湯海龍 雷社昌 閆華偉

(國(guó)營(yíng)四達(dá)機(jī)械制造公司 陜西咸陽(yáng) 712203)

現(xiàn)代化戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)飛機(jī)性能的要求日益增高，作戰(zhàn)飛機(jī)所應(yīng)用的材料也相應(yīng)發(fā)生改變，復(fù)合材料應(yīng)用部位也由最初的非承力件逐漸向承力件轉(zhuǎn)變，例如在飛機(jī)的垂直尾翼[1]、尾翼、機(jī)身等承力部位得到了極大的應(yīng)用。目前，國(guó)際上最先進(jìn)的民用飛機(jī)空客A380和波音B787 中，復(fù)合材料的應(yīng)用重量占比已經(jīng)超過50%[2]。此外復(fù)合材料在軍用飛機(jī)應(yīng)用也在相應(yīng)增加，在F-22、F-35 等新型軍用飛機(jī)上，復(fù)合材料用量比率高達(dá)30%～50%。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的大量應(yīng)用也給維修企業(yè)帶來(lái)了巨大的挑戰(zhàn)。作戰(zhàn)飛機(jī)在起飛或者飛機(jī)滑行過程中，經(jīng)常會(huì)受到不同尺寸、不同質(zhì)量的飛石交叉沖擊，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)件強(qiáng)度出現(xiàn)降低[3]，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件在制造過程中的質(zhì)量缺陷進(jìn)一步加深了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件損傷產(chǎn)生概率。國(guó)內(nèi)外的研究學(xué)者都逐漸開展針對(duì)復(fù)合材料的修復(fù)技術(shù)研究。梁鳳飛等人[4]對(duì)國(guó)內(nèi)外復(fù)合材料的修理技術(shù)現(xiàn)狀進(jìn)行介紹；趙志斌等人[5]等通過仿真軟件建立有限元模型，研究蜂窩結(jié)構(gòu)漸進(jìn)性損傷方法以及對(duì)應(yīng)的挖補(bǔ)損傷的修理效果；LI WP等人[6]通過建立逆向建模驗(yàn)證復(fù)合材料沖擊損傷后壓縮性能的變化；關(guān)志東等人[7]試驗(yàn)研究了半穿透損傷層合板挖補(bǔ)修理后的拉伸性能。在上述學(xué)者研究中，針對(duì)復(fù)合材料的損傷研究都是基于理論研究的層面，未對(duì)實(shí)際的損傷故障進(jìn)行詳細(xì)描述。

該文主要通過結(jié)合飛機(jī)維修過程中遇到的復(fù)合材料損傷加以介紹，并按照損傷的類型介紹相應(yīng)修復(fù)的方法，最終對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的未來(lái)修復(fù)方法進(jìn)行展望。

1 復(fù)合材料故障分析及修復(fù)

在針對(duì)復(fù)合材料維修之前需要通過專業(yè)的手段對(duì)待修結(jié)構(gòu)件進(jìn)行檢測(cè)，目前針對(duì)復(fù)合材料的故障檢測(cè)方式主要有目視、敲擊、無(wú)損檢測(cè)等方式[8-9]，這些檢測(cè)方式的介紹在一些論文中已經(jīng)進(jìn)行了詳細(xì)的介紹，這里就不再進(jìn)行敘述。該文主要結(jié)合復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件維修過程對(duì)常見的損傷進(jìn)行介紹，通過對(duì)其一部分故障及維修方法、注意事項(xiàng)等問題結(jié)合實(shí)際的損傷案例進(jìn)行分析。

1.1 表面劃傷故障

劃傷在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的常見故障中占比較多，對(duì)于這類故障處理不及時(shí)，在飛機(jī)后續(xù)的服役飛行過程中，劃傷可能由于應(yīng)力集中等因素演變成裂紋、分層等嚴(yán)重故障，在進(jìn)行這類損傷的修復(fù)時(shí)，需要判定劃傷故障的深度和類型，如果劃傷較輕且沒損傷到增強(qiáng)纖維層，只需要使用樹脂進(jìn)行涂覆、固化修補(bǔ)，當(dāng)纖維層遭到破壞時(shí)，修補(bǔ)時(shí)需要增加增強(qiáng)層，增強(qiáng)層層數(shù)需按照纖維損傷的具體層數(shù)，待修補(bǔ)固化完全后，進(jìn)行固化區(qū)打磨圓滑過渡。某型結(jié)構(gòu)的劃傷損傷及其修復(fù)結(jié)果參照?qǐng)D1。

