黃振宇

（東方航空技術有限公司，上海 200050）

復合材料結構是由至少2 種異形、異質、異性材料復合而成的新型材料結構，能夠匯集多種材料的優(yōu)點，獲得輕質、抗腐、隔熱、減振等多重特性，且結構加工有一定靈活性，在航空領域應用廣泛。但受飛鳥、雷電、飛石等多種因素的影響，航空飛行器上的復合材料結構將發(fā)生多種故障，需要得到合理維修才能保證航空器安全、穩(wěn)定運行。因此，應加強航空領域復合材料結構故障及維修研究，確保結構價值得以充分發(fā)揮。

1 復合材料結構在航空領域的應用情況

在航空領域，復合材料結構大致可以劃分為復合材料夾芯結構和復合材料層壓結構兩類，多采用碳纖維和蜂窩結構材料制成。其中，夾芯結構由上、下蒙皮和芯子固化膠結構成，蒙皮為薄面板，多采用樹脂基碳纖維、玻璃纖維等增強復合材料制成，芯子多采用蜂窩芯或泡沫芯。該類復合材料結構多用于飛機整流罩、方向舵、副翼等次承力部位，也常用于制作無人機等飛行器的機身，日常容易發(fā)生蒙皮分層、脫芯等故障，給結構帶來較大危害。而層壓結構具有較強設計性，能夠采用多種工藝方法制作各種結構形式，在飛機等結構中應用廣泛，如機身、機翼等多采用該類結構。層壓結構主要使用碳纖維增強材料制成，容易發(fā)生分層、脫膠、表面損傷、穿孔等故障。

2 復合材料結構在航空領域的故障及維修

在航空領域，復合材料結構發(fā)生故障后能否維修，需要根據(jù)結構損傷程度確認，只有故障位于非關鍵性位置且不嚴重的情況下才能實施維修，一旦故障發(fā)生造成整體結構完整性被破壞，則需更換零部件。因此，在故障維修前，應通過目視、X 射線法、超聲波技術等多種方法完成損傷區(qū)檢查，確認故障范圍、損傷程度后，對照復合材料結構損傷容限范圍判斷能否通過修理恢復部件或構件功能。結合故障維修實踐可知，主要可以將復合材料結構故障劃分為表面損傷、結構分層、夾芯損傷、結構穿透等類型，在完成故障評判的基礎上制定科學維修方案。

2.1 表面損傷故障及維修

表面損傷為常見故障，與航空器使用時操作不規(guī)范引發(fā)的飛機碰撞等原因有關，多發(fā)生在機身、機翼和艙門等位置，要求人員日常及時檢查和維修，避免損傷持續(xù)加大，導致復合材料結構因應力集中發(fā)生裂紋、分層等故障。表面損傷故障以劃傷、點蝕、凹坑等為主，屬于小區(qū)域故障，需要根據(jù)破損形式和長、深區(qū)分，要求未穿透結構表層。通過目視初步判斷故障范圍和嚴重程度后，檢查是否存在水分、燃油等物質浸入，清除后使用X 射線法確定損傷是否傷及玻璃纖維等深層區(qū)域。

在復合材料結構表面發(fā)生輕微損傷的情況下，可以通過涂覆樹脂方法完成結構固化修補。如圖1 所示，為飛機發(fā)動機防磨帶結構發(fā)生的表面損傷故障，由于長期受到氣流沖刷，該部位為最易磨損的復合材料零部件，需要定期檢修，發(fā)現(xiàn)磨損需填充耐磨環(huán)氧樹脂填料，并通過砂紙打磨將氣動表面恢復。飛機機身等位置由于經常受到小顆粒砂石等外來物沖擊，容易發(fā)生輕微擦傷、凹槽等損傷，可以通過涂覆環(huán)氧樹脂方法修補。具體來講，就是先用砂紙或打磨器將損傷區(qū)打磨干凈，期間禁止出現(xiàn)電火花，以防引發(fā)爆炸。參考維修圖紙，使用膠帶紙覆蓋修理區(qū)域四周，覆蓋范圍比損傷區(qū)大1 英寸。將損傷清理干凈后使用砂紙打毛后，用吸塵器除塵，使用抹布沾丙酮清理損傷區(qū)表面，確認無灰塵后均勻涂覆樹脂，確認固化后噴涂底漆和面漆，如果存在耐磨層、導電層等覆蓋層，應按照原本結構恢復表層。

