劉禮平 戚春亮 王瑞峰 徐建新 周志強(qiáng)

(中國(guó)民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300)

鈦合金板鉚接修理復(fù)合材料機(jī)身蒙皮分析

劉禮平 戚春亮 王瑞峰 徐建新 周志強(qiáng)

(中國(guó)民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300)

文 摘 波音787飛機(jī)的機(jī)身蒙皮采用全復(fù)合材料，對(duì)于復(fù)合材料機(jī)身蒙皮的修理，波音787結(jié)構(gòu)維修手冊(cè)給出了明確的修理方案，其中包括復(fù)合材料機(jī)身蒙皮的鈦合金板鉚接修理。然而，對(duì)維修方案背后的理論依據(jù)，即強(qiáng)度、剛度等力學(xué)特性要求沒有敘述。基于此，本文對(duì)復(fù)合材料機(jī)身蒙皮的鈦合金板鉚接修理建立了兩種維修的三維有限元模型，分析了這兩種維修方案母板、補(bǔ)片和填平板的應(yīng)力大小和應(yīng)力分布特性。研究表明：復(fù)合材料機(jī)身蒙皮大的穿透型裂紋鈦合金板鉚接修理能夠滿足靜強(qiáng)度要求，兩種維修方案的鈦合金補(bǔ)片破壞源發(fā)生在不同位置。

復(fù)合材料，機(jī)身蒙皮，損傷，修理

0 引言

復(fù)合材料由于其比強(qiáng)度和比模量高，抗疲勞、減振和熱穩(wěn)定性好等特點(diǎn)，使其在航空航天域應(yīng)用廣泛[1-2]。目前小型商務(wù)飛機(jī)和直升機(jī)上的復(fù)合材料使用量已占到70%～80%，大型民航客機(jī)占到15%～50%使用復(fù)合材料。國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)C919達(dá)到20%的復(fù)合材料使用量；空客A380碳纖維復(fù)合材料的用量達(dá)到32 t左右，占飛機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量的22%，加上其他各類復(fù)合材料，總用量達(dá)到25%左右；波音787占飛機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量的50%使用復(fù)合材料[3-7]。大型民航客機(jī)大量使用復(fù)合材料，必將使航空公司和航空維修企業(yè)由傳統(tǒng)的主要對(duì)金屬結(jié)構(gòu)的維護(hù)與修理轉(zhuǎn)到主要對(duì)復(fù)合材料的維護(hù)和修理。

復(fù)合材料的修理主要有膠接修理、膠鉚混合修理和鉚接修理。復(fù)合材料膠接修理研究較為成熟，也是工程上采用的主要修理方式。程起有等建立了單面膠接修理結(jié)構(gòu)三維有限元模型，并試驗(yàn)驗(yàn)證此模型的正確性，分析了補(bǔ)片尺寸對(duì)膠接質(zhì)量的影響[8]。徐建新等對(duì)復(fù)合材料加筋板階梯式挖補(bǔ)修理結(jié)構(gòu)建立了有限元仿真模型，并對(duì)補(bǔ)片半徑，補(bǔ)片階梯數(shù)，筋距對(duì)挖補(bǔ)修理結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的影響進(jìn)行研究[9]。Erdogan等針對(duì)膠接修理結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布和裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子，采用復(fù)變函數(shù)法對(duì)其進(jìn)行分析[10]。J. Cho和C. T. Sun研究了復(fù)合材料膠接修理中的殘余熱應(yīng)力[11]。

相對(duì)于膠接修理的研究，復(fù)合材料膠鉚混合修理的研究較少，國(guó)內(nèi)外學(xué)者主要針對(duì)膠鉚混合連接技術(shù)的研究。劉禮平等針對(duì)復(fù)合材料機(jī)身蒙皮提出了一種膠鉚混合修理方式，其補(bǔ)片采用階梯凸臺(tái)設(shè)計(jì)，對(duì)比膠接修理和膠鉚混合修理結(jié)果表明，膠鉚混合修理承載能力提高，膠層最大剝離應(yīng)力大幅度下降[12-13]。黃文俊、程小全等采用有限元方法建立膠螺混合連接接頭的仿真模型[14]。張明星等進(jìn)行了膠螺混合連接接頭的拉伸試驗(yàn)[15]。徐建新等對(duì)復(fù)合材料層合板的鉚接、膠接及膠鉚混合連接建立了三維有限元仿真模型，對(duì)不同連接方式下的應(yīng)力場(chǎng)及位移場(chǎng)進(jìn)行分析，對(duì)比所得數(shù)據(jù)，獲得膠鉚混合連接的適用性[16]。Kelly等對(duì)膠螺連接接頭傳力機(jī)制進(jìn)行分析，得到螺栓和膠層的傳載比例[17]。Gomez創(chuàng)立膠鉚混合接頭的計(jì)算方法，采用阻尼彈簧模型，并進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[18]。Barut等對(duì)復(fù)合材料膠螺單搭接頭進(jìn)行分析，分析過(guò)程中考慮了螺栓的預(yù)緊[19]。Dhanasekar等采用有限元法研究螺栓松動(dòng)對(duì)膠螺雙搭接頭的影響規(guī)律[20]。Kweon等分析膠層材料對(duì)膠螺混合連接接頭性能的影響[21]。

