許大援

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理方法與驗證技術(shù)研究

許大援

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

分析了直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷的機理，闡述了直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)缺陷及損傷的檢測與評估方法，并以某型民用直升機復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)修理為實例，討論了損傷區(qū)域的確定、損傷機理的分析及修理原則，給出了修理方案，結(jié)果表明通過膠接挖補修補方法修理的結(jié)構(gòu)達到承載能力大于外掛點最大掛載載荷的要求，并且注油30天后無滲油現(xiàn)象，說明用該修理方法能有效地封堵原滲油點，達到了修理的目的，滿足某型民用直升機的使用要求。

復(fù)合材料；修理方法；蜂窩夾層；嵌入件；材料損傷。

0 引言

復(fù)合材料重量輕，性能優(yōu)異，便于大面積整體成型。近年來，復(fù)合材料已經(jīng)在直升機上得到廣泛應(yīng)用，不但用于操縱面和整流罩，而且也用于主承力結(jié)構(gòu)，有效地減輕了直升機的結(jié)構(gòu)重量，提高了直升機的戰(zhàn)技性能。釆用先進復(fù)合材料的程度已成為衡量直升機是否先進的重要標志之ー。但是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)過程中會存在生產(chǎn)缺陷，而且在使用過程中也不可避免地會遭受損傷。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷的原因是多方面的，并且很難完全避免。這就要求研發(fā)人員在設(shè)計過程中充分考慮民用直升機交付后復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的可修復(fù)性。

為了保證直升機的安全使用，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)需要具有良好的性能，在出現(xiàn)損傷時必須及時修理以保證其處于良好的狀態(tài)。結(jié)構(gòu)損傷如不及時修理就會發(fā)展成較大的損傷，導(dǎo)致本來外場可以修理的結(jié)構(gòu)損傷必須返廠修理。因此，及時、正確的修理可以最大限度地節(jié)省使用和維護費用。

本文以某型民用直升機為實例，對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷區(qū)域的確定、修理方法進行了論述。

1 缺陷、損傷來源及其修理方法

缺陷通常是生產(chǎn)制造過程中產(chǎn)生的，如分層、脫膠、壓陷、起皺、夾雜、富脂、貧脂、鋪層方向不準、次序不對、重量超差等。損傷通常是加工和使用過程中產(chǎn)生的，有分層、脫膠、表面劃傷、沖擊損傷、戰(zhàn)傷、裂紋等[1]。缺陷和損傷在實際生產(chǎn)制造和使用過程中都是無法完全避免的，若出現(xiàn)超標準的缺陷和損傷，將復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件報廢，會造成巨大浪費，因此應(yīng)對其進行正確的修理以滿足生產(chǎn)和成本的需要。

在確定修理方案前，必須對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進行徹底檢查，對缺陷及損傷范圍和程度做出正確的評估。檢測后，可準確確定復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷程度，再根據(jù)損傷情況進行損傷評估，確定具體的處理方法。在損傷評估中，通常遵循以下原則[2]：把靠得非常近的損傷區(qū)看作為一個損傷區(qū)；如果靠得非常近的兩個損傷區(qū)跨越兩個不同的損傷區(qū)域，則一般把它們看作為一個損傷區(qū)，并且，按照其中要求較高的修理區(qū)域的要求進行處理；如果一個損傷區(qū)跨越兩個修理區(qū)域，則應(yīng)該按照其中要求比較嚴格的修理區(qū)域的規(guī)定進行處理。

