔ)片式修理方法。

2)補(bǔ)片式修理方法

補(bǔ)片式修理方法一般用于承力結(jié)構(gòu)上較大的損傷的修復(fù)，其工藝相對(duì)復(fù)雜。根據(jù)補(bǔ)片材料、補(bǔ)片形式以及修理工藝，可以分為以下三種類型：

（1）外搭接補(bǔ)片機(jī)械連接法。補(bǔ)片可以是金屬板，也可以是復(fù)合材料層合板，通過(guò)抽釘?shù)染o固件與母體結(jié)構(gòu)機(jī)械連接，適合外場(chǎng)緊急修理，但采用鋁合金等金屬補(bǔ)片時(shí)，應(yīng)注意電化學(xué)腐蝕問(wèn)題；

（2）外搭接補(bǔ)片膠接法。補(bǔ)片材料多為與母體相同的復(fù)合材料層合板，通過(guò)膠接與母體結(jié)構(gòu)相連，一般適合厚度不大的層合板的修理，對(duì)于較薄的蒙皮結(jié)構(gòu)，其強(qiáng)度恢復(fù)率要高于外搭接補(bǔ)片機(jī)械連接法；

（3）嵌入式補(bǔ)片修理法（挖補(bǔ)法）。該方法通過(guò)挖去部分母體材料形成斜坡或臺(tái)階，再與預(yù)浸料補(bǔ)片或預(yù)固化補(bǔ)片膠接，補(bǔ)片鋪層與母體相同或略多，該方法不僅能夠消除外搭接補(bǔ)片修理引起的偏心彎矩，而且外形恢復(fù)較好，是一種永久性修理方法。

各種修理方法示意圖如圖5所示。實(shí)際中選用何種修理方法，應(yīng)根據(jù)結(jié)構(gòu)完整性、修理?xiàng)l件與修理時(shí)限等要求確定。

3 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理強(qiáng)度試驗(yàn)研究

Wang J.等[8]研究了直升機(jī)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)蒙皮與夾層結(jié)構(gòu)骨架連接區(qū)的戰(zhàn)傷修理方法及其修理強(qiáng)度問(wèn)題，如圖6（a）所示，假設(shè)戰(zhàn)傷為穿透蒙皮與框連接區(qū)的圓形孔，通過(guò)在蒙皮外表面膠接一多邊形補(bǔ)片并與一鋁合金角材機(jī)械連接來(lái)進(jìn)行結(jié)構(gòu)修理。研究結(jié)果表明，該修理方法的強(qiáng)度保持率為59%；若只采用角材加強(qiáng)，則強(qiáng)度恢復(fù)率為57%，二者相差并不大。若內(nèi)部完全可達(dá)，則可以采用圖6（b）所示的修理方法，其強(qiáng)度恢復(fù)率能夠達(dá)到100%。

斯坦福大學(xué)的Ahn S.H.等[9]通過(guò)試驗(yàn)研究了嵌入式補(bǔ)片修理、單面外搭接補(bǔ)片膠接修理以及雙面外搭接補(bǔ)片膠接修理試片的拉伸破壞強(qiáng)度，并分析了環(huán)境參數(shù)的影響規(guī)律：對(duì)于嵌入式補(bǔ)片修理，拉伸強(qiáng)度隨挖補(bǔ)角度的增大而降低；對(duì)于外搭接補(bǔ)片修理，存在一個(gè)臨界補(bǔ)片長(zhǎng)度，超過(guò)該臨界長(zhǎng)度后拉伸強(qiáng)度不再提高；若母板的吸濕量較高（超過(guò)1.1%），則應(yīng)在修理前進(jìn)行干燥處理；在濕熱環(huán)境條件下，修理試件的失效強(qiáng)度將降低。

圖5 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理方法示意圖

圖6 蒙皮-骨架損傷修復(fù)

Vaidya U.K.等[10]研究了VARTM成型玻璃纖維復(fù)合材料受到彈丸沖擊后的修復(fù)試樣的彎曲疲勞問(wèn)題。研究結(jié)果表明，在壓縮面粘貼碳纖維補(bǔ)片與采用玻璃微球混合環(huán)氧樹(shù)脂填充彈孔都能提高材料的彎曲疲勞壽命，且前者效果更好；若兩種方法一起使用，其彎曲疲勞壽命甚至比未損傷層合板還高約10%。

汪海等[11]分別模擬單側(cè)面板非穿透性損傷與雙側(cè)面板穿透性損傷，對(duì)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的幾種典型的修理方法進(jìn)行了研究，包括單側(cè)挖補(bǔ)、單側(cè)加襯挖補(bǔ)以及雙面貼補(bǔ)法。與完好件的對(duì)比試驗(yàn)表明，雙面貼補(bǔ)的強(qiáng)度恢復(fù)率最高，能夠達(dá)到100%，而挖補(bǔ)的強(qiáng)度恢復(fù)率約為80%，同時(shí)，修理并不會(huì)改變蜂窩夾層結(jié)構(gòu)準(zhǔn)脆性破壞的特點(diǎn)。