鉚接主要用于金屬蒙皮的修理，復(fù)合材料鉚接的研究主要集中在其連接特性，目前只在波音結(jié)構(gòu)維修手冊(cè)上見到相關(guān)敘述。謝永剛建立了復(fù)合材料多釘連接載荷分配有限元模型，對(duì)鋪層及釘數(shù)對(duì)釘載分配的影響進(jìn)行分析，并對(duì)多釘連接結(jié)構(gòu)的載荷分配進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)[22]。趙美英采用有限元方法對(duì)單釘連接強(qiáng)度進(jìn)行分析，對(duì)釘孔接觸力的分布、孔邊應(yīng)力分布及單釘連接極限強(qiáng)度進(jìn)行計(jì)算，建立復(fù)合材料鋪層比例對(duì)釘孔邊緣應(yīng)力分布的影響機(jī)制[23]。本文建立了兩種復(fù)合材料機(jī)身蒙皮鈦合金板鉚接修理有限元模型，分析兩種修理方案的母板、補(bǔ)片、填平板的應(yīng)力大小和應(yīng)力分布特性，從而為制定復(fù)合材料蒙皮鈦合金板鉚接修理和維護(hù)方案提供理論支持。

1 復(fù)合材料修理有限元建模

1.1 母板有限元模型

母板采用20層T300/QY8911材料，單層厚度0.2 mm，母板幾何尺寸為431.8 mm×431.8 mm×4 mm，損傷區(qū)幾何形狀為152.4 mm×120.65 mm的方形孔。補(bǔ)片幾何形狀為349.25 mm×311.15 mm的方形板，依據(jù)相關(guān)修理手冊(cè)，補(bǔ)片厚度為2 mm的鈦合金板。修理區(qū)幾何形狀如圖1所示。

層合板母板采用Solid 46來(lái)模擬復(fù)合材料層合板T300/QY8911，表1給出了它的力學(xué)性能參數(shù)。母板沿厚度方向鋪層角為[0°/-45°°/45°/90°/0°/0°/90°/45°/-45°/0°]s，在母板與補(bǔ)片之間定義接觸，其中摩擦因數(shù)取0.2。

表1 T300/QY8911層合板力學(xué)性能參數(shù)[17]

1.2 損傷區(qū)修理有限元模型

采用鉚釘實(shí)體模型，并定義接觸來(lái)模擬鉚釘，該建模方法能夠很好地模擬鉚釘與層合板釘孔之間的相互作用，摩擦因數(shù)取0.3。鉚釘?shù)膶?shí)體模型選用標(biāo)準(zhǔn)沉頭鉚釘，釘身半徑R=6.35 mm，鉚釘采用二次六面體單元Solid 95。

復(fù)合材料母板損傷去除部分，分兩種情況修理。第一種，損傷孔不填平；第二種，損傷孔用鈦合金板填平；如圖2所示。模型加載方式為母板四周固支，修理后結(jié)構(gòu)內(nèi)側(cè)施加面均布載荷0.06 MPa。

(a) 損傷孔未填平修理結(jié)構(gòu) (b) 損傷孔鈦合金板填平修理結(jié)構(gòu)

圖2 兩種修理的三維有限元模型

Fig.2 Finite element models for corresponding repair

2 復(fù)合材料修理效果對(duì)比與總結(jié)

應(yīng)用ANSYS后處理模塊，分別得到兩種修理結(jié)構(gòu)母板各層最大等效應(yīng)力和應(yīng)力云圖分布特征、修理補(bǔ)片的等效應(yīng)力云圖和法向應(yīng)力云圖、以及填平修理結(jié)構(gòu)的填平鈦合金板等效應(yīng)力云圖。