圖1 飛機發(fā)動機防磨帶表面故障

表面發(fā)生劃傷、凹坑等故障傷及玻璃纖維的情況下，應確認夾芯結構損傷鋪層數(shù)不超總數(shù)1/10，損傷長比2英寸小，寬小于0.25 英寸，且距離構件邊緣比損傷區(qū)直徑1.5 倍大。針對層壓復合材料結構，要求損傷鋪層僅1 層，且損傷長不超3 英寸，寬不超0.25 英寸，損傷位置距離邊緣、緊固件孔等區(qū)域至少保持0.5 英寸距離。在結構維修時，需根據(jù)損傷鋪層增加相同數(shù)量的增強層，具體可以采用膠結方法將修補貼片黏貼在結構上，確保結構恢復原本強度或剛度。貼片可以選擇金屬材料或復合材料，可以為固化的層合板或為固化的預浸料，需與損傷結構一同固化。在保護好為損傷區(qū)域后，使用180 號細砂紙打磨修補區(qū)，去除損傷鋪層，并記錄清除的鋪層數(shù)。將修補片可能覆蓋孔使用碎纖維樹脂膠填充，將各打磨階梯覆蓋一層預浸料，并按照比相鄰下層大1英寸的尺寸制作上層修補片。完成與修補片同面積的纖維布剪切后，按照相同重量調樹脂膠，倒至纖維布上，上下覆蓋分離膜后將膠刮勻。制作的修補片應立即使用，黏貼時保證修補片纖維方向和原結構鋪層方向相同，確認各故障區(qū)填鋪數(shù)量不能超過4 片。完成最小片貼鋪后，依次貼鋪上層修補片，然后使用密封袋密封修補區(qū)域，抽真空后等待修補片固化。檢查確認修補效果合格后，使用砂紙打磨周邊，確認損傷區(qū)與原本板件之間過渡順滑，并恢復構件原本覆蓋層。

2.2 結構分層故障及維修

復合材料結構發(fā)生分層故障，一方面,可能與結構本身存在的制造缺陷有關。如材料制備時因操作不當造成鋪層方向錯誤、內部空隙過多等問題發(fā)生，將引發(fā)材料性能缺陷。而在零部件裝配時發(fā)生碰撞，將導致結構缺陷的產生，繼而造成復合材料結構經過長時間使用后出現(xiàn)分層現(xiàn)象。另一方面，可能與航空器使用過程中長時間遭受惡劣天氣變載荷沖擊、溫度循環(huán)載荷作用等因素有關。因為復合材料結構由纖維、樹脂等不同材料結構，熱膨脹系數(shù)存在差異，經過長時間使用后受外力作用，容易發(fā)生分層情況。發(fā)生分層故障后，需要采用無損檢測法或敲擊法等方法確定損傷情況，通過檢查損傷區(qū)鋪層數(shù)量及變化，確定脫層具體尺寸，才能判斷是否可以維修。

在復合材料結構僅發(fā)生小面積分層故障時，可以通過注膠方法修補。在完成前期打磨、清理等操作后，可以直接在故障位置鉆設透氣孔和注膠孔，前者用于放置損傷部位處于真空狀態(tài)，后者用于填充膠材。在通過注膠孔注膠時，需使用壓力槍等工具，確保將膠孔注滿，消除內部空隙，直至膠液從透氣孔中溢出。通過向修理部位加壓、加熱，能夠使填充物和修復結構緊密結合。通過向分層區(qū)域注膠，無須去除其他材料，可以利用樹脂固化修復纖維層結構，穩(wěn)定表板和密封損傷區(qū)，防止潮氣滲入和損傷持續(xù)擴大。

在結構分層面積稍大或故障由制造缺陷引發(fā)的情況下，首先應確定夾芯結構損傷直徑不超0.25 英寸，與其他損傷、邊緣區(qū)域距離至少達到損傷直徑2.5 倍。如果為層壓結構，要求損傷直徑不超0.5英寸，與其他損傷、邊緣等區(qū)域距離同樣不小于損傷直徑2.5 倍。在結構維修方面，針對厚度小的層合板，可以直接在外部增設補片，在膠接面分布均勻的情況下，不會發(fā)生應力集中問題，能夠使修補后的表面較為光滑。但結構厚度較大，需在內部增設補片。針對分層區(qū)域實施挖補，鋪浸編制纖維布。從最上層開始鋪貼12.5mm 寬調節(jié)，從上至下完成最內層鋪貼，在打磨邊緣打磨12.5mm 寬周邊加鋪層補片，可以保證修補后的結構整體性能良好。

