邵蕊

摘 要：近年來，隨著民航領(lǐng)域的快速發(fā)展，各大航空公司機隊規(guī)模逐漸擴大，復合材料用量呈明顯遞增趨勢，其用量和比例已成為衡量飛機是否先進的重要標準之一。由于復合材料普遍存在層間性能弱、易受沖擊損傷等缺點，在服役期間易受到擠壓、超載、沖擊和環(huán)境等因素的影響造成損傷，從而影響復合材料的整體結(jié)構(gòu)性能。因此，復合材料發(fā)展和應(yīng)用對其缺陷損傷注膠修理提出迫切要求。

關(guān)鍵詞：復合材料;修理;技術(shù)

復合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)主要是由兩層剛度/強度較高的上、下面板和一層厚而輕的低密度夾芯層組成，將上、下蒙皮與芯子通過粘接劑膠接，采用直接注塑或模壓的加工工藝獲得整體結(jié)構(gòu)。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)有質(zhì)量輕、剛度大、隔熱性能較好的優(yōu)點，大量應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)。但飛機在服役過程中不可避免地因意外撞擊、鳥撞、冰雹等沖擊，造成復合材料夾層結(jié)構(gòu)的損傷。從而大大降低結(jié)構(gòu)的承載能力，因此復合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的修理及修理后剩余強度受到研究人員越來越多的關(guān)注。

一、復合材料受損結(jié)構(gòu)件修補的重要性

目前，軍機和客機老齡化問題日趨嚴重，為了確保現(xiàn)役飛機的正常使用，延長老齡飛機的經(jīng)濟壽命，就必須對受損部位進行維修，或?qū)κ軗p構(gòu)件進行更換。由于現(xiàn)代飛機設(shè)計、制造成本昂貴，而飛機結(jié)構(gòu)的損傷絕大多數(shù)具有局部性和多發(fā)性的特點，對于那些不很嚴重的損傷，更換損傷結(jié)構(gòu)，非但不必要，而且將花費大量的人力、物力和財力，延長飛機的停飛事件，造成浪費。這時，最經(jīng)濟、最有效的方法就是對飛機的受損部位進行修理，以完全或部分恢復構(gòu)件的承載能力，保證它的使用安全性。由此可見，修理受損的復合材料結(jié)構(gòu)件是非常必要而且重要的。

二、復合材料常見缺陷及損傷修理

1、常見典型損傷和缺陷。生產(chǎn)過程中工藝控制不當、在服役過程中受到物體沖擊或受環(huán)境條件影響，這些因素都會造成復合材料的損傷或缺陷，復合材料在制造和使用中的常見缺陷和損傷如表。

2、損傷容限與修理容限。修理容限指的是兩個定量的界限，在復合材料修理中即表述為出現(xiàn)缺陷或損傷后需不需修、能不能修。結(jié)構(gòu)的損傷容限是指損傷范圍從閾值到臨界值，以確定損傷結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用期間是否具有足夠的剩余強度。修理工藝水平和經(jīng)濟因素決定了修理容限。

三、復合材料結(jié)構(gòu)修理方法

1、注膠與填膠修理。注膠修理是指當層合板結(jié)構(gòu)或夾芯結(jié)構(gòu)出現(xiàn)小面積的內(nèi)部分層或脫膠損傷時，將滲透性和流動性好的低黏度樹脂注入到分層或脫粘區(qū)域并使之固化粘合的一種膠接修理方法。填膠修理是將樹脂膠或其他填料填充或灌注到損傷區(qū)以恢復其結(jié)構(gòu)完整性的一種修理方法，通常在一些裝飾性結(jié)構(gòu)和受載較小的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)上使用。修復的主要形式有表面劃痕、凹坑、部分蜂窩芯損壞、孔位置錯誤、孔尺寸過大。

2、膠接連接修理。通過使用膠粘劑將被修補結(jié)構(gòu)與補片共同固化連接在一起的復合補片的修復方法稱為膠接修復，以確保損壞的復合材料的結(jié)構(gòu)完整，完成載荷轉(zhuǎn)移的修復。在實際工作中，膠接修補是復合材料結(jié)構(gòu)修補使用最多的修補方法，根據(jù)補片膠接方式不同，又可分為貼補法和挖補法兩種。

