摘" 要：當(dāng)今，使用復(fù)合材料補(bǔ)片修復(fù)復(fù)合材料蒙皮損傷已成為常見做法。然而，目前對(duì)損傷位置影響的研究較少，而進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究所需的成本也相對(duì)較高。該文利用ABAQUS有限元仿真軟件對(duì)某型低速飛機(jī)的復(fù)合材料機(jī)翼進(jìn)行靜力學(xué)分析，并比較不同位置損傷條件下修復(fù)前后的力學(xué)性能。結(jié)果顯示，損傷部位的最大位移與最大應(yīng)力會(huì)隨著翼展方向發(fā)生變化。此外，貼片修復(fù)能有效減少損傷部位承受的應(yīng)力大小，為復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)損傷修復(fù)提供有效手段。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料機(jī)翼；損傷部位；貼片修復(fù)；有限元分析；數(shù)值模型

中圖分類號(hào)：TB33" " " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" " " " " 文章編號(hào)：2095-2945（2024）33-0052-04

Abstract： Using composite patch repair to address damage on composite skin is a common practice nowadays. However， there is limited understanding of the influence of damage location， and experimental research on this topic tends to incur relatively high costs. In this study， static analysis of a composite wing of a certain type of low-speed aircraft was conducted using the ABAQUS finite element simulation software. The mechanical performance before and after repair was compared under different damage conditions. The results indicate that the maximum displacement and maximum stress at the damaged area vary with the spanwise direction. Additionally， patch repair can effectively reduce the stress experienced at the damaged area， serving as an effective method for repairing damaged composite wing structures.

Keywords： composite wing; damage site; patch repair; finite element analysis; numerical model

先進(jìn)復(fù)合材料以其優(yōu)異的設(shè)計(jì)性能和減重性能已經(jīng)成為航空領(lǐng)域最重要的結(jié)構(gòu)材料之一，在新型飛機(jī)上的用量也正大幅提高。在使用和維護(hù)過程中不可避免地會(huì)發(fā)生結(jié)構(gòu)損傷，復(fù)合材料部件的維修任務(wù)量呈逐年上升趨勢(shì)，對(duì)先進(jìn)維修技術(shù)的需求也日益迫切。開展復(fù)合材料維修的研究，對(duì)維修后復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的安全性進(jìn)行定量分析，可為飛行安全提供更有力的數(shù)據(jù)支撐，具有重要的理論和工程價(jià)值[1-4]。

近年來，國(guó)內(nèi)外研究者們針對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼損傷建模與損傷修復(fù)等方面展開了大量研究。鐘成行等[5]采用ABAQUS有限元軟件研究了復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能，通過建立某型復(fù)合材料機(jī)翼的有限元模型并結(jié)合實(shí)際工況對(duì)機(jī)翼工藝結(jié)構(gòu)進(jìn)行仿真模擬。Spyridon等[6]利用低成本的數(shù)值工具對(duì)復(fù)合材料飛機(jī)機(jī)翼進(jìn)行尺寸優(yōu)化，開發(fā)了現(xiàn)代運(yùn)輸飛機(jī)機(jī)翼的等效模型，并將其與等效的三維有限元模型進(jìn)行了比較。通過自然頻率和模態(tài)的結(jié)果，表明數(shù)值模型與等效模型之間存在良好的一致性。

在前述研究中，尚未充分考慮損傷位置對(duì)維修效果的影響。因此，本文決定采用基于ABAQUS仿真研究的方式，深入探討這一問題。另外，維修效果評(píng)價(jià)對(duì)航空器結(jié)構(gòu)的可靠性至關(guān)重要，然而當(dāng)前研究在此方面尚未得到充分重視。本文將通過ABAQUS有限元軟件，使用數(shù)值仿真模型對(duì)部件的損傷部位進(jìn)行模擬，并對(duì)維修后的效果進(jìn)行剩余性能評(píng)估。

1" 復(fù)合材料機(jī)翼建模

本文將聚焦于某型低速飛機(jī)的復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)建模與分析。具體包括以下內(nèi)容：首先確定機(jī)翼的幾何參數(shù)，以確保其符合設(shè)計(jì)要求；其次進(jìn)行機(jī)翼各部分的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，包括不同部位材料的選擇，以及鋪層方式的設(shè)計(jì)，以保證結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和輕量化。