姚磊江等[12]模擬某直升飛機(jī)復(fù)合材料梁腹板的結(jié)構(gòu)修理，設(shè)計(jì)了穿透型、半穿透型以及1/4穿透型損傷外搭接補(bǔ)片膠接修理試片，通過(guò)試驗(yàn)研究不同修復(fù)參數(shù)下的強(qiáng)度恢復(fù)率。試驗(yàn)結(jié)果表明：①補(bǔ)片直徑越大，強(qiáng)度恢復(fù)率越高；②雖然補(bǔ)片厚度加大會(huì)提高結(jié)構(gòu)的承載能力，但同時(shí)引起的附加彎矩也更大，補(bǔ)片與母體材料容易發(fā)生脫粘破壞，對(duì)于非穿透型損傷，補(bǔ)片厚度建議取孔深的40%-60%；③適當(dāng)增加補(bǔ)片的0°鋪層對(duì)于主要承受軸向載荷的結(jié)構(gòu)來(lái)說(shuō)是合適的。

路陽(yáng)等[13]通過(guò)試驗(yàn)研究了微波膠粘接修理蜂窩夾層結(jié)構(gòu)破孔損傷的實(shí)際效果，在所設(shè)計(jì)的試驗(yàn)件情況下，其強(qiáng)度恢復(fù)率達(dá)到84.5%，證明對(duì)于蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的復(fù)合損傷，采用微波修復(fù)法進(jìn)行外場(chǎng)快速修理是可行的。

中航工業(yè)洪都結(jié)合某型飛機(jī)復(fù)合材料垂尾結(jié)構(gòu)的修理，在某支撐項(xiàng)目的支持下，針對(duì)復(fù)合材料挖補(bǔ)技術(shù)開(kāi)展了一系列研究工作，開(kāi)發(fā)了復(fù)合材料挖補(bǔ)專用磨輪，通過(guò)試驗(yàn)研究了補(bǔ)片材料、挖補(bǔ)角度、母板材料鋪層、損傷面積等對(duì)修復(fù)試片拉伸和壓縮強(qiáng)度的影響規(guī)律。部分試驗(yàn)結(jié)果如圖7所示。試驗(yàn)結(jié)果表明：

1）采用6°挖補(bǔ)角比采用10°挖補(bǔ)角獲得的強(qiáng)度恢復(fù)率高；

2）對(duì)于拉伸情況，采用預(yù)浸料補(bǔ)片比預(yù)固化補(bǔ)片能獲得更高的強(qiáng)度恢復(fù)率；

3）修理工藝對(duì)層合板試片壓縮強(qiáng)度的影響與板厚有關(guān)，對(duì)于厚板，預(yù)浸料補(bǔ)片修理工藝能夠獲得較高的壓縮強(qiáng)度，對(duì)于薄板，預(yù)固化補(bǔ)片修理工藝能夠獲得較高的壓縮強(qiáng)度。

圖7 復(fù)合材料挖補(bǔ)強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果

4）拉伸強(qiáng)度恢復(fù)率與母板0°鋪層比例和挖補(bǔ)深度等密切相關(guān)。0°鋪層比例越高，層合板的拉伸強(qiáng)度越高，但修復(fù)時(shí)切斷的0°纖維也越多，所以0°鋪層比例越高的修復(fù)試片，拉伸強(qiáng)度恢復(fù)率越低。同時(shí)，有文獻(xiàn)采用半深度挖補(bǔ)，其強(qiáng)度恢復(fù)率也比全厚度挖補(bǔ)高。

挖補(bǔ)試片的主要破壞模式包括母板中位斷裂以及補(bǔ)片與母板脫粘，補(bǔ)片是否發(fā)生斷裂與補(bǔ)片自身強(qiáng)度以及補(bǔ)片與母板的粘接強(qiáng)弱有關(guān)。典型試件破壞模式如圖8所示。

圖8 挖補(bǔ)試件典型破壞模式

同時(shí)，模擬某型機(jī)垂直安定面結(jié)構(gòu)，對(duì)含有40 mm直徑損傷孔并經(jīng)修復(fù)的復(fù)合材料加筋板進(jìn)行2倍壽命的拉-壓載荷譜試驗(yàn)，以考核修理效果。試驗(yàn)件如圖9（a）所示。

試驗(yàn)結(jié)果表明，修復(fù)加筋板在2倍壽命的譜載荷拉-壓疲勞試驗(yàn)后未發(fā)生破壞。用C掃描對(duì)加筋板修復(fù)區(qū)進(jìn)行無(wú)損檢測(cè)，結(jié)果如圖9（b）所示，可以看到，修復(fù)區(qū)在2倍壽命的譜載荷拉-壓疲勞試驗(yàn)過(guò)程中未產(chǎn)生損傷。該研究成果已用于某型飛機(jī)復(fù)合材料方向舵與垂直安定面的修理，并已通過(guò)裝機(jī)考核。

