中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計研究院 孫雨辰 季佳佳

西 北 工 業(yè) 大 學(xué) 馮蘊雯

復(fù)合材料在航空結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用最初僅限于飛機(jī)次承力結(jié)構(gòu)，而現(xiàn)今已廣泛應(yīng)用于各種機(jī)型的主承力結(jié)構(gòu)，在結(jié)構(gòu)重量中占有的比例也逐漸增加。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)、使用和維護(hù)過程中不可避免會產(chǎn)生缺陷或損傷，因此復(fù)合材料構(gòu)件修理問題引起人們廣泛關(guān)注。

1 復(fù)合材料的缺陷/損傷與修理容限

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)由于制造工藝的因素會產(chǎn)生缺陷，如空隙、分層、脫膠等；裝配過程中，在外載作用下也會出現(xiàn)損傷，常見損傷有分層、脫膠、表面劃傷、錯鉆孔、孔邊損傷、沖擊損傷、雷擊損傷、戰(zhàn)傷、裂紋、燃燒等[1]。無論是先天生產(chǎn)缺陷還是后天機(jī)械損傷都會使飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)受損、表面氣動性能下降，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)使用壽命降低。

在明確結(jié)構(gòu)損傷或缺陷類型后，需根據(jù)受力狀況及危及飛行安全的嚴(yán)重程度確定損傷容限和修理容限。結(jié)構(gòu)的損傷容限是結(jié)構(gòu)損傷從可檢測門檻值到臨界值之間的范圍，用以界定受損結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用期內(nèi)是否有足夠的剩余強度。而修理容限是結(jié)合修理工藝水平和經(jīng)濟(jì)因素確定結(jié)構(gòu)要修與不要修、能修與不能修的界限[2]。修理容限與損傷容限的關(guān)系如圖1所示。

圖1 修理容限與損傷容限關(guān)系Fig.1 Relation between repair tolerance and damage tolerance

導(dǎo)致飛機(jī)復(fù)合材料層合板和蜂窩加芯結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷最主要的原因是沖擊損傷，按照檢查發(fā)現(xiàn)難易程度可分為勉強目視可檢損傷（BVID）、目視可檢損傷（VID）和目視易檢損傷（EVID）[3]。在航空維修領(lǐng)域內(nèi)普遍認(rèn)為飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)存在勉強目視可檢損傷時，結(jié)構(gòu)承載能力能夠保持在1.5倍限制載荷（1.5LL），假設(shè)此時目視檢出的概率為0；當(dāng)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)較大損傷，即出現(xiàn)目視易檢損傷時仍能滿足限制載荷（1.0LL）的要求，假設(shè)此時目視檢出概率為1。據(jù)以上標(biāo)準(zhǔn)可以得到表1，沖擊損傷與結(jié)構(gòu)承載能力的關(guān)系[4]。

復(fù)合材料修理容限的定量確定實質(zhì)上是確定缺陷和損傷的驗收標(biāo)準(zhǔn)。當(dāng)損傷較輕，剩余強度高于或等于缺陷和損傷的標(biāo)準(zhǔn)時，可以不修，此時標(biāo)準(zhǔn)為修理下限。波音公司以損傷后結(jié)構(gòu)強度達(dá)到原來的60%～80%為修理下限，修理下限最大值為結(jié)構(gòu)強度的80%，此時目視可檢的概率為60%以上，對應(yīng)剩余強度為1.2LL， 符合工程實際。修理下限的最小值為結(jié)構(gòu)強度的60%，這個指標(biāo)僅僅適用于非承力結(jié)構(gòu)，如翼身整流罩、雷達(dá)罩等，此時剩余強度為0.9LL。當(dāng)缺陷或損傷過于嚴(yán)重，進(jìn)行修理已經(jīng)超出經(jīng)濟(jì)性、技術(shù)性可行范圍，選擇不進(jìn)行維修而是更換結(jié)構(gòu)，此時缺陷和損傷的標(biāo)準(zhǔn)為修理上限。

