王 博，趙東平，李 鋒，李 榮，王 飛，褚昱博

(西安航空學院 飛行器學院，西安 710077)

纖維增強復合材料因其可設計性強、比強度大以及比剛度高等優(yōu)點，已越來越廣泛地被應用于飛機構件中[1]。飛機在使用過程中受到自然環(huán)境或意外沖擊的作用，難免會造成復合材料構件的損傷，導致?lián)p傷部位的強度降低，危及飛行安全[2]。因此，需及時對受損的復合材料構件進行修理，保證飛機的正常飛行。

目前對于纖維增強復合材料的修理主要有：貼補法、挖補法和螺接外補強板三種方法[3]。其中，貼補法主要針對氣動外形要求不嚴的結構；挖補法施工困難、修理周期長，難以在外場條件下進行施工。而螺接外補強板法不僅內外場都適用，且該方法有較為顯著的優(yōu)勢：在施加擰緊力矩后，螺紋連接為層合板提供了橫向約束，可以有效地阻止預先存在的分層的擴散[4]。因此，本文以某型飛機復合材料壁板穿孔修理為例，采用螺接外補強板法，給出壁板穿孔的修理方案，利用有限元軟件分析修補處的受力情況，驗證修理方案的合理性。從而為同類飛機構件的修理提供理論依據(jù)和技術支持。

1 某型飛機復合材料壁板穿孔情況與修理方案

1.1 某型飛機復合材料壁板穿孔情況

某型飛機的穿孔損傷出現(xiàn)在垂直尾翼的固定后緣壁板處，如圖1所示。該處壁板為碳-環(huán)氧樹脂材料，型號為T300/5280，鋪層厚度為10 mm，共40層，每層0.25 mm。在使用過程中，固定后緣壁板的第4號壁板由于操作不當，導致壁板中間部位出現(xiàn)了一個不規(guī)則的穿透性損傷孔，第4號壁板的尺寸為480 mm×290 mm，穿孔的尺寸為75 mm×90 mm，壁板的厚度為10 mm，具體如圖2所示。

圖1 某型飛機垂直尾翼固定后緣壁板

圖2 第4號壁板穿孔損傷

1.2 某型飛機復合材料壁板穿孔修理方案

穿孔損傷處的壁板為碳-環(huán)氧樹脂材料，采用螺接外補強板法進行修理。由圖2可知復合材料壁板穿孔為一不規(guī)則形狀孔，其極限尺寸約為75 mm×90 mm。經銼修后，將其銼修成80 mm×100 mm的矩形方孔，并在四個角倒上半徑為15的圓角，如圖3所示。

圖3 壁板銼修圖

對于該類材料在進行螺接修理時，通常采用鋁合金或鈦合金作為補強板的制作材料。相比于鋁合金材料，鈦合金材料與碳-環(huán)氧樹脂材料接觸不會產生電化腐蝕，比鋁合金的熱膨脹系數(shù)低，其熱應力和殘余應力也相對較低，故補強板考慮采用鈦合金材料來制作[5]。鈦合金種類繁多，對各牌號鈦合金特性及應用范圍分析之后，選用的鈦合金材料牌號為Ti-6Al-4V，補強板的厚度取8 mm。

修補復合材料壁板時，考慮到復合材料抗沖擊韌性較低，用螺栓進行連接時，不能將螺母直接擰在復合材料壁板上，以免對壁板造成損壞。因此需要在復合材料壁板下加一塊墊板用來擰螺母。該墊板應由對稱的兩部分組成，以適應單面安裝的要求。墊板材料選用與補強板相同，即Ti-6Al-4V，墊板的厚度同樣取8 mm。

螺接外補強板法修理的過程中，螺栓的類型、規(guī)格以及材料的選擇都需明確。選擇合適的螺栓能夠有效保證修理后的強度要求，本文選用的螺栓類型為普通螺栓，其結構簡單、拆卸方便。為了防止螺栓材料與碳-環(huán)氧樹脂材料之間發(fā)生電化學腐蝕，螺栓選擇鈦合金材料，具體牌號為：Ti-6Al-4V。

取螺栓的排數(shù)m=2；邊距c=2d=20 mm；排距a=2.5d～3.5d=3d=30 mm；螺距t=3～8d=5d=50 mm。由此可計算出補強板的長和寬l=4c+2a+80=220 mm；b=3t+2c=190 mm。最終得到補強板的尺寸為220×190 mm。墊板的尺寸可以參考補強板尺寸來制作，同時為了減少重量，可在其上開出與壁板銼修孔大小相同的孔。補強板與墊板如圖5、6所示。

圖5 補強板

將壁板上不規(guī)則穿孔銼修成矩形方孔，選好螺栓類型，計算出補強板和墊板的具體尺寸，按螺栓的排布形式在壁板、補強板和墊板上鉆好螺孔，利用螺栓將三塊板子裝配在一起就完成了壁板穿孔的修理，如圖7所示。