修理方法可分為四類：膠接修理方法、機械連接修理方法、填充與灌注修理法和微波修理法。膠接修理方法適用于修理比較大的損傷和缺陷，能最大限度地恢復(fù)產(chǎn)品結(jié)構(gòu)強度和氣動外形，增重少，載荷分布均勻，修理工藝比較復(fù)雜。機械連接修理方法主要優(yōu)點在于操作簡單，不需要冷藏和加熱設(shè)備，對連接件表面處理的要求不高，施工快速，性能可靠，適用于外場修理。填充與灌注修理法通常在一些裝飾性結(jié)構(gòu)和受載較小的夾層結(jié)構(gòu)上使用。微波修理法適用于復(fù)合材料制件與結(jié)構(gòu)損傷的外場快速修復(fù)。表1列出了復(fù)合材料的主要修補方法及適用范圍。

表1 復(fù)合材料的主要修補方法及適用范圍

2 某型民用直升機的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)形式

某型民用直升機機身為碳纖維硬殼式結(jié)構(gòu)設(shè)計，包括主變速箱、旋翼系統(tǒng)、電子盒及油箱。油箱裝在機身中部兩側(cè)，油泵裝在機身中部的前底端，同時在該位置留有空氣出口。該直升機機身采用左右側(cè)蒙皮和內(nèi)部結(jié)構(gòu)二次膠接而成，形成的空腔為油箱。結(jié)構(gòu)形式采用的是隔離材料涂覆碳纖維復(fù)合材料中機身空腔內(nèi)壁后，直接將機身空腔作為油箱使用。油箱艙由多塊預(yù)制內(nèi)外蒙皮拼接后膠接而成。由于直升機機身為碳纖維硬殼式結(jié)構(gòu)，是全機主承力，直升機各部分結(jié)構(gòu)載荷都經(jīng)由機身處平衡，機身結(jié)構(gòu)、受力非常復(fù)雜。

2.1 損傷區(qū)域結(jié)構(gòu)分析

經(jīng)目視和無損檢查，確定該架直升機機身只有一個外掛測點鑲嵌件處滲油。通過內(nèi)窺鏡、超聲波檢查及敲擊進一步檢查確認，滲油處結(jié)構(gòu)為蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 直升機機身滲油處檢測結(jié)果圖

2.2 損傷原因分析

為進一步了解內(nèi)部損傷情況，去除外面板和鑲嵌件周邊填料后，發(fā)現(xiàn)填料外周邊蜂窩完好，蜂窩區(qū)無油漬或浸潤痕跡。分析此鑲嵌件在預(yù)埋過程中，內(nèi)部鋪布密封時對接縫沒有密封好，存在工藝質(zhì)量問題；另外，存在裝拆任務(wù)設(shè)備時用力過大易導(dǎo)致填料產(chǎn)生局部裂紋，進而使得燃油從縫隙處滲出的問題。

3 某型民用直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理方法確定與驗證

3.1 修理方法的確定與實施

根據(jù)修理原則和要求[3]：1)盡量保證結(jié)構(gòu)的完整性，表面光滑、氣動外形變化小，不影響外掛任務(wù)設(shè)備安裝；2)不能降低原有的設(shè)計強度；3)要求增重小，減小對全機重心的影響；4)可操作性強。分析認為，考慮到修理區(qū)域損傷情況和修理可行性，將采用膠接修理法中的挖補修理法，該方法適用于修理含穿透性或半穿透性損傷的較厚的構(gòu)件。修理時需要去掉一部分母體材料，以便形成斜面或臺階面，所以工藝比較復(fù)雜，但該方法可以保持原有的氣動外形和結(jié)構(gòu)強度，達到滿意的修理效果。

