魏士禮，趙艷秦

（中航沈飛民用飛機有限責任公司工程研發(fā)事業(yè)部，沈陽 110000）

0 引言

隨著先進復合材料在民用飛機主結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用越來越廣泛，如空客A350和A220、波音B787、俄羅斯MS21和中國商飛C919等民用飛機的機身、機翼或尾翼上都大量使用了復合材料結(jié)構(gòu)。復合材料結(jié)構(gòu)的性能、損傷類型、檢測方法、失效模式和損傷評價與金屬材料不同，復合材料結(jié)構(gòu)的維護和修理問題越來越重要，已成為影響復合材料結(jié)構(gòu)使用安全和成本的重要制約因素。國外的民用飛機復合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計、制造、應(yīng)用和修理的經(jīng)驗已非常成熟，而國內(nèi)民用飛機在此方面的研究尚處于起步階段。本文以民用飛機復合材料機翼和尾翼的主翼盒為例，介紹層壓板加筋結(jié)構(gòu)的主翼盒蒙皮的損傷在修理方案設(shè)計過程中的一般設(shè)計流程，如損傷的評定、修理方案的制定、損傷的去除、修理件制備、修理損傷結(jié)構(gòu)和試驗驗證進行了初步的研究，為國內(nèi)的民用飛機復合材料結(jié)構(gòu)修理提供一些思路。

1 復合材料翼盒蒙皮構(gòu)型

機翼和尾翼作為飛機的主要結(jié)構(gòu)，為飛機提供升力、穩(wěn)定性與操縱性，保證了飛機的飛行性能和機動性能。機翼和尾翼結(jié)構(gòu)使用復合材料可有效提高飛機的結(jié)構(gòu)效率，改善飛機氣動性能、飛行品質(zhì)和控制性能，民用飛機的機翼和尾翼常采用雙梁單塊式機翼結(jié)構(gòu)布局[1]。

如圖1所示，上下蒙皮、長桁、前梁、后梁、翼肋組成主翼盒，主翼盒與前后緣組件組成民用飛機的機翼和尾翼減輕部段。復合材料主翼盒蒙皮通常采用層壓板加筋構(gòu)型，由蒙皮和長桁固化成為一個整體的零件，具有減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提高結(jié)構(gòu)效率、減少緊固件使用、降低產(chǎn)品成本等優(yōu)點。但由于復合材料與金屬材料性能特點不同，原有的金屬蒙皮的修理方案無法適用于復合材料蒙皮的損傷，因此復合材料結(jié)構(gòu)的修理技術(shù)決定了復合材料結(jié)構(gòu)的使用成本和使用安全。

圖1 典型雙梁整塊式主翼盒示意圖

2 主翼盒蒙皮修理和分析

2.1 結(jié)構(gòu)修理原則

民用飛機在運營過程中不可避免地遭受各種損傷，如制造缺陷、意外損傷（AD）、環(huán)境損傷（ED）與疲勞損傷（FD），從而導致結(jié)構(gòu)性能下降[2-3]。為恢復結(jié)構(gòu)的承載能力，需對結(jié)構(gòu)損傷進行加強修理。在飛機結(jié)構(gòu)修理過程中應(yīng)遵守以下修理原則：1）剛度和強度要求。結(jié)構(gòu)修理后恢復結(jié)構(gòu)原有承載能力。2）耐久性要求。結(jié)構(gòu)修理后滿足疲勞、腐蝕、環(huán)境影響和沖擊等要求。3）功能要求。結(jié)構(gòu)修理后不影響原結(jié)構(gòu)的功能，如密封或閃電防護要求。4）外形要求。氣動外形要求、觀感要求等。5）質(zhì)量和成本要求。結(jié)構(gòu)修理的質(zhì)量小、用時少、經(jīng)濟性好。6）修理環(huán)境和工具要求。比如外場修理環(huán)境限制以及特殊工具要求等。

2.2 復合材料結(jié)構(gòu)修理方法

層壓板加筋構(gòu)型的復合材料蒙皮結(jié)構(gòu)的常用修理方法包括機械連接修理和膠接修理，兩種修理方案的具體修理方法、優(yōu)缺點的對比以及適用性如表1所示。

表1 常用層壓板加筋結(jié)構(gòu)的復合材料蒙皮修理方法

其中的膠接修理時，損傷結(jié)構(gòu)的表面準備工作量大、修理的設(shè)備要求高、環(huán)境要求高、工藝難度大且檢查困難，對外場要求高，不適合在外場進行快速的修理。雖然機械連接修理的緊固件孔會產(chǎn)生應(yīng)力集中問題，且增大了修理補片的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，其修理效率相對膠接修理低。但機械連接修理比膠接修理操作簡單、無需固化設(shè)備、環(huán)境要求低、施工快、性能可靠、可拆卸等優(yōu)點更適合外場使用。機械連接修理方法主要作為臨時修理，也可以作為永久修理方法用于可靠性要求高和傳遞較大載荷的結(jié)構(gòu)[4]。本文介紹復合材料主翼盒蒙皮的機械連接修理方案的設(shè)計。

