中國商飛上海飛機設計研究院 孫雨辰 季佳佳

西 北 工 業(yè) 大 學 馮蘊雯

復合材料在航空結構中的應用最初僅限于飛機次承力結構，而現(xiàn)今已廣泛應用于各種機型的主承力結構，在結構重量中占有的比例也逐漸增加。復合材料結構在生產(chǎn)、使用和維護過程中不可避免會產(chǎn)生缺陷或損傷，因此復合材料構件修理問題引起人們廣泛關注。

1 復合材料的缺陷/損傷與修理容限

復合材料結構由于制造工藝的因素會產(chǎn)生缺陷，如空隙、分層、脫膠等；裝配過程中，在外載作用下也會出現(xiàn)損傷，常見損傷有分層、脫膠、表面劃傷、錯鉆孔、孔邊損傷、沖擊損傷、雷擊損傷、戰(zhàn)傷、裂紋、燃燒等[1]。無論是先天生產(chǎn)缺陷還是后天機械損傷都會使飛機主承力結構受損、表面氣動性能下降，從而導致結構使用壽命降低。

在明確結構損傷或缺陷類型后，需根據(jù)受力狀況及危及飛行安全的嚴重程度確定損傷容限和修理容限。結構的損傷容限是結構損傷從可檢測門檻值到臨界值之間的范圍，用以界定受損結構在規(guī)定的使用期內是否有足夠的剩余強度。而修理容限是結合修理工藝水平和經(jīng)濟因素確定結構要修與不要修、能修與不能修的界限[2]。修理容限與損傷容限的關系如圖1所示。

圖1 修理容限與損傷容限關系Fig.1 Relation between repair tolerance and damage tolerance

導致飛機復合材料層合板和蜂窩加芯結構產(chǎn)生損傷最主要的原因是沖擊損傷，按照檢查發(fā)現(xiàn)難易程度可分為勉強目視可檢損傷（BVID）、目視可檢損傷（VID）和目視易檢損傷（EVID）[3]。在航空維修領域內普遍認為飛機復合材料結構存在勉強目視可檢損傷時，結構承載能力能夠保持在1.5倍限制載荷（1.5LL），假設此時目視檢出的概率為0；當結構出現(xiàn)較大損傷，即出現(xiàn)目視易檢損傷時仍能滿足限制載荷（1.0LL）的要求，假設此時目視檢出概率為1。據(jù)以上標準可以得到表1，沖擊損傷與結構承載能力的關系[4]。

復合材料修理容限的定量確定實質上是確定缺陷和損傷的驗收標準。當損傷較輕，剩余強度高于或等于缺陷和損傷的標準時，可以不修，此時標準為修理下限。波音公司以損傷后結構強度達到原來的60%～80%為修理下限，修理下限最大值為結構強度的80%，此時目視可檢的概率為60%以上，對應剩余強度為1.2LL， 符合工程實際。修理下限的最小值為結構強度的60%，這個指標僅僅適用于非承力結構，如翼身整流罩、雷達罩等，此時剩余強度為0.9LL。當缺陷或損傷過于嚴重，進行修理已經(jīng)超出經(jīng)濟性、技術性可行范圍，選擇不進行維修而是更換結構，此時缺陷和損傷的標準為修理上限。

表1 結構承載能力對沖擊損傷的要求

2 復合材料修理方法研究現(xiàn)狀

當確定復合材料損傷或缺陷在修理容限之內時可以選擇合適的方法對損傷進行修理。常用的修理方法如下。

2.1 填充與灌注修理

對于非承力的復合材料結構，如氣動整流罩、天線罩等結構，與受載較小的蜂窩夾層結構的不嚴重損傷可采用填充與灌注的修理方法[2]。修理的損傷主要表現(xiàn)為表面劃痕、凹坑、部分蜂窩芯子損傷、蒙皮位置錯鉆孔、孔尺寸過大等。修理時損傷部位不需要去除，在損傷部位填充合適的封裝化合物，在除濕后在損傷部位用一層玻璃纖維/環(huán)氧布密封，防止?jié)駳鉂B入及損傷擴大。