表1 結(jié)構(gòu)承載能力對沖擊損傷的要求

2 復(fù)合材料修理方法研究現(xiàn)狀

當(dāng)確定復(fù)合材料損傷或缺陷在修理容限之內(nèi)時可以選擇合適的方法對損傷進(jìn)行修理。常用的修理方法如下。

2.1 填充與灌注修理

對于非承力的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，如氣動整流罩、天線罩等結(jié)構(gòu)，與受載較小的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的不嚴(yán)重?fù)p傷可采用填充與灌注的修理方法[2]。修理的損傷主要表現(xiàn)為表面劃痕、凹坑、部分蜂窩芯子損傷、蒙皮位置錯鉆孔、孔尺寸過大等。修理時損傷部位不需要去除，在損傷部位填充合適的封裝化合物，在除濕后在損傷部位用一層玻璃纖維/環(huán)氧布密封，防止?jié)駳鉂B入及損傷擴(kuò)大。

2.2 機(jī)械連接修理

在過去的十幾年中，已經(jīng)有許多研究者針對螺栓連接修理方法分別采用解析法、數(shù)值法和試驗法進(jìn)行了研究[5-12]。這一修理方法是在損傷結(jié)構(gòu)的外部用螺栓或鉚釘固定一個外部補片，使損傷結(jié)構(gòu)遭到破壞的載荷傳遞路線得以重新恢復(fù)，連接方法大多采用螺栓連接，亦可以采用鉚釘連接，尤其是單面鉚接。由于復(fù)合材料具有脆性及各向異性的屬性，螺栓孔或鉚釘孔邊會產(chǎn)生應(yīng)力集中，導(dǎo)致抗疲勞性能不佳?，F(xiàn)階段機(jī)械連接修理技術(shù)已經(jīng)廣泛采用新設(shè)備新技術(shù)，向自動化、柔性化、智能化的方向發(fā)展[13-14]。

2.3 膠結(jié)修理

膠結(jié)修理通常比機(jī)械連接修理更可靠[15-17]，不會產(chǎn)生孔而導(dǎo)致應(yīng)力集中，膠結(jié)修理又分為膠結(jié)貼補修理和膠結(jié)挖補修理。

2.3.1 膠結(jié)貼補修理

近些年來，對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的貼補修補技術(shù)的研究不斷向前推進(jìn)，在試驗和理論方面都取得了一定成果[18-21]。這種方法適用于外場修理，多用于平面形制件，板厚較薄、載荷不大、氣動外形要求不高的結(jié)構(gòu)，用膠結(jié)的方法將補片貼于復(fù)合材料制件的缺陷或損傷部位。在飛機(jī)表面膠結(jié)貼補修理時，為了使連接處截面變化較為緩和，補片四周一般做成斜削的形狀。膠黏劑選擇時應(yīng)滿足剪切強度和剝離強度的要求。

2.3.2 膠結(jié)挖補修理

對于膠結(jié)挖補修理方法的研究始于20世紀(jì)90年代[22-23]，近些年來又有了長足的發(fā)展[24-26]。對受沖擊損傷的復(fù)合材料層合板和蜂窩結(jié)構(gòu)挖補修理是一種非常有效的修理方法，可以最大限度恢復(fù)結(jié)構(gòu)的強度。挖去損傷或缺陷的部位，留下一個具有錐度的孔，先對層合板進(jìn)行干燥處理，然后再用復(fù)合材料補片通過膠結(jié)的方法將其修補完整。層合板結(jié)構(gòu)和蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)填補時均可采用階梯挖補和楔形挖補法，具體如圖2、3所示。

2.4 樹脂注射修理

圖2 層合板挖補修理Fig.2 Scarf patch repair with laminate plates

樹脂注射修理是用流動性較好的樹脂注入分層或脫粘的缺陷、損傷區(qū)，但僅限于分層脫粘或板、孔邊緣損傷的修理[27]。修理時在分層的層合板上鉆出2個孔，一個空內(nèi)注入低粘度樹脂，另一個孔做通氣孔，如圖4所示。修理時先進(jìn)行材料準(zhǔn)備，包括損傷確認(rèn)、表面處理和鉆孔。鉆孔時只能鉆透層合板的一半厚度，這樣注入的樹脂也能達(dá)到結(jié)構(gòu)內(nèi)部的損傷裂紋與分層處。之后對修理結(jié)構(gòu)進(jìn)行預(yù)熱，抽真空后注入樹脂完成修復(fù)。

2.5 快速修理方法

近些年來，工程上廣泛采用了多種適應(yīng)于外場的復(fù)合材料快速修理方法，主要有微波修復(fù)方法、電子束固化修理方法、光固化修理方法和激光自動修理方法。

2.5.1 微波修復(fù)