4 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理強(qiáng)度分析方法研究

典型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)膠接修理強(qiáng)度分析模型如圖10所示。部分學(xué)者對(duì)修復(fù)區(qū)的應(yīng)力/應(yīng)變分布計(jì)算方法進(jìn)行了研究，比如Hart-Smith、Adams、John S.T.等[14-20]。通常的做法為：①?gòu)牡湫托迯?fù)結(jié)構(gòu)上抽象出微元體，建立微元體的平衡微分方程；②認(rèn)為膠層是各向同性材料，并考慮其彈塑性變形；③根據(jù)變形協(xié)調(diào)條件以及邊界條件計(jì)算膠接面上的應(yīng)力分布，補(bǔ)片和母板則基于經(jīng)典層合板理論或三維各向異性力學(xué)進(jìn)行強(qiáng)度分析。

圖9 加筋板修理疲勞強(qiáng)度試驗(yàn)照片

由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理問(wèn)題本身的復(fù)雜性，要想得到精確的應(yīng)力/應(yīng)變場(chǎng)通常很困難，隨著有限元技術(shù)的發(fā)展，越來(lái)越多的學(xué)者采用有限元分析方法來(lái)研究復(fù)合材料的修復(fù)強(qiáng)度。Wang C.H.[21]將膠層視為彈塑性材料，采用彈塑性有限元分析方法研究了挖補(bǔ)結(jié)構(gòu)中膠接面的應(yīng)力集中情況，以及膠粘劑的屈服對(duì)應(yīng)變分布的影響。研究認(rèn)為挖補(bǔ)結(jié)構(gòu)應(yīng)該按應(yīng)變準(zhǔn)則進(jìn)行設(shè)計(jì)；由于剪應(yīng)力沿膠接面的分布不為常數(shù)，補(bǔ)片的鋪層角度對(duì)修復(fù)強(qiáng)度有一定的影響。

姚磊江等[22]采用“雙板（/三板）—彈簧元模型”來(lái)模擬外搭接補(bǔ)片修復(fù)結(jié)構(gòu)，將母板與補(bǔ)片簡(jiǎn)化為用四節(jié)點(diǎn)Mindlin板元，而膠層則采用三種線性彈簧元來(lái)分別模擬兩個(gè)面內(nèi)剛度與一個(gè)法向剛度，層合板失效準(zhǔn)則采用Tasi-Wu準(zhǔn)則。但由于沒(méi)有考慮補(bǔ)片與母板之間的脫粘破壞，其計(jì)算結(jié)果存在一定的誤差。為模擬膠層的破壞，有學(xué)者建議采用粘聚力單元[23]。

喻梅等[24]基于Patran軟件的PCL語(yǔ)言實(shí)現(xiàn)了挖補(bǔ)結(jié)構(gòu)的三維參數(shù)化建模，采用Tsai-Hill失效準(zhǔn)則計(jì)算層合板的強(qiáng)度，膠層則采用最大剪應(yīng)力破壞準(zhǔn)則進(jìn)行校核。研究結(jié)果認(rèn)為：在單向壓縮載荷作用下，最佳的挖補(bǔ)角約為5°，在雙向壓縮載荷作用下，最佳的挖補(bǔ)角約為4°；同時(shí)，增加膠層厚度會(huì)削弱修復(fù)強(qiáng)度，而補(bǔ)片鋪層方向偏差對(duì)修復(fù)強(qiáng)度影響不大。

董善艷等[25]針對(duì)修復(fù)結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布復(fù)雜的特點(diǎn)，通過(guò)在剩余強(qiáng)度模型的基礎(chǔ)上引入局部應(yīng)力應(yīng)變法的分析思想，提出了復(fù)合材料修復(fù)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型；通過(guò)建立外搭接補(bǔ)片膠接修理復(fù)合材料結(jié)構(gòu)三維有限元模型，計(jì)算得到應(yīng)力分布情況，確定結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)部位，再利用建立的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型計(jì)算修復(fù)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。

圖10 典型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理強(qiáng)度分析模型示意圖

5 結(jié)論

復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的大規(guī)模應(yīng)用必然帶來(lái)新的維護(hù)問(wèn)題，與金屬結(jié)構(gòu)相比，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在性能特點(diǎn)、損傷模式、無(wú)損檢測(cè)方法以及損傷評(píng)價(jià)等方面都有著巨大的差異。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理技術(shù)是涉及力學(xué)、材料、工藝等眾多學(xué)科的一門關(guān)鍵技術(shù)，其水平直接關(guān)系到飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的可用壽命以及使用和維護(hù)成本，只有注重實(shí)踐與驗(yàn)證，在此基礎(chǔ)上建立有試驗(yàn)支持的可靠的分析方法，才能提高其工程可用性。

致謝：本文所述挖補(bǔ)試驗(yàn)是在623所完成的，感謝沈真研究員對(duì)本試驗(yàn)提供的幫助。圖1、圖2部分圖片引自University Bordeaux 1的Bios教授提供的資料，在此一并表示感謝。

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