2.2 機械連接修理

在過去的十幾年中，已經(jīng)有許多研究者針對螺栓連接修理方法分別采用解析法、數(shù)值法和試驗法進行了研究[5-12]。這一修理方法是在損傷結構的外部用螺栓或鉚釘固定一個外部補片，使損傷結構遭到破壞的載荷傳遞路線得以重新恢復，連接方法大多采用螺栓連接，亦可以采用鉚釘連接，尤其是單面鉚接。由于復合材料具有脆性及各向異性的屬性，螺栓孔或鉚釘孔邊會產(chǎn)生應力集中，導致抗疲勞性能不佳?，F(xiàn)階段機械連接修理技術已經(jīng)廣泛采用新設備新技術，向自動化、柔性化、智能化的方向發(fā)展[13-14]。

2.3 膠結修理

膠結修理通常比機械連接修理更可靠[15-17]，不會產(chǎn)生孔而導致應力集中，膠結修理又分為膠結貼補修理和膠結挖補修理。

2.3.1 膠結貼補修理

近些年來，對復合材料結構的貼補修補技術的研究不斷向前推進，在試驗和理論方面都取得了一定成果[18-21]。這種方法適用于外場修理，多用于平面形制件，板厚較薄、載荷不大、氣動外形要求不高的結構，用膠結的方法將補片貼于復合材料制件的缺陷或損傷部位。在飛機表面膠結貼補修理時，為了使連接處截面變化較為緩和，補片四周一般做成斜削的形狀。膠黏劑選擇時應滿足剪切強度和剝離強度的要求。

2.3.2 膠結挖補修理

對于膠結挖補修理方法的研究始于20世紀90年代[22-23]，近些年來又有了長足的發(fā)展[24-26]。對受沖擊損傷的復合材料層合板和蜂窩結構挖補修理是一種非常有效的修理方法，可以最大限度恢復結構的強度。挖去損傷或缺陷的部位，留下一個具有錐度的孔，先對層合板進行干燥處理，然后再用復合材料補片通過膠結的方法將其修補完整。層合板結構和蜂窩夾芯結構填補時均可采用階梯挖補和楔形挖補法，具體如圖2、3所示。

2.4 樹脂注射修理

圖2 層合板挖補修理Fig.2 Scarf patch repair with laminate plates

樹脂注射修理是用流動性較好的樹脂注入分層或脫粘的缺陷、損傷區(qū)，但僅限于分層脫粘或板、孔邊緣損傷的修理[27]。修理時在分層的層合板上鉆出2個孔，一個空內注入低粘度樹脂，另一個孔做通氣孔，如圖4所示。修理時先進行材料準備，包括損傷確認、表面處理和鉆孔。鉆孔時只能鉆透層合板的一半厚度，這樣注入的樹脂也能達到結構內部的損傷裂紋與分層處。之后對修理結構進行預熱，抽真空后注入樹脂完成修復。

2.5 快速修理方法

近些年來，工程上廣泛采用了多種適應于外場的復合材料快速修理方法，主要有微波修復方法、電子束固化修理方法、光固化修理方法和激光自動修理方法。

2.5.1 微波修復

采用微波對復合材料進行修復能夠迅速恢復結構強度，是一種理想的外場修理方法[28]。補片修理損傷或缺陷結構時，微波能加速固化過程，起主導作用的是微波的制熱效應，常用樹脂等高分子材料，包括膠黏劑多為含極性基團的聚合物，這些極性分子在交變電場的作用下將隨外施電場的頻率轉動，從而制熱。為了使制熱效應在復合材料中產(chǎn)生，在修復區(qū)注入微波吸收劑，以提高材料的導電磁率，或采用能高效吸收微波的高速固化膠黏劑，同時用特殊設計的微波施加器對修復區(qū)施加微波能，使之在數(shù)十秒之內形成新的、更強的界面，修復損傷。

2.5.2 電子束固化修理

電子束固化修理具有固化速度快、溫度低、模具成本低的優(yōu)勢，法國、美國、意大利等國家先后開始對這種固化方式在復合材料修理方面的研究[29-30]。電子束固化基體樹脂、結構膠黏劑或預浸料可在室溫或接近室溫及接觸壓力下固化，電子束可以被限制在修理區(qū)域，大大減少固化應力、熱應力和局部加熱對周圍區(qū)域的影響。適用于修理的電子束固化機理是采用高能量電子束碰撞目標分子，釋放足夠的能量使其產(chǎn)生一系列活潑的粒子，臨近的分子激發(fā)活潑粒子釋放能量，形成化學鍵，達到固化修理的目的。