由圖3可以看出，損傷孔鈦合金板填平修理與損傷孔不填平修理相比，鈦合金板填平修理有效降低了母板的最大等效應(yīng)力水平。圖4為兩種修理結(jié)構(gòu)的應(yīng)力云圖分布特征，損傷孔的鈦合金板填平修理沒有影響各層的應(yīng)力分布情況，并且總體上，90°鋪層所受應(yīng)力水平明顯高于其他角度鋪層。

圖5中，損傷孔填平修理的補(bǔ)片等效應(yīng)力水平低于損傷孔未填平修理的情況。損傷孔未填平修理中，最大等效應(yīng)力出現(xiàn)在鉚釘孔處，損傷孔區(qū)域的補(bǔ)片應(yīng)力水平要高于其他區(qū)域；因此，未填平修理的補(bǔ)片疲勞源將出現(xiàn)在最大應(yīng)力釘孔處和損傷孔區(qū)域。損傷孔填平修理后，由于鈦合金板的填平作用，補(bǔ)片在損傷孔區(qū)域邊緣位置出現(xiàn)了應(yīng)力集中現(xiàn)象；因此，損傷孔區(qū)域邊緣位置的補(bǔ)片將是鈦合金板填平修理的疲勞源。圖6中，填平修理中的鈦合金填平板最大等效應(yīng)力出現(xiàn)在釘孔處，其應(yīng)力水平遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于自身修理結(jié)構(gòu)鈦合金補(bǔ)片的應(yīng)力水平；因此，在填平修理中，鈦合金填平板與鈦合金補(bǔ)片相比，鈦合金填平板的檢修周期可以適當(dāng)延長(zhǎng)。

圖3 兩種修理結(jié)構(gòu)母板各層最大等效應(yīng)力

Fig.3 Maximum equivalent stress on each layer of laminate for repair structures

(a) 未填平修理0°層

(c) 未填平修理-45°層

(e) 未填平修理45°層

(g) 未填平修理90°層

(a) 未填平修理補(bǔ)片

綜合圖3～圖6可知，復(fù)合材料機(jī)身蒙皮鈦合金板鉚接修理的兩種方案都能滿足各自母板、補(bǔ)片、填平板的靜強(qiáng)度要求，并且填平修理的方案優(yōu)于不填平修理方案。

3 結(jié)論

針對(duì)復(fù)合材料機(jī)身蒙皮鈦合金板鉚接修理，應(yīng)用有限元軟件研究了兩種復(fù)合材料鈦合金板鉚接修理方案對(duì)修理效果的影響。研究結(jié)果表明：

(1) 采用鈦合金板鉚接修理，復(fù)合材料機(jī)身蒙皮損傷孔不填平修理和損傷孔填平修理都能滿足靜強(qiáng)度要求。

(2) 復(fù)合材料機(jī)身蒙皮損傷孔鈦合金板填平修理效果優(yōu)于損傷孔不填平修理，兩種修理方案的母板90°鋪層所受應(yīng)力水平高于其他角度鋪層。

(3) 未填平修理的補(bǔ)片疲勞源將出現(xiàn)在最大應(yīng)力釘孔處和損傷孔區(qū)域。

(4) 損傷孔填平修理的補(bǔ)片疲勞源將出現(xiàn)在損傷孔區(qū)域邊緣位置，鈦合金填平板的應(yīng)力水平遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于自身修理結(jié)構(gòu)鈦合金補(bǔ)片的應(yīng)力水平。

[1] 蘇小萍. 碳纖維復(fù)合材料的應(yīng)用現(xiàn)狀[J]. 高科技纖維與應(yīng)用，2004，29(5) : 34-38.

[2] 范玉青. 超大型復(fù)合材料機(jī)體部件應(yīng)用技術(shù)的新進(jìn)展[J]. 航空學(xué)報(bào)，2009, 30(3) : 534-543.

[3] 顧超英. 碳纖維復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的開發(fā)與應(yīng)用[J]. 化工文摘，2009(1) : 17-18.

[4] 杜善義. 先進(jìn)復(fù)合材料與航空航天[J]. 復(fù)合材枓學(xué)報(bào)，2007(1): 1-12.

[5] 范玉青. 波音787復(fù)材機(jī)身段的制造技術(shù)[J]. 航空制造技術(shù)，2011(15) : 26-29.

[6] 林德春，潘鼎，高健,等. 碳纖維復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用[J]. 玻璃鋼，2007(1): 18-28.