1.1" 機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

在進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，需要根據(jù)機(jī)翼不同部位的受力特性進(jìn)行簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)。文中將重點(diǎn)考慮蒙皮、翼梁、翼肋和蜂窩結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)。這些部位在飛行過程中承受著不同的力和扭矩，因此需要根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)[7]對(duì)其進(jìn)行合理的設(shè)計(jì)，以確保機(jī)翼整體結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和穩(wěn)定性。

1.1.1" 蒙皮的設(shè)計(jì)

蒙皮是飛機(jī)的氣動(dòng)外形組成部分，承受著部分剪力和氣動(dòng)載荷。根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)的建議，本文中采用了等弦直長(zhǎng)機(jī)翼（如圖1所示），蒙皮長(zhǎng)度為1 366 mm，寬度為266 mm，高度為44 mm。

1.1.2" 翼梁的設(shè)計(jì)

翼梁是機(jī)翼主要的縱向受力構(gòu)件，承擔(dān)著關(guān)鍵的剪力和彎矩。本文中，機(jī)翼前緣到主翼盒前梁腹板的距離為41 mm，機(jī)翼后緣到主翼盒后梁腹板的距離為103 mm。

1.1.3" 翼肋的設(shè)計(jì)

翼肋的作用十分關(guān)鍵，它能有效地傳遞氣動(dòng)壓力、升力以及集中載荷到翼梁上，同時(shí)保持機(jī)翼的良好氣動(dòng)外形。本文將依靠機(jī)翼蒙皮設(shè)計(jì)，如圖2所示，向機(jī)翼沿展方向均勻布置8個(gè)翼肋。

1.1.4" 蜂窩結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

機(jī)翼后緣蜂窩結(jié)構(gòu)的作用在于減輕重量、增強(qiáng)剛度、提升氣動(dòng)效能和保護(hù)尾翼，從而提高飛機(jī)的性能和安全性。本文中采用直接定義蜂窩材料的方式進(jìn)行模型搭建，無需對(duì)蜂窩結(jié)構(gòu)實(shí)體進(jìn)行建模。

1.2" 機(jī)翼結(jié)構(gòu)的材料選擇與鋪層

機(jī)翼機(jī)構(gòu)截面形狀圖如圖3所示，機(jī)翼上下壁板、前緣壁板、后緣壁板都使用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，統(tǒng)一使用鋪層[-45/90/45/90/-45/0/-45/90/45/90/-45]，單層材料為com101（見表1），單層厚度0.21 mm。

機(jī)翼后緣使用全高度蜂窩填充，蜂窩材料為hc（見表2）。機(jī)翼主翼盒前后梁、翼肋、長(zhǎng)桁結(jié)構(gòu)均采用7075鋁合金材料（見表3）。

2" 損傷模型與修復(fù)模型的建立

為了深入研究不同損傷部位對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)力學(xué)分析的影響，本文預(yù)制了機(jī)翼結(jié)構(gòu)損傷模型，并在此基礎(chǔ)上對(duì)損傷模型進(jìn)行修復(fù)，得到維修模型，具體技術(shù)路線如圖4所示。

2.1" 預(yù)制損傷模型建立

依據(jù)對(duì)機(jī)翼前緣多個(gè)損傷部位的研究，本文將結(jié)合等弦直長(zhǎng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)特性預(yù)制3組損傷部位模型，分別為機(jī)翼前緣根部損傷、機(jī)翼前緣中部損傷及機(jī)翼前緣梢部損傷，見表4。

2.2" 維修模型的建立

復(fù)合材料修理技術(shù)的先進(jìn)原理是：利用器械無損檢查出復(fù)合材料內(nèi)部損傷位置和源頭，然后將受損材料部分去除掉，繼而補(bǔ)進(jìn)新的材料進(jìn)去[8]。本次維修模型建立在損傷部位已經(jīng)完成擴(kuò)孔處理，且受損材料已經(jīng)去除的基礎(chǔ)之上，對(duì)已有損傷的模型通過貼片修復(fù)的方式對(duì)其進(jìn)行貼補(bǔ)修復(fù)，如圖5所示。