2.5.3 光固化修理

光固化預浸料膠結修理技術是利用光敏膠固化速度快的特點，將預浸料補片貼到損傷部位，利用紫外光照射固化，對裂紋、孔洞、腐蝕、灼傷等損傷進行快速修復[31]。修復的補片可預先制備，操作簡單、從實施修理到裝備投入使用的時間短，修理補片在固化前呈柔性，粘貼可根據(jù)需要任意改變形狀，適用于各種復雜形狀的機件修理，修理后補片與原結構貼合較好，具有恢復原有結構形狀和保持氣動外形的能力。修理需要操作空間小，適用于空間狹窄的內部損傷修理。

2.5.4 激光自動化修理

近年來，國際上也出現(xiàn)了自動修復復合材料的新技術，如采用激光技術自動修復復合材料結構[32]。使用激光清除損壞的材料，用激光將每層復合材料的樹脂融化，剩下松動的纖維用刷子刷掉，處理下一層，而損傷區(qū)外的纖維和樹脂完好無損。該技術對復合材料結構不會產(chǎn)生力量或振動，對整體強度或完整性沒有不利影響。損壞區(qū)域很干凈，使用現(xiàn)場就可固化的加熱氈作為替換的補丁來修補。

2.6 修理方法對比分析

不同修理方法適用范圍不同，在選擇修理方法時需要綜合考慮結構承載要求、受載情況、氣動外形要求、損傷嚴重程度和修理技術水平和經(jīng)濟性限制等因素。各種方法也有各自優(yōu)缺點。表2對上述復合材料結構修理方法進行了簡要對比。

3 修理效果評估標準

近些年，國外對復合材料構件修理效果的評估逐漸形成了完整的體系[33-34]，主要評估內容可以歸納如下：（1）修理后結構強度恢復到設計強度；（2）修理時保持結構剛度的完整性，并且充分考慮飛行表面和操縱面的彎曲極限，不能改變飛機的飛行特性；（3）從耐久性的角度考察結構性能，包括疲勞加載對螺栓或膠結接頭的影響、損傷的增長，不相似材料導致的腐蝕作用和樹脂材料在濕熱環(huán)境中的降解作用；（4）結構質量增加最小；（5）保持飛機外形的氣動平滑度；（6）修理過程可操縱性好，修理成本低。

4 存在問題與發(fā)展方向

雖然國際上對復合材料的修理的研究已經(jīng)日趨成熟，但國內技術的研究起步較晚。從20世紀80年代開始針對缺陷影響、無損探傷的修理方法和修理工藝開展探索性研究。20世紀90年代開始跟蹤國外復合材料修理方法，完成了主要修理方法的驗證工作，也針對碳纖維層合板 T300/5405、T300/QY8911，膠黏劑 J116、J159等具體修理材料進行了初步評定；嘗試著對一些機型的復合材料結構進行維修，如服役中殲擊機的雷達罩、直升機涵道垂尾、客機的升降舵等復合材料構件，積累了一定的修理經(jīng)驗，但是在很多方面與國外相比還有很大差距。

修理容限的范圍界定尚未成熟，尤其是處于復雜應力狀態(tài)下的結構，在受到損傷后的剩余強度的確定需要試驗驗證，而國內仍缺少這方面研究的試驗儀器和設備。國內積累的復合材料修理經(jīng)驗主要對象為次承力結構，多為外場應急修理，對主承力構件基本沒有進行修理適用性研究。修理材料方面，國內尚不能生產(chǎn)用于復合材料修理的原材料（預浸料），復合材料修理手冊中提及的膠黏劑缺乏試驗測試數(shù)據(jù)，可供選擇經(jīng)過試驗驗證的修理材料種類很少。對于最廣泛采用的膠結修理方法，仍有很多工作需要開展。如對大曲率層合板結構的修理，對膠黏劑受力特性的在復合材料厚度方向上表現(xiàn)出的非線性特征對修理效果的影響，固化溫度對修理效率的影響，疲勞作用對修理結構性能的影響都亟需進一步研究。在修理驗證方面，經(jīng)修理后結構是否恢復強度要求并滿足適航條例規(guī)定仍需要理論分析做基礎，并伴隨大量試驗支持，試驗研究可從試樣級到元件級再到部件級，從簡單結構到復雜結構逐步進行。

復合材料修理技術需要不斷汲取新技術，向優(yōu)質、高效和低成本方向發(fā)展，成熟健全的修理技術是復合材料在航空結構上的廣泛使用的有力保障。

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