[7] 馮軍. 復(fù)合材料技術(shù)在當(dāng)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用[J]. 航空制造技術(shù)，2009(22) : 40-42.

[8] 程起有，姚磊江，童小燕,等．補(bǔ)片尺寸對(duì)復(fù)合材料膠接修理性能的影響[J]．飛機(jī)設(shè)計(jì)，2004(3)：31-33．

[9] 徐建新，曹小梅，李頂河．復(fù)合材料加筋板的階梯式挖補(bǔ)修理穩(wěn)定性分析[J]．中國(guó)民航大學(xué)學(xué)報(bào)，2011，29(4)：1-3.

[10] ERDOGAN F, ARIN K．A sandwich plate with a pact-through and a debonding crack[J]．Engineering Fracture Mechanic, 1972.

[11] CHO J,SUN C T．Multi-step bonding cycles for lowering thermal residual stress in composite patch repairs[J]．AIAA, 2002.

[12] 劉禮平,等．一種復(fù)合材料機(jī)身蒙皮的膠鉚混合修理結(jié)構(gòu)[P]．中國(guó)，201420038548.0.2014-01-21.

[13] 劉禮平，王瑞峰，王武豪,等. 復(fù)合材料膠鉚混合修理應(yīng)力特性分析[J]．航空維修與工程，2015(7):79-82.

[14] 黃文俊，程小全,等．復(fù)合材料混合連接結(jié)構(gòu)拉伸性能與影響因素分析[J]．北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2013，39(10)：1408-1413.

[15] 張明星．T800碳纖維復(fù)合材料混合連接層合板釘載分布及有限元計(jì)算[J]．玻璃鋼/復(fù)合材料，2011(5)：62-66．

[16] 徐建新，于學(xué)民，陳文俊，等．膠鉚混合連接復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)的彈性分析[J]．中國(guó)民航大學(xué)學(xué)報(bào)，2013(6)：49-54.

[17] KELLY G．Load transfer in hybrid(bonded/bolted) composite single-lap joints[J]．Composite Structures，2005，69(1)：35-43.

[18] GOMEZ S，ONORO J，et al．A simple mechanical model of a structures hybrid adhesive/riveted single lap joint[J]．International Journal of Adhesion & Adhesives，2007，27(4)：263-267.

[19] BARUT A，MADENCI E．Analysis of bolted-bonded composite single lap joints under combined in-plane and transverse loading[J]．Composite Structures，2009，88(4)：579-594.

[20] DING K，DHANASEKAR M．Flexural behavior of bonded-bolted butt joints due to bolt looseness[J]．Advances in Engineering Software，2007，38(8/9)：598-606.

[21] KWEON J H，JUNG J W．Failure of carbon composite-to-aluminum joints with combined mechanical fastening and adhesive bonding[J]．Composite Structures，2006，75(1/2/3/4)：192-198.

[22] 謝永剛．復(fù)合材料機(jī)械連接性能研究及接頭設(shè)計(jì)[D]．哈爾濱工程大學(xué)，2013.

[23] 趙美英．復(fù)合材料機(jī)械連接失效分析及強(qiáng)度影響因素研究[D]．西北工業(yè)大學(xué)，2006.

Research on Composite Fuselage Skin Repair With Titanium Plates Riveting

LIU Liping QI Chunliang WANG Ruifeng XU Jianxin ZHOU Zhiqiang

(College of Areonautical Engineering，Civil Aviation University of China,Tianjin 300300)

Fuselage skin is all-composite in Boeing 787. Repair programs for composite fuselage skin are given in Boeing 787 structural repair manual, including composite fuselage skin repair with titanium plates riveting. However, the maintenance theory of these repair programs and repair procedures, strength, stiffness and other mechanical properties of these repair programs are not described. Based on this, two dimensional finite element models of composite fuselage skin repair with titanium plates riveting are established in this paper. Stress size and distribution of matrix, patch and fill flat are analyzed on these two repair programs. Studies have shown that repairing large composite fuselage skin penetration crack with titanium plates riveting can meet the static strength requirements. Destroy sources of titanium patches of these two repair programs will occur at different locations.

Composite，F(xiàn)uselage skin，Damage，Repair

2016-12-12

國(guó)家自然科學(xué)基金(基金號(hào)51405491)；國(guó)家自然科學(xué)基金(基金號(hào)51605331)；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)(3122017028)

劉禮平，博士，講師，主要研究方向：復(fù)合材料先進(jìn)制造技術(shù)和修理技術(shù)。E-mail：liuliping_tj@163.com

V267

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.02.007