2.3 夾芯脫膠故障及維修

蜂窩夾芯結構多用于航空器透波性高的區(qū)域，如天線罩、雷達罩等，大多布置在迎風區(qū)域，導致復合材料結構長期受到碎石交變沖擊等各種外力作用的同時，受風雨雷電等惡劣天氣影響，容易發(fā)生層合板與蜂窩間膠黏粒下降的問題，導致夾芯局部松軟。此外，結構成型加工期間，未能做好固化溫度、壓力等參數(shù)控制，也將導致蜂窩和層合板間脫膠。在夾芯脫膠故障維修方面，應根據(jù)故障大小和位置合理維修。

通過超聲波檢測等方法確定夾芯脫膠面積和部位后，確認面積不超容限，且脫膠部位在非透波位置，可以通過注膠方式修理。在方法應用過程中，應保證注膠孔的直徑比蜂窩晶格尺寸小，同時注膠時應將內部濕氣、雜質等去除，最后確保注膠型號和原本結構相同。采用X 射線法進行檢測，能夠確定蜂窩夾芯中是否含有水分。確認含水后，應在鉆孔后采用電熱毯和無油壓縮空氣去除蜂窩夾芯板內的水分，如圖2 所示，確認清除水分面積比損傷部位至少大4 英寸，確保后續(xù)取得理想注膠加固效果。

圖2 蜂窩夾芯水分去除方法

如果脫膠故障在透波區(qū)，需采用挖補法修理，采用全高度切除法將含缺陷的蜂窩夾芯去除。在切除夾層面板時，可以與夾芯進行等孔距垂直切除，制作高度為原蜂窩和面板總高的補片，形成突出預浸料結構。此外，也可以只垂直切除夾芯，層合板通過斜接法或階梯法局部切除，制作補片高與原本夾芯高相同。在填充夾芯時，確認與孔保持0.025 英寸間隙，方便在周邊纏繞泡沫膠帶。清理毛刺和清潔后，將回填夾芯區(qū)域密封和抽真空，完成夾芯固定，然后按照修補片方式處理層合板。

2.4 結構穿透故障及維修

復合材料結構受強大瞬間沖擊力作用，可能發(fā)生穿透性損傷，如遇到鳥撞擊、雷擊等，結構承受荷載將超出限值，給結構帶來致命性損傷。穿透性損傷容限和脫層相同，如果超限需要更換新零部件，在限值內可以通過更換夾芯結構和補修層合板方式處理。

在故障維修過程中，需使用180 目砂紙打磨去除損傷區(qū)域，漏出夾芯后去除表面膠層，覆蓋纖維布、熱電偶等去除水分。對損傷區(qū)域進行切除，形成圓滑輪廓后，按照切割線去除蜂窩芯體，偏移應不超0.5in，防止未受損材料被切傷。期間，應注意不暴露非楔形表面纖維，去除損傷部位后打磨楔形，層間尺寸為0.5in。完成表面清潔后，修整芯塊時應留有一定余量，防止固化過程中發(fā)生塌陷。蜂窩條帶和原蜂窩芯方向一致，更換夾芯應比去除部分小0.05in，方便纏繞發(fā)泡膠。將制作好的夾芯浸入丙酮溶液不超60s，確認浸泡不超4 次，使用丙酮將污染區(qū)清洗干凈。安裝芯塊時，在孔內未受損蒙皮內側鑲嵌膠膜，壁孔大0.1in，然后將邊緣纏繞膠膜的芯塊填入，方向與原本相同，如圖3 所示，一次放置真空袋、鋪層材料、分離膜、熱電偶等進行固化黏結，通過連接設備加壓固化至少120min。完成鋪層修理固化后，需開展成型質量檢測，保證結構質量合格。

圖3 蜂窩芯固化封裝

3 結語

在開展航空器復合材料結構故障維修工作時，首先應通過做好前期檢查確認結構損傷程度，確保針對不同故障采取恰當?shù)木S修方案。發(fā)生表面損傷、結構分層等故障，在損傷較輕的情況下，可以通過涂覆樹脂、注膠等方式修補，損傷較重但未超限可以通過補片法修復。發(fā)生夾芯脫膠故障，根據(jù)故障區(qū)域采取注膠或挖補方式修補。針對結構穿透故障，未超工藝標準可通過更換芯體修補，否則，需更換新的零部件。通過合理運用復合材料結構故障維修技術，保證結構修復效果良好，才能為航空器正常運行保駕護航。