采用微波對復(fù)合材料進(jìn)行修復(fù)能夠迅速恢復(fù)結(jié)構(gòu)強度，是一種理想的外場修理方法[28]。補片修理損傷或缺陷結(jié)構(gòu)時，微波能加速固化過程，起主導(dǎo)作用的是微波的制熱效應(yīng)，常用樹脂等高分子材料，包括膠黏劑多為含極性基團(tuán)的聚合物，這些極性分子在交變電場的作用下將隨外施電場的頻率轉(zhuǎn)動，從而制熱。為了使制熱效應(yīng)在復(fù)合材料中產(chǎn)生，在修復(fù)區(qū)注入微波吸收劑，以提高材料的導(dǎo)電磁率，或采用能高效吸收微波的高速固化膠黏劑，同時用特殊設(shè)計的微波施加器對修復(fù)區(qū)施加微波能，使之在數(shù)十秒之內(nèi)形成新的、更強的界面，修復(fù)損傷。

2.5.2 電子束固化修理

電子束固化修理具有固化速度快、溫度低、模具成本低的優(yōu)勢，法國、美國、意大利等國家先后開始對這種固化方式在復(fù)合材料修理方面的研究[29-30]。電子束固化基體樹脂、結(jié)構(gòu)膠黏劑或預(yù)浸料可在室溫或接近室溫及接觸壓力下固化，電子束可以被限制在修理區(qū)域，大大減少固化應(yīng)力、熱應(yīng)力和局部加熱對周圍區(qū)域的影響。適用于修理的電子束固化機(jī)理是采用高能量電子束碰撞目標(biāo)分子，釋放足夠的能量使其產(chǎn)生一系列活潑的粒子，臨近的分子激發(fā)活潑粒子釋放能量，形成化學(xué)鍵，達(dá)到固化修理的目的。

2.5.3 光固化修理

光固化預(yù)浸料膠結(jié)修理技術(shù)是利用光敏膠固化速度快的特點，將預(yù)浸料補片貼到損傷部位，利用紫外光照射固化，對裂紋、孔洞、腐蝕、灼傷等損傷進(jìn)行快速修復(fù)[31]。修復(fù)的補片可預(yù)先制備，操作簡單、從實施修理到裝備投入使用的時間短，修理補片在固化前呈柔性，粘貼可根據(jù)需要任意改變形狀，適用于各種復(fù)雜形狀的機(jī)件修理，修理后補片與原結(jié)構(gòu)貼合較好，具有恢復(fù)原有結(jié)構(gòu)形狀和保持氣動外形的能力。修理需要操作空間小，適用于空間狹窄的內(nèi)部損傷修理。

2.5.4 激光自動化修理

近年來，國際上也出現(xiàn)了自動修復(fù)復(fù)合材料的新技術(shù)，如采用激光技術(shù)自動修復(fù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)[32]。使用激光清除損壞的材料，用激光將每層復(fù)合材料的樹脂融化，剩下松動的纖維用刷子刷掉，處理下一層，而損傷區(qū)外的纖維和樹脂完好無損。該技術(shù)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)不會產(chǎn)生力量或振動，對整體強度或完整性沒有不利影響。損壞區(qū)域很干凈，使用現(xiàn)場就可固化的加熱氈作為替換的補丁來修補。

2.6 修理方法對比分析

不同修理方法適用范圍不同，在選擇修理方法時需要綜合考慮結(jié)構(gòu)承載要求、受載情況、氣動外形要求、損傷嚴(yán)重程度和修理技術(shù)水平和經(jīng)濟(jì)性限制等因素。各種方法也有各自優(yōu)缺點。表2對上述復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理方法進(jìn)行了簡要對比。

3 修理效果評估標(biāo)準(zhǔn)

近些年，國外對復(fù)合材料構(gòu)件修理效果的評估逐漸形成了完整的體系[33-34]，主要評估內(nèi)容可以歸納如下：（1）修理后結(jié)構(gòu)強度恢復(fù)到設(shè)計強度；（2）修理時保持結(jié)構(gòu)剛度的完整性，并且充分考慮飛行表面和操縱面的彎曲極限，不能改變飛機(jī)的飛行特性；（3）從耐久性的角度考察結(jié)構(gòu)性能，包括疲勞加載對螺栓或膠結(jié)接頭的影響、損傷的增長，不相似材料導(dǎo)致的腐蝕作用和樹脂材料在濕熱環(huán)境中的降解作用；（4）結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加最?。唬?）保持飛機(jī)外形的氣動平滑度；（6）修理過程可操縱性好，修理成本低。