3" 機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力學(xué)分析與維修效果評(píng)估

本文在ABAQUS環(huán)境下完成了對(duì)機(jī)翼無損模型、損傷模型與維修模型的靜力學(xué)分析。作用在機(jī)翼模型上的載荷簡(jiǎn)化為2部分：升力方向載荷與發(fā)動(dòng)機(jī)載荷。其中，上翼面施加均布?jí)毫d荷，其中升力方向總載荷為10 000 N，在從翼根處第4根翼肋下方施加升力反方向的集中載荷5 000 N用以模擬發(fā)動(dòng)機(jī)集中力。在此基礎(chǔ)上，對(duì)機(jī)翼左側(cè)翼根端進(jìn)行固定約束，右側(cè)翼梢端為自由端，載荷與約束施加示意圖如圖6所示。

3.1" 損傷模型的仿真分析

圖7為其中一種損傷位置的位移云圖，圖8為其中一種損傷位置的應(yīng)力云圖，考慮到復(fù)合材料的各向異性，在應(yīng)力結(jié)果的選取上，我們選用了S11、S22、S33三個(gè)主應(yīng)力分量和S12面內(nèi)剪切應(yīng)力結(jié)果作為參考。損傷模型位移結(jié)果與應(yīng)力結(jié)果匯總表見表5。

3.2" 維修模型的仿真分析

在損傷模型的基礎(chǔ)上對(duì)其進(jìn)行貼片修復(fù)，從而得到3個(gè)不同修補(bǔ)部位的維修模型，我們對(duì)維修模型施加的載荷和約束與分析損傷模型時(shí)一致，所得到的維修模型的位移與應(yīng)力結(jié)構(gòu)見表6。

3.3" 性能對(duì)比分析

通過對(duì)損傷模型與維修模型的位移、應(yīng)力結(jié)果進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)：對(duì)機(jī)翼整體施加載荷與約束后，機(jī)翼所承受的最大應(yīng)力的部位并不位于蒙皮結(jié)構(gòu)。因此，對(duì)于蒙皮損傷的觀察上，本文選擇了蒙皮預(yù)制損傷口上的10個(gè)點(diǎn)（如圖9所示），通過提取10個(gè)點(diǎn)的最大位移與最大應(yīng)力，從而可以基本確定損傷孔周圍蒙皮結(jié)構(gòu)的最大位移與最大應(yīng)力，提取結(jié)果見表7。

由表7可知，①損傷部位的最大位移與S11、S12、S22方向最大應(yīng)力結(jié)果由翼根部沿著翼展方向逐漸增大，在修復(fù)后也同樣存在這一規(guī)律；②在對(duì)損傷模型進(jìn)行修復(fù)后，損傷部位的S11、S12、S22方向最大應(yīng)力結(jié)果均出現(xiàn)了不同程度的減??；③損傷部位修復(fù)前后，在S33方向上的最大應(yīng)力始終未發(fā)生變化。

4" 結(jié)論

文中主要利用ABAQUS有限元仿真軟件對(duì)某型低速飛機(jī)的復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)果進(jìn)行了靜力學(xué)分析，并對(duì)比了其在不同位置損傷條件下，修復(fù)前后的力學(xué)性能，主要得到以下結(jié)論。

1）有限元仿真分析可以很好地實(shí)現(xiàn)對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的損傷模擬與分析。

2）通過比較修復(fù)前復(fù)合材料機(jī)翼損傷部位結(jié)點(diǎn)的最大位移和最大應(yīng)力，可以得知損傷部位的最大位移和最大應(yīng)力結(jié)果會(huì)隨著翼展方向的變化而變化。

3）通過比較未修復(fù)狀態(tài)和貼片修復(fù)狀態(tài)下?lián)p傷部位結(jié)點(diǎn)的最大應(yīng)力結(jié)果，可以得出結(jié)論：貼片修復(fù)可以有效減少損傷部位承受的應(yīng)力大小，因此是復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)損傷修復(fù)的一種有效手段。

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