圖1 劃傷缺陷的修復(fù)全貌

1.2 層合板分層故障

復(fù)合材料層合板由于其優(yōu)良的力學(xué)性能在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上應(yīng)用較多，在這些結(jié)構(gòu)中經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)分層故障，產(chǎn)生這種故障的原因主要由以下幾個(gè)方面造成：一是飛機(jī)在頻繁執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)，會(huì)受到雨雪等惡劣天氣的變載荷沖擊；二是在飛機(jī)在不同的外界環(huán)境下飛行時(shí)，受到長(zhǎng)期溫度循環(huán)載荷，由于纖維和樹脂的熱膨脹系數(shù)不同，在受到外力時(shí)，會(huì)進(jìn)一步增加分層故障產(chǎn)生概率；三是在進(jìn)行零部件運(yùn)輸、裝配中，外界硬物對(duì)零部件產(chǎn)生的碰撞等因素。在開展分層損傷的故障處理時(shí)，首先需要根據(jù)復(fù)合材料產(chǎn)生分層的區(qū)域面積來(lái)制定相應(yīng)的修理模式，針對(duì)工藝允許小范圍內(nèi)的損傷，可通注膠、鋪浸編制纖維布、加壓等方式進(jìn)行修理。在進(jìn)行注膠修復(fù)的過程中需注意幾項(xiàng)影響修復(fù)質(zhì)量的因素：注膠孔的直徑、距離、數(shù)量、固化壓力等。

1.3 夾芯結(jié)構(gòu)脫膠

未來(lái)飛機(jī)的研制方向主要向機(jī)動(dòng)性、隱身性等靠近，能夠?qū)崿F(xiàn)這類現(xiàn)代化性能的主要方法之一是應(yīng)用高強(qiáng)度復(fù)合材料以降低飛機(jī)的本身重量。在一些對(duì)飛機(jī)透波性要求較高的部位，需要使用蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，例如飛機(jī)機(jī)載火控雷達(dá)罩、電子對(duì)抗天線罩、整流罩等結(jié)構(gòu)，這些零部件常常處于飛機(jī)的迎風(fēng)處，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件常常會(huì)出現(xiàn)蜂窩和外蒙皮脫膠，某類夾芯結(jié)構(gòu)損傷局部出現(xiàn)松軟現(xiàn)象，具體形貌如圖2 所示。其故障原因可能由以下原因造成：一是處于飛機(jī)下部迎風(fēng)面，該部位會(huì)經(jīng)常受到飛機(jī)起飛/降落過程中飛起碎石的交變沖擊，外界力導(dǎo)致層合板和蜂窩之間膠黏力下降，出現(xiàn)脫粘故障；二是成型過程中的固化壓力大小、固化溫度、預(yù)浸料等控制因素和標(biāo)準(zhǔn)之間的偏差也會(huì)導(dǎo)致蜂窩結(jié)構(gòu)和層合板之間的結(jié)合力下降。針對(duì)蜂窩脫膠故障的修復(fù)可通過以下步驟來(lái)進(jìn)行。

圖2 夾芯結(jié)構(gòu)脫膠故障形貌

確定脫膠的面積和部位，如果脫膠的部位位于蜂窩結(jié)構(gòu)的非透波區(qū)，在保證整體質(zhì)量的情況下，可在損傷區(qū)域通過注膠方式修理，除了注意蒙皮分層修理時(shí)的注意事項(xiàng)外，還需注意以下幾個(gè)方面：一是注射孔的直徑應(yīng)小于蜂窩晶格的尺寸；二是在進(jìn)行注膠過程注意晶格內(nèi)部雜質(zhì)、濕氣排除；三是注膠的型號(hào)應(yīng)與原整流罩類型相同。當(dāng)脫膠區(qū)位于透波區(qū)，應(yīng)避免采用注膠修復(fù)的方式，可采用挖補(bǔ)的方式進(jìn)行修復(fù)，蒙皮修復(fù)打磨形狀主要階梯狀、斜坡狀等，其中階梯型修復(fù)方式如圖3 所示。在進(jìn)行鋪設(shè)預(yù)浸料時(shí)，保證每層預(yù)浸料周邊外擴(kuò)20～30 mm，并在修補(bǔ)層外增加補(bǔ)強(qiáng)層，最后進(jìn)行外修輪廓的修整和整體透波性檢測(cè)。