2.3 機械修理流程

復合材料結(jié)構(gòu)機械連接修理的一般流程為損傷的檢查與評估、損傷的去除、設(shè)計修理方案（修理件材料選擇、緊固件選擇和強度分析）、修理補片制備、修理施工、修理后檢測[5]，修理流程如圖2所示。

圖2 典型機械修理流程

2.4 損傷的檢查與評定

在飛機維護檢查過程中，通過目視檢查和無損檢測的方法，發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)損傷，并確定損傷范圍和并進行損傷等級的評估[6]。根據(jù)咨詢通報《AC20-107B，復合材料飛機結(jié)構(gòu)》中提出的可修損傷限制RDL（Repairable Damage Limits）和允許損傷限制ADL（Allowable Demage Limits），實質(zhì)上即為修理容限的兩個界限點。如圖3所示，復合材料結(jié)構(gòu)的損傷尺寸位于修理容限范圍內(nèi)時，可對結(jié)構(gòu)進行加強修理以恢復結(jié)構(gòu)的承載能力。修理容限由工程部門通過引入缺陷和損傷的結(jié)構(gòu)分析和有限元分析獲得，用于估算結(jié)構(gòu)損傷后的剩余強度和損傷擴展壽命預測[7]。

圖3 修理容限-損傷等級評定

2.5 損傷的去除

在修理損傷結(jié)構(gòu)之前，需對損傷周圍的結(jié)構(gòu)進行清理，包括清理表面灰塵、水油液體、密封劑和漆層等，并按需拆卸修理區(qū)域的周圍結(jié)構(gòu)的緊固件，提高修理的操作性。使用飛機修理手冊規(guī)定的工具和程序，切除蒙皮上的損傷部分，在切除損傷時需注意以下幾點：1）切口邊緣應(yīng)平行于長桁或者肋占位的規(guī)則矩形或圓形，便于修理緊固件沿切口邊緣排布；2）切口邊緣平直、表面粗糙度好、切口處無纖維分層、切口四角處應(yīng)保留較大的半徑，降低開口應(yīng)力集中；3）切口時應(yīng)考慮切口邊緣距離長桁、肋或其他結(jié)構(gòu)以及其他損傷的邊緣的距離，以保證可以布置足夠的緊固件；4）使用無損檢測檢查損傷是否完全去除，必須保證損傷完全去除；5）切口參數(shù)測量，主要參數(shù)包括損傷去除切口的尺寸、切口邊緣距離相鄰長桁和肋的距離、切口區(qū)域厚度等參數(shù)，用于后續(xù)的修理方案設(shè)計。

2.6 修理方案設(shè)計

2.6.1 修理緊固件的選用原則

緊固件是制約復合材料結(jié)構(gòu)修理的重要因素之一，復合材料結(jié)構(gòu)的層間剪切強度低、抗拉脫強度低，且制孔后會存在較強的孔邊應(yīng)力集中系數(shù)，使得選擇合理的緊固件和采用相配套的連接技術(shù)成為復合材料機械連接的關(guān)鍵點。在選擇修理緊固件時應(yīng)考慮以下因素：1）選擇常用牌號和直徑的緊固件，避免長周期采購，提高修理效率；2）選擇與修理區(qū)域相同材料的緊固件，避免與原結(jié)構(gòu)的電化學腐蝕；3）緊固件牌號與修理區(qū)域相同或加大一級，滿足使用原緊固件孔；4）可選擇單面連接緊固件，減少結(jié)構(gòu)拆卸，提高修理效率，降低修理難度；5）對于主翼盒蒙皮，選擇埋頭緊固件，提高修理的氣動性能。

2.6.2 補片材料的選擇

常用的復合材料結(jié)構(gòu)損傷修理補片材料包括金屬材料和復合材料補片，如鋁合金、鈦合金和碳纖維補片，選擇補片材料遵守以下原則：1）補片材料與蒙皮材料的電位差，滿足電化學腐蝕防護要求；2）補片材料的導電性，滿足閃電防護要求；3）補片最小厚度滿足緊固件連接要求，最小厚度不能低于埋頭緊固件要求；4）補片增重的經(jīng)濟因素影響。

在復合材料蒙皮的修理時，通常選用鈦合金作為補片材料，其優(yōu)點為：1）與碳纖維蒙皮的電化學腐蝕不明顯；2）導電性好，滿足閃電防護的要求；3）比強度高，連接強度高，有效減少修理件增重問題。