4 存在問題與發(fā)展方向

雖然國際上對復(fù)合材料的修理的研究已經(jīng)日趨成熟，但國內(nèi)技術(shù)的研究起步較晚。從20世紀(jì)80年代開始針對缺陷影響、無損探傷的修理方法和修理工藝開展探索性研究。20世紀(jì)90年代開始跟蹤國外復(fù)合材料修理方法，完成了主要修理方法的驗證工作，也針對碳纖維層合板 T300/5405、T300/QY8911，膠黏劑 J116、J159等具體修理材料進(jìn)行了初步評定；嘗試著對一些機(jī)型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行維修，如服役中殲擊機(jī)的雷達(dá)罩、直升機(jī)涵道垂尾、客機(jī)的升降舵等復(fù)合材料構(gòu)件，積累了一定的修理經(jīng)驗，但是在很多方面與國外相比還有很大差距。

修理容限的范圍界定尚未成熟，尤其是處于復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)，在受到損傷后的剩余強度的確定需要試驗驗證，而國內(nèi)仍缺少這方面研究的試驗儀器和設(shè)備。國內(nèi)積累的復(fù)合材料修理經(jīng)驗主要對象為次承力結(jié)構(gòu)，多為外場應(yīng)急修理，對主承力構(gòu)件基本沒有進(jìn)行修理適用性研究。修理材料方面，國內(nèi)尚不能生產(chǎn)用于復(fù)合材料修理的原材料（預(yù)浸料），復(fù)合材料修理手冊中提及的膠黏劑缺乏試驗測試數(shù)據(jù)，可供選擇經(jīng)過試驗驗證的修理材料種類很少。對于最廣泛采用的膠結(jié)修理方法，仍有很多工作需要開展。如對大曲率層合板結(jié)構(gòu)的修理，對膠黏劑受力特性的在復(fù)合材料厚度方向上表現(xiàn)出的非線性特征對修理效果的影響，固化溫度對修理效率的影響，疲勞作用對修理結(jié)構(gòu)性能的影響都亟需進(jìn)一步研究。在修理驗證方面，經(jīng)修理后結(jié)構(gòu)是否恢復(fù)強度要求并滿足適航條例規(guī)定仍需要理論分析做基礎(chǔ)，并伴隨大量試驗支持，試驗研究可從試樣級到元件級再到部件級，從簡單結(jié)構(gòu)到復(fù)雜結(jié)構(gòu)逐步進(jìn)行。

復(fù)合材料修理技術(shù)需要不斷汲取新技術(shù)，向優(yōu)質(zhì)、高效和低成本方向發(fā)展，成熟健全的修理技術(shù)是復(fù)合材料在航空結(jié)構(gòu)上的廣泛使用的有力保障。

[1] 陳紹杰. 復(fù)合材料修理指南. 北京： 航空工業(yè)出版社,2001.

[2] FAWCETT A J, OAKES G D. Boeing composite airframe damage tolerance and service experience. Chicago： Composite Damage Tolerance and Maintenance Workshop, 2006.

[3] Boeing. Boeing 737-300 Structural repair manual. Boeing, 2000.

[4] 梁艷勤. 民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理容限與修理后適航符合性驗證研究. 上海： 上海交通大學(xué), 2011.

[5] DANO M L, GENDRON G, PICARD A. Stress and failure analysis of mechanically fastened joints in composite plates. Composite Structures, 2000, 50： 287-296.

[6] MCCARTHY C T, MCCARTHY M A, LAWLOR V P.Progressive damage analysis of multi-bolt composite joints with variable bolt-hole clearances. Composite Part B, 2005, 36(4)： 290-305.

[7] FOX D E, SWAIM K W. Static strength characteristics of mechanically fastened composite joints. NASA/TM-1999-209735.

[8] MCCARTHY C T, MCCARTHY M A. Three-dimensional finite element analysis of single-bolt, single-lap composite bolted joints： PartⅡEffects of bolt-hole clearance. Composite Structures, 2005, 71(2)： 159-175.

[9] MCCARTHY M A, MCCARTHY C T. A simple method for determining the effects of bolt-hole clearance on load distribution in single-column multi-bolt composite joints. Composite Structures, 2006,73(1)： 78-87.

[10] ALAATTIN A. Bearing strength of carbon epoxy laminates under static and dynamic loading. Composite Structures, 2005, 67(4)： 485-489.