圖3 夾芯結(jié)構(gòu)蒙皮修理示意圖

1.4 蜂窩故障

蜂窩失穩(wěn)是夾芯結(jié)構(gòu)中故障相對(duì)比較嚴(yán)重現(xiàn)象，具體的情況如圖4所示。照片是蒙皮剝開后蜂窩的狀態(tài)的對(duì)應(yīng)的蜂窩損傷尺寸，內(nèi)部蜂窩徑向方向已經(jīng)出現(xiàn)松軟現(xiàn)象，很難再起到承受載荷的作用。產(chǎn)生這種故障的原因主要是由于該部位與鳥類發(fā)生碰撞，兩者之間產(chǎn)生的瞬間沖擊力超過蜂窩的承受載荷，導(dǎo)致整體結(jié)構(gòu)性能達(dá)不到使用標(biāo)準(zhǔn)。

圖4 機(jī)載雷達(dá)罩復(fù)合材料損傷缺陷

針對(duì)蜂窩出現(xiàn)塌陷的故障，首先按照?qǐng)D5 的修理流程進(jìn)行逐步修理。在新舊蜂窩之間使用膠膜填充，并使用鋁合金模具板進(jìn)行定型。在飛機(jī)蒙皮固化成型過程中，舊蒙皮與蜂窩之間的階差應(yīng)小于相對(duì)應(yīng)的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)。此外，外蒙皮的修補(bǔ)工藝及注意事項(xiàng)參照復(fù)合材料脫膠時(shí)蒙皮的修補(bǔ)。

圖5 蜂窩損傷修理工藝流程圖

1.5 復(fù)合材料穿透性損傷

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的穿透性損傷主要由于飛機(jī)在快速飛行時(shí)，遭遇到鳥撞擊、雷擊等超過結(jié)構(gòu)件的載荷承受能力，這種損傷的產(chǎn)生對(duì)飛機(jī)和飛機(jī)員的飛行安全是致命的。相對(duì)于以上的損傷修復(fù)，這類損傷的修復(fù)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)更加嚴(yán)格。一些研究者針對(duì)復(fù)合材料的穿透損傷，通過建立不同的損傷的模型理論上進(jìn)行介紹[9-12]。在實(shí)際修復(fù)過程中，首先需要結(jié)合復(fù)合結(jié)構(gòu)穿透損傷的位置和面積大小采用合適的修復(fù)方式，當(dāng)損傷穿透面積超過工藝標(biāo)準(zhǔn)時(shí)，需進(jìn)行換新以保證整體性能的安全性。

1.6 其他類型損傷

除了以上常見的損傷外，在飛機(jī)服役過程中，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)也可能出現(xiàn)以下?lián)p傷：漆層故障。漆層損傷一方面是主要由于飛機(jī)起飛、降落過程中遭受較小程度且密集的沖擊而導(dǎo)致的表面漆層損傷，如圖6所示，針對(duì)這類的損傷修復(fù)需首先判定損傷程度；漆層出現(xiàn)的另外一種故障常出現(xiàn)處于飛機(jī)下部的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的漏水孔附近，該部位常常會(huì)出現(xiàn)漆層起包，在進(jìn)行這類故障的修復(fù)過程中需要注意排水、除潮、干燥過程。

圖6 蒙皮漆層故障

2 結(jié)語(yǔ)

復(fù)合材料的優(yōu)異性能決定著復(fù)合材料未來(lái)的應(yīng)用趨勢(shì)，對(duì)維修企業(yè)而言，隨之而來(lái)的是復(fù)合材料維修量、損傷維修類型等方面的增加。國(guó)內(nèi)針對(duì)復(fù)合材料的修復(fù)主要采用鉚接、挖補(bǔ)、注膠等方式，這類修理模式也常常面臨整體結(jié)構(gòu)性能下降的風(fēng)險(xiǎn)，對(duì)于飛機(jī)的飛行安全產(chǎn)生嚴(yán)重的威脅，因此亟須尋找一種既方便又安全的修理模式。目前，一些研究者研究了金屬和復(fù)合材料粘接后再經(jīng)受惡劣環(huán)境的性能改變，為今后的飛機(jī)金屬蒙皮維修提供了一種新的方向。另外，一些學(xué)者提出了使用“鉚+粘”新的修理模式。隨著復(fù)合材料的應(yīng)用增加，在未來(lái)的復(fù)合材料的修復(fù)技術(shù)將會(huì)最小程度地降低復(fù)合材料的修復(fù)性能參數(shù)。