(a)裝配圖正面

(b)裝配圖背面

2 壁板修復后的有限元分析

為了驗證復合材料壁板穿孔修理方案是否可行，利用有限元軟件對修復后的結構進行受力分析，模擬飛機在飛行過程中壁板和螺栓的受力情況。本文所采用的有限元分析軟件為HyperWorks，其分析的大致流程分為前處理、求解和后處理三大部分[8]。其中前處理部分的網格劃分工作是有限元分析的核心，網格質量的優(yōu)劣決定了有限元分析的準確性。求解是利用求解器根據(jù)前期的數(shù)據(jù)條件進行運算得到一系列結果[9]。后處理就是將求解器運算得到的結果進行可視化顯示。

2.1 壁板的有限元分析

首先將建立好的三維模型導入前處理軟件(HyperMesh)中，該三維模型結構由復合材料壁板、鈦合金加強件以及連接件組成，由于該復合材料壁板與鈦合金加強件為板殼結構，故使用2d網格劃分，并在其后為該2d網格屬性附加一個實際厚度，最終劃分好的網格總數(shù)為7553。壁板的有限元模型如圖8所示。由于連接處的螺栓為體結構，不適于采取2d網格劃分，為了方便操作，故將連接處的螺栓去掉，將螺栓孔上最外輪廓邊線上的點連接起來集中在中心一點上，并約束其六個方向的自由度，用以模擬該處的螺栓連接[10]，如圖9所示。

圖8 壁板有限元模型

圖9 有螺栓孔約束圖

劃分結構網格后，開始設置結構的材料參數(shù)、單元屬性等。因壁板為復合材料，還要設置鋪層角度、鋪層厚度等參數(shù)。復合材料壁板共有40層，每層厚度為0.25 mm，鋪層順序為[-450/00/450/900]。

將材料屬性等數(shù)據(jù)編輯好之后，對模型設置約束以施加載荷，該復合材料壁板處于飛機的垂尾上，由其受載形式可知所受到的載荷主要為面內的拉壓載荷。通過查閱手冊可知某型飛機飛行時壁板的最大工作載荷為1473kg/m2，對有限元模型施加載荷，模擬飛機飛行時壁板的受力情況[11]。在前處理完成之后，利用OptiStruct求解器進行求解。最后將所得到的結果導入后處理軟件(HyperView)中進行可視化顯示，得到裝配結構的位移云圖、拉應變云圖、壓應變云圖以及剪切應變云圖，如圖10所示。

(a)位移云圖

(b) 拉應變云圖

(c) 壓應變云圖

(d) 剪切應變云圖

由圖10(a) 位移云圖可以看出，裝配體在受載后最大位移出現(xiàn)在邊緣處，最大值為0.046 mm，逐漸向內縮小到零。由于復合材料其內部是各向異性的，故不能用其所受應力來判斷結構強度的合理性，應該由結構的應變來判斷。由圖10(b)拉應變云圖可以看出，最邊上的四個螺栓孔①、②、③、④處應變較大，最大應變?yōu)?66.6(微應變)。由圖10(c)壓應變云圖可以看出，最邊上的四個螺栓孔①、②、③、④處應變較大，最大應變?yōu)?55.3(微應變)。由圖10(d)剪切應變云圖可以看出，同樣可以看到最邊上的四個螺栓孔①、②、③、④處應變較大，最大應變?yōu)?77.4(微應變)。根據(jù)云圖分析可知，修復后的壁板在工作載荷作用下位移和應變都特別小，證明壁板結構強度可靠。

2.2 螺栓的有限元分析

本研究中螺栓為連接件，連接復合材料壁板與鈦合金加強板。因此，螺栓的強度與穩(wěn)定性很大程度上也會影響結構的強度。螺栓在受剪和受拉時添加的約束以及載荷形式不同，當螺栓受剪時，可以對螺栓的兩端進行約束，在中間施加徑向載荷，如圖11(a)所示。當螺栓受拉時，可以對螺栓的一端進行約束，再在另一端施加軸向載荷，如圖11(b)所示。

(a)螺栓受剪

(b) 螺栓受拉

由壁板的工作載荷1473kg/m2計算出單個螺栓上施加的剪力為42.7N，螺栓的許用剪切應力[τs]=480 MPa。螺栓所受拉力的大小與對其所施加的預緊力有關，查閱資料可知該處螺栓所受到的預緊力Q=1200N，螺栓的許用拉伸應力[σs]=825 MPa[12]。根據(jù)有限元分析得到螺栓的剪切應力云圖和拉伸應力云圖，如圖12所示。

(a)螺栓剪切應力云圖

(b) 螺栓拉應力云圖

由圖12(a) 可看出，在規(guī)定載荷下，螺栓的最大剪切應力為0.46 MPa，遠小于螺栓的許用剪切應力[τs]=480 MPa。由圖12(b) 可看出，在規(guī)定的拉力下，螺栓的最大應力為21 MPa，遠小于螺栓的許用拉伸應力[σs]=825 MPa。

根據(jù)有限元軟件模擬飛機飛行時壁板的受力可以看出，壁板的位移和應變以及螺栓受到的最大應力值都在許用范圍內，證明了修理方案的合理性。

3 結語

(1)本文采用螺接外補強板法對復合材料壁板的穿孔損傷進行修理，能夠很好地恢復受損壁板的強度。

(2)利用有限元軟件模擬分析飛機飛行時壁板的受力情況，證明了修理方案的合理性。

(3)所采用的修理方法和修理方案，可為飛機維修人員提供參考，從而提高工作效率。