[11] ALAATTIN A, HUSNU D. The effect of stacking sequences of carbon epoxy laminates on pinned-joint strength. Composite Structures,2003, 62(1)： 107-111.

[12] HEUNG-JOON P. Effects of stacking sequences and clamping force on the bearing strengths of mechanically fastened joints in composite laminates. Composite Structures, 2001, 53(2)： 213-221.

[13] 蔡聞峰, 薛小平. 先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)飛機(jī)機(jī)械連接技術(shù)現(xiàn)狀及發(fā)展方向. 航空精密制造技術(shù), 2010(2)： 22-24.

[14] 劉善國. 國外先進(jìn)飛機(jī)制造技術(shù)發(fā)展趨勢. 航空科學(xué)技術(shù),2003(4)： 26-29.

[15] 陳遲, 汪海, 陳秀華. 含多源損傷的膠結(jié)修補結(jié)構(gòu)有限元分析方法. 力學(xué)季刊, 2007, 28(1)： 129-134.

[16] 楊孚標(biāo), 肖加余, 曾竟成. 雙向受載裂紋板的碳纖維復(fù)合材料補片的膠結(jié)修補分析. 國防科技大學(xué)學(xué)報, 2005, 27(6)： 21-25.

[17] BAKER A A, ROSE L R F, JONES R. Advances in the bonded composite repair of metallic aircraft structure. Elsevier Science, 2003.

[18] SOUTIS C, DUAN D-M, GOUTAS P. Compressive behavior of CFRP laminates repaired with adhesively bonded external patches.Composite Structures, 1999, 45： 289-301.

[19] HU F Z, SOUTIS C. Strength prediction of patch-repaired CFRP laminates loaded in compression. Composites Science and Technology, 2000, 60(7)： 1103-1114.

[20] BARUT A, HANAUSKA J, MADENCI E, et al. Analysis method for bonded patch repair of a skin with a cutout. Composite Structures, 2002, 55(3)： 277-294.

[21] ENGELS H, BECKERW. Closed-form analysis for external patch repairs of laminates. Composite Structures, 2002, 56(3)： 259-268.

[22] JONES J S, GRAVES S R. Repair techniques for Celion/LARC-160 graphite/polyimide composite structures. NASA-CR-3794,1984.

[23] FOUND M S, FRIEND M J. Evaluation of CFRP panels with scarf repair patches. Composite Structures, 1995, 32： 122-125.

[24] 喻梅, 胡新宇. 復(fù)合材料挖補修理結(jié)構(gòu)的有限元建模及精度影響分析. 安徽建筑工業(yè)學(xué)院學(xué)報, 2009(6)： 1-6.

[25] CAMPOHO R D. Tensile behavior of three-dimensional carbon-epoxy adhesively-bonded single and double-scarf repairs.Adhesion and Adhesives, 2009(6)： 678-686.

[26] WANG C H, GUNNION A J. Optimum shapes of scarf repairs.Composite Part A, 2009, 40(9)： 1407-1418.

[27] PAGE S A, MEZZENGA R, BOOGH L, et al. Surface energetic evolution during processing of epoxy resins. Colloid Interf. Sci, 2000, 222：55-62.

[28] 陳先有, 崔晶. 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修補技術(shù)分析. 航空科學(xué)技術(shù) , 2007(2)： 32-33.

[29] LOPATA V J. The manufacturing and repair of high performance composites using electron beam curing. Materials Technology,1999, 56(4)： 417-427.

[30] 李玉彬, 張佐光, 孫志杰. 環(huán)氧樹脂電子束固化微觀結(jié)構(gòu)及其影響因素. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2007, 33(8)： 986-990.

[31] 陳浩, 劉玉亭, 劉成武, 等. 光固化復(fù)合材料預(yù)浸料修理補片的研制. 兵器材料科學(xué)與工程, 2008, 31(2)： 91-94.

[32] BALDWIN H. Composite evolution. Overhaul & Maintenance,2011, 6： 32-33.

[33]譚朝元, 孫寶崗, 鄧火英, 等. 結(jié)構(gòu)復(fù)合材料修補技術(shù)研究進(jìn)展. 宇航材料工藝 , 2011(2)： 26-39.

[34] SWIFT E J, LEVALLEY B D, BOYER D B. Evaluation of new methods for composite repair. Dental Materials, 1992, 8(6)： 362-365