張金奎 魯國富

摘要：針對某型直升機蜂窩夾芯半穿透損傷結構開展維修工藝及其穩(wěn)定性研究。利用夾芯損傷修理工藝實施了預制損傷試驗件修理及試驗驗證工作，提出一種工藝穩(wěn)定性分析方法。試驗及其數(shù)據(jù)分析表明：不同批次損傷修理結構破壞載荷數(shù)據(jù)符合來自同一母體的假設，數(shù)據(jù)分散性小，且修理后蜂窩夾芯結構達到未損傷結構的91.9%，驗證了其修理工藝的有效性和穩(wěn)定性，為復合材料結構損傷修理工藝驗證提供了方法和經(jīng)驗。

關鍵詞：直升機；蜂窩結構；挖補

Keywords：helicopter；honeycomb structure；scarf repair

復合材料蜂窩夾芯結構的特點是重量輕、剛度大、力學性能優(yōu)異、可設計性強，因此現(xiàn)代直升機結構大量采用這種蜂窩夾芯結構，以達到減重、優(yōu)化結構的目的。通過對直升機服役過程出現(xiàn)的損傷進行調(diào)研，結合多年的維修保障實踐，發(fā)現(xiàn)直升機復合材料蜂窩夾芯結構常會出現(xiàn)較大的半穿透性損傷，嚴重威脅直升機結構的安全。本文針對某型直升機復合材料蜂窩夾芯結構半穿透性損傷維修工藝進行研究[1，2]，結合典型結構損傷維修樣件及力學性能測試，利用數(shù)理統(tǒng)計方法開展工藝穩(wěn)定性分析，驗證工藝的可靠性，為直升機復合材料結構的維修實施提供支撐。

1 復合材料蜂窩夾芯結構半穿透性損傷及維修工藝

圖1所示為直升機復合材料蜂窩夾芯結構半穿透性損傷，其一側面板破斷，蜂窩與面板脫粘。這類損傷結構損傷面積較大，損傷后結構承載能力嚴重降低，根據(jù)其損傷性質(zhì)需采用挖補方法開展修理。

修理工藝如圖2所示。

1）對損傷部位蜂窩及面板損傷進行清理；

2）制作一個比蜂窩芯直徑小4mm的圓形蜂窩塊；

3）在圓形蜂窩側面用發(fā)泡膠膜鋪貼；

4）在蜂窩芯上下表面噴涂底膠并用膠膜膠接于損傷區(qū)域中心位置；

5）根據(jù)膠粘劑技術要求進行固化；

6）根據(jù)修理區(qū)域大小裁剪所需的預浸料鋪層，鋪層材料、角度、層數(shù)應與該零件原使用材料保持一致，并按鋪層順序做好相應的標識；

7）將預浸料按標識逐層鋪貼在修理區(qū)域，按其相應工序的固化條件進行固化。

2 蜂窩夾芯結構維修工藝驗證試驗

2.1 損傷結構模擬件生產(chǎn)及維修工藝實施

為驗證直升機復合材料蜂窩結構半穿透損傷維修工藝，利用生產(chǎn)工藝制作典型預制損傷試驗件，并依據(jù)損傷修復工藝開展損傷修復。試驗件面板為玻璃纖維，蜂窩為芳綸紙蜂窩，其材料、鋪層均與直升機原結構一致。

2.2 蜂窩夾芯結構芯子剪切試驗

依據(jù)ASTMC393《Standard test method for core shear properties of sandwich constructions by beam flexure》開展力學剪切試驗，驗證穿透損傷結構修復效果，試驗如圖3、圖4所示。試驗分為蜂窩夾芯結構未損傷力學試驗、夾芯結構挖補結構力學兩類?？紤]不同批次的工藝穩(wěn)定性，每種試驗均制作兩批，試驗情況見表1。試驗件破壞形式如圖5所示，試驗數(shù)據(jù)如圖6所示。

通過試驗可知，無損傷試驗件、損傷修復后試驗件破壞過程均使加載部位蜂窩、面板出現(xiàn)較大變形，隨后蜂窩屈曲，最終蜂窩及面板破壞，兩種試驗件損傷過程及損傷模式一致。無損傷試驗件、損傷修復后試驗件破壞載荷均在1.4kN左右，但修復后試驗件破壞載荷的分散性比無損傷試驗件大，主要是因為包含了生產(chǎn)和修理兩個過程的工藝分散性。

3 蜂窩夾芯結構修理工藝穩(wěn)定性分析

3.1 數(shù)據(jù)分析方法

對試驗數(shù)據(jù)開展最大賦范殘差MNR分析，剔除異常試驗數(shù)據(jù)，并針對各批次試驗數(shù)據(jù)進行擬合優(yōu)度檢驗[3]，分析其試驗數(shù)據(jù)分布規(guī)律。利用K樣本Anderson-Darling檢驗方法[3]檢驗兩組數(shù)據(jù)是否來自同一母體，驗證兩個批次試驗數(shù)據(jù)能否融合。數(shù)據(jù)處理流程如圖7所示。

3.2 數(shù)據(jù)分析結果

通過最大賦范殘差MNR分析，四組試驗數(shù)據(jù)均無異常；對無損傷試驗數(shù)據(jù)進行分析，其兩組數(shù)據(jù)均滿足正態(tài)分布；利用Anderson-Darling檢驗方法檢驗兩組數(shù)據(jù)均通過了來自同一母體的檢驗，故無損傷兩批試驗數(shù)據(jù)滿足同一母體，且符合正態(tài)分布，其B基準值為1.321kN，分布規(guī)律如圖8a）所示。其次，對損傷修復試驗數(shù)據(jù)進行分析，滿足正態(tài)分布，兩組數(shù)據(jù)通過了來自同一母體的檢驗，分布規(guī)律如圖8b）所示；其B基準值為1.214kN，達到了未損傷強度值的91.9%，離散系數(shù)為0.063，分散性較小。數(shù)據(jù)分析結果見表2。

根據(jù)制定的維修工藝實施維修，維修后蜂窩結構力學性能分散性小，剪切強度達到了未損傷結構的91.9%，其維修工藝穩(wěn)定好，力學性能滿足技術要求，可采用此工藝及驗證的工藝過程實施該型直升機蜂窩夾芯結構修理。

4 結束語

針對某型直升機蜂窩夾芯結構典型半穿透性損傷，制定了維修工藝。結合維修工藝及維修技術要求，開展了多批次的工藝驗證試驗。利用數(shù)理統(tǒng)計方法，對試驗結果進行了分析，分析表明某型直升機蜂窩夾芯結構半穿透性損傷修理工藝穩(wěn)定，修理后結構強度滿足技術要求。此次工藝及穩(wěn)定性分析研究，為后續(xù)直升機復合材料結構損傷修理提供了支撐。

參考文獻

[1]李璇. 先進復合材料的維修日益復雜[J].航空維修與工程，2018，330（12）：17-19.

[2]曹景斌. 航空復合材料的損傷與維修[J].科技創(chuàng)新導報，2019，16（12）：14-15.

[3]汪海，等.復合材料手冊（第一冊）[M]. 上海：上海交通大學出版社，2015.

作者簡介

張金奎，高級工程師，主要從事直升機機械/結構修理。

魯國富，高級工程師，主要從事直升機機械/結構修理。

*基金項目湖南省飛機維修工程技術研究中心開放基金資助，項目編號為FJWX202002。