（1）貼補法。貼補法是指在去除損傷結(jié)構(gòu)后，在缺陷部位表面附著固定補片，以恢復結(jié)構(gòu)完整性、使用性能及承載力學性能的一種膠接修補手段。根據(jù)補片粘貼位置，貼補法可以分為單面貼補和雙面貼補。由于其對操作設(shè)備要求不高，具有操作簡單、周期短等優(yōu)點，該方法多用于外場臨時性修理，由貼補法不能應(yīng)用于對氣動外形要求較高的部位的修理?；谶B續(xù)介質(zhì)損傷力學和粘聚區(qū)模型建立了修補復合材料層合板的漸進損傷分析模型，計算了貼補修復后拉伸載荷下的極限強度，研究了補片復合材料的損傷演化過程，并討論了補片參數(shù)對修補后拉伸性能的影響，得出不同破壞模式下補片參數(shù)的改變對其力學性能的影響。當主要破壞模式是補片破壞時，補片的直徑對修補結(jié)構(gòu)的極限強度影響不大;當破壞模式是膠層破壞時，補片直徑的增大可顯著提高修補的極限強度。分析原因為當補片直徑較小時，膠層剝離應(yīng)力較大，此時膠層容易首先失效;補片直徑逐漸增大，膠層剝離應(yīng)力隨之降低，不易失效，故修補結(jié)構(gòu)的極限強度隨著補片直徑的增大而明顯提高。

（2）挖補法。挖補法是先將損傷和缺陷部位去除，再在損傷部位填以新材料的一種膠接方法。根據(jù)去除損傷時打磨手段不同又可分為斜接法和階梯法。相較于貼補法，復合材料結(jié)構(gòu)經(jīng)過挖補修理后，膠接面的膠層剪切應(yīng)力較為均勻，且能保持較好的氣動外形。因此，挖補法多用于曲率較大、對承載及氣動外形要求較高的復合材料結(jié)構(gòu)。[2]采用了三維損傷累積模型與試驗相結(jié)合的方式研究了修理后的復合材料層合板的拉伸性能，探討了挖補角對修復后層合板力學性能的影響，得出挖補修理中膠層失效載荷隨挖補角的增大而減小。同時分析了層合板挖補修復后受拉伸性能的影響、膠層失效后傳力路徑的變化，得到在膠層完全破壞后損傷會沿母版最窄處向兩側(cè)自由邊迅速擴展。當挖補修補結(jié)構(gòu)不同時斜接法對挖補修理后力學性能變化的影響，分別對斜坡比為1：10、1：20、1：30和1：40的層合板進行拉伸破壞試驗，得出當斜坡比為1：30時采用斜接法修補抗拉強度最好，同時總結(jié)了斜接法修補后的斷裂位置特征，得出斷裂類型主要有脫膠斷裂和補片斷裂。

在當前航空航天領(lǐng)域發(fā)展迅猛趨勢下，我國未來幾年在復合材料修理技術(shù)領(lǐng)域有望取得更大的突破。在完善與充分利用現(xiàn)有技術(shù)的基礎(chǔ)上，應(yīng)不斷汲取新技術(shù)方向發(fā)展;將實際工程相結(jié)合，成熟健全的修理技術(shù)是復合材料應(yīng)用于各個領(lǐng)域的有力保障;開展復合材料修理標準化科學框架研究，大幅度提高修理效率，促進航空領(lǐng)域的可持續(xù)發(fā)展。

參考文獻

[1]杜善義，關(guān)志東.我國大型客機先進復合材料應(yīng)對策略思考[J].復合材料學報，2017，25（1）：1-10.

[2]王長越，邢素麗.沖擊損傷下航空復合材料修復技術(shù)研究進展[J].玻璃鋼/復合材料，2017，12.

[3]徐緋，劉斌，李文英.復合材料修理技術(shù)研究進展[J].玻璃鋼/復合材料，2016，8.

[4]相超，周麗，宋恩鵬.拉伸載荷下貼補復合材料層合板的漸進損傷分析[J].工程力學，2017，31（10）：21.