修理方法的實施程序如下：

1) 表面清理：用丙酮、丁酮或三氯甲烷徹底清洗鑲嵌件周邊滲油修理區(qū)域；

2) 去除外面板：打磨掉鑲嵌件滲油區(qū)域外表面鋪層，保證剩余鋪層無裂紋，周邊光滑平整；

3) 去除填料：刮除鑲嵌件周邊蜂窩和填料，保證不損傷內(nèi)表面鋪層；

4) 填充新填料：用填料將鑲嵌件周邊填實；

5) 滲油試驗驗證30天；

6) 自制預(yù)浸料：在干碳布表面均勻涂刷常溫膠；

7) 鋪層：以鑲嵌件螺紋孔為中心，去掉一部分母體材料，以便形成斜面，依次鋪貼4層用膠浸潤的碳布，每層半徑遞增10～15mm鋪層；

8) 安裝抽真空系統(tǒng)：在鑲嵌件修理區(qū)域安裝抽真空系統(tǒng)，并配合特制工裝對修理區(qū)域進行加壓；

9) 固化：在80℃±5℃的溫度范圍內(nèi)用紅外燈對修理區(qū)域進行加溫固化。固化結(jié)束后，自然降溫至室溫釋放真空壓力，拆除特制工裝和真空系統(tǒng)裝置；

10) 檢查：固化后檢查修理區(qū)域的質(zhì)量，完成修理區(qū)域的表面精加工；

11) 無損檢測：對修理區(qū)域進行無損檢查；

12) 噴漆交付使用。

3.2 修理方法驗證

3.2.1 承載能力試驗

根據(jù)修理區(qū)域損傷情況和修理可行性，采用挖補修理法?？紤]到損傷區(qū)域為鑲嵌件周邊，修理時若去除鑲嵌件周邊鋪層和填料后重新用新材料替代，可能會影響該處鑲嵌件承載能力。為保證采用干碳布+膠的修理方案在修理后滿足承載能力要求，在修理前需模擬該處結(jié)構(gòu)形式進行強度試驗[4]，驗證修理后承載能力滿足該處鑲嵌件掛點載荷要求。

3.2.2 試驗件設(shè)計及加工

根據(jù)承載能力試驗設(shè)計，模擬修理區(qū)域結(jié)構(gòu)形式，新制12件復(fù)合材料試驗件，包括12個鑲嵌件。試驗件按照修理方案進行加工，即先加工油箱艙壁板夾層結(jié)構(gòu)試驗件，然后在中心區(qū)按要求挖空，再預(yù)埋鑲嵌件并鋪設(shè)碳布。將新制的試驗件進行拉伸與剪切試驗，驗證修理后的復(fù)合材料承載力。

1)拉伸試驗

夾具與支持四邊固支，對螺栓施加法向拉伸載荷，如圖2所示。表2為拉伸試驗的結(jié)果，圖3為試驗件拉伸破壞試驗后的照片。圖4為拉伸試驗載荷變形曲線圖。

圖2 鑲嵌件拉伸試驗支持及加載示意圖

序號試驗類型第一峰值/(kN)最大峰值/(kN)最終破壞形式1拉伸破壞試驗3.326.52內(nèi)部破壞2拉伸破壞試驗2.876.30內(nèi)部破壞3拉伸破壞試驗3.586.41內(nèi)部破壞4拉伸破壞試驗2.515.68內(nèi)部破壞5拉伸破壞試驗2.3611.14鑲嵌件周邊拉裂6拉伸破壞試驗3.016.21鑲嵌件最外層仿修補區(qū)域周邊脫膠

圖3 拉伸破壞試驗后照片

2) 剪切試驗

試驗件一邊夾持，在試驗件單側(cè)施加垂直于夾持邊方向的載荷，如圖5所示。表3為剪切試驗的結(jié)果，圖6為剪切破壞試驗后的照片。圖7為剪切試驗載荷變形曲線圖。

圖4 1-6號件拉伸試驗載荷變形曲線圖

表3 剪切試驗結(jié)果

序號試驗類型第一峰值/(kN)最大峰值/(kN)最終破壞形式1剪切破壞試驗3.4212.38內(nèi)部破壞且夾具螺栓變形2剪切破壞試驗1.3911.54夾具螺栓斷裂3剪切破壞試驗3.0213.35內(nèi)部破壞且夾具螺栓變形4剪切破壞試驗6.227.72內(nèi)部破壞5剪切破壞試驗4.847.59內(nèi)部破壞6剪切破壞試驗8.211.39夾具螺栓斷裂