2.6.3 修理方案設(shè)計

根據(jù)以上復合材料結(jié)構(gòu)的修理流程和原則，設(shè)計機械連接修理方案，主要設(shè)計內(nèi)容如下：1）根據(jù)損傷去除后測量的結(jié)構(gòu)參數(shù)，使用工程設(shè)計軟件將損傷切口在結(jié)構(gòu)模型上進行模擬，進行修理件和緊固件的排布數(shù)字化設(shè)計；2）根據(jù)蒙皮的厚度設(shè)計厚度匹配的鈦合金補片，補片的外型與蒙皮的外型協(xié)調(diào)一致，根據(jù)工程經(jīng)驗，補片的承載能力達到原蒙皮的1.5～2.0倍；3）補片的厚度盡量選擇材料牌號厚度，降低外場制造難度；4）由于機翼蒙皮主要承受軸向的拉壓載荷，因此沿長桁方向設(shè)計3排緊固件，肋方向設(shè)計2排緊固件，提高結(jié)構(gòu)修理效率；5）新的修理緊固件的間距和邊距按4～6倍的緊固件直徑進行排布，原有緊固件位置應(yīng)重新設(shè)計緊固件。

圖4所示為典型的層壓板加筋結(jié)構(gòu)的翼盒蒙皮的機械連接修理方案示意圖。

圖4 翼盒蒙皮修理示意圖

2.6.4 修理方案分析

修理方案在設(shè)計過程中的強度校核標準是復合材料結(jié)構(gòu)損傷修理后的承載能力不得低于損傷導致結(jié)構(gòu)損失的承載能力[8]。主盒段蒙皮結(jié)構(gòu)修理后需考慮結(jié)構(gòu)失效模式和載荷傳遞，并就以下幾個方面進行評估：

1）補片拉伸強度。校核準則：補片的拉伸強度Pt2必須大于損傷結(jié)構(gòu)的拉伸強度Pt。校核方法：確保補片每單位寬度拉伸載荷承載能力大于損傷結(jié)構(gòu)每單位寬度的拉伸載荷承載能力。

式中：σs2為補片材料剪切極限應(yīng)力，MPa；t1為損傷蒙皮的厚度，mm；t2為補片厚度，mm；G為損傷結(jié)構(gòu)剪切模量，MPa；εs為損傷結(jié)構(gòu)材料剪切許用應(yīng)變。

3）連接強度。包括緊固件孔壁擠壓失效校核和緊固件剪切失效校核。

式中：［Fs］為剪切許用載荷，N；Fs為緊固件剪切載荷，N。

因此，在強度校核前需獲取以下強度參數(shù)：1）復合材料蒙皮的厚度和材料性能；2）修理補片的厚度和材料性能；3）緊固件的尺寸和性能數(shù)據(jù)；4）提取蒙皮損傷位置在有限元模型中的單元、工況和裕度表。

結(jié)合以上強度參數(shù)，代入到式（1）、式（2）和式（3）中，分別校核修理區(qū)域的拉伸強度、剪切強度和連接強度。當計算結(jié)果不符合要求時，可調(diào)整補片的設(shè)計厚度、緊固件牌號、邊距和間距，直到滿足公式要求。

2.7 修理補片制備

按照主制造商提供的工藝規(guī)范文件制備補片，補片的外形和輪廓與修理區(qū)域的外形要一致，以減少裝配應(yīng)力，保證裝配質(zhì)量。

2.8 修理施工和施工后檢查要求

根據(jù)飛機維護手冊和修理手冊的施工程序進行修理補片的安裝，安裝過程中對結(jié)構(gòu)進行貼合面密封、氣動密封和填角密封，修理完成后恢復修理區(qū)域的漆層。

修理完成后要根據(jù)手冊中的要求對修理區(qū)域進行定期的目視檢查，以保證飛行安全[9]。

3 試驗驗證

在民用飛機設(shè)計階段的復合材料積木式試驗中，規(guī)劃復合材料結(jié)構(gòu)的損傷后的修理的相關(guān)試驗。如結(jié)構(gòu)的可檢性、可維修性，以及AC 20—107B定義的第2～5類損傷修理，應(yīng)通過典型結(jié)構(gòu)件及極限載荷試驗進行驗證，并通過剛度評估確定對復合材料機翼和尾翼的氣動彈性的影響[10]。

4 結(jié)語

復合材料結(jié)構(gòu)修理技術(shù)決定了大量使用復合材料結(jié)構(gòu)的民用飛機在運營過程中的安全和成本問題。復合材料結(jié)構(gòu)修理技術(shù)涉及多個專業(yè)學科，如無損檢測、材料、工藝、結(jié)構(gòu)強度、試驗和適航等。對于復合材料機翼和尾翼的主翼盒蒙皮的損傷，本文介紹的外補機械修理方案，具備環(huán)境的要求低、無需復雜的復合材料固化設(shè)備、修理工藝簡單、可靠性高、傳力穩(wěn)定和檢查方便等優(yōu)點，可以作為復合材料機翼和尾翼主翼盒蒙皮的臨時修理或永久修理方案。