圖7 1-6號件剪切試驗載荷變形曲線圖

3)試驗分析和結(jié)論

使用載荷取第一峰值的最小值，破壞載荷取最大峰值的最小值。

拉伸：

P使用=min(3.32,2.87,3.58,2.51,

2.36,3.01)=2.36kN

剪切：

P破壞=min(6.52,6.30,6.41,5.68,

11.14,6.21)=5.68kN

P破壞=min(12.38，11.54，13.35，

7.72，7.59，11.39)=7.59kN

P使用=min(3.42，1.39，3.02，6.22，

4.84，8.2)=1.39kN

通過上述試驗分析，使用載荷遠遠小于破壞載荷，該直升機鑲嵌件修理后承載能力遠大于外掛點最大掛載載荷25kg的要求。

3.3 滲油驗證試驗

為驗證修理方案能否解決鑲嵌件滲油的問題，在修理過程中重新填好新填料后，我們對中機身油箱進行了注油，放置30天后，未發(fā)現(xiàn)原中機身鑲嵌件滲油區(qū)域及周邊蜂窩區(qū)有油滲現(xiàn)象。

通過靜態(tài)試驗驗證，注油后鑲嵌件周邊沒有發(fā)生滲油的現(xiàn)象，說明鑲嵌件安裝處存在的滲油點，用填料填補后能夠有效堵住。

4 結(jié)束語

本文對某型民用直升機出現(xiàn)的復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)嵌入件區(qū)域的缺陷和損傷進行了分析，針對其缺陷類型和損傷機理確定了修理方法，通過承載能力模擬結(jié)構(gòu)試驗，驗證了通過膠接修理法中的挖補法修理的結(jié)構(gòu)達到了承載能力大于外掛點最大掛載載荷的要求，并根據(jù)注油試驗30天后無滲油現(xiàn)象，證明用該修理方法能有效的封堵原滲油點，達到了修理的目的，滿足某型民用直升機的使用要求。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在直升機上的應(yīng)用越來越廣泛，但也會出現(xiàn)缺陷和損傷，給直升機的使用和維護帶來諸多不便。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)缺陷和損傷具有種類多、機理復(fù)雜等特點，給修理工作帶來了巨大的挑戰(zhàn)。通過對以往交付的民用直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的修理，我國的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)缺陷及損傷檢測和修理逐步走向正規(guī)化，一批懂技術(shù)、善修理的專業(yè)修理人員正在走向成熟。

[1] 牛春勻.實用飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計與制造[M].北京：航空工業(yè)出版社，2010.

[2] 中國航空研究院，編.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計手冊[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[3] 陳紹杰.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理指南[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[4] 美國軍用手冊MIL-HDBK-17F.復(fù)合材料手冊[Z].

Composite Material Structure Repairing Method & Technical Verification for Helicopter

XU Dayuan

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

This paper described the mechanism of damage caused by composite material structure, the inspection and evaluation method of composite material structure default and damage. Also it took X civil helicopter composite material honeycomb structure repair as an example ,discussing the definition of damaged area ,the analysis of damage mechanism & repairing principle and a repairing scheme was given out .The result indicated that the repaired structure by adding composite material on the surface could meet the requirement that its bearing capacity was greater than the maximum exterior hanging loads ,and no leakage occurrences after adding oil 30 days ,it meant that repairing by filling material could be effective to plug original leakage point ,reaching the goal of repairing & meeting the operational requirement for X civil helicopter.

composite；repair； material honeycomb；insert； material damage.

2015-09-16 作者簡介：許大援(1986-)，男，江西上饒人，本科，助理工程師，主要研究方向：先進復(fù)合材料設(shè)計與制造，低成本復(fù)合材料成型技術(shù)研究。

1673-1220(2016)01-058-05

V267+.46

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