張鐵純 張世秋 王軒 周春蘋

摘要：本文總結(jié)了挖補修理復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)側(cè)向壓縮性能的研究現(xiàn)狀，分析了材料、工藝、構(gòu)型及環(huán)境等影響因素，指出最新的修補建模方法和力學(xué)試驗結(jié)果分析思路，具有重要的工程價值，為國產(chǎn)飛機復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)修理方案設(shè)計提供參考。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；夾芯結(jié)構(gòu)；挖補；側(cè)向壓縮；修補參數(shù)

中圖分類號：TB332文獻標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.08.001

基金項目：航空科學(xué)基金（20181867007）

復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)由于面板較薄，在受到低速沖擊時，面板和芯材都可能會發(fā)生不同程度的損傷，面板存在纖維斷裂、基體碎裂和層間分層現(xiàn)象，芯材會出現(xiàn)蜂窩的壓潰或泡沫碎裂、與面板脫黏等現(xiàn)象[1-5]。除了意外沖擊載荷造成的損傷外，飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在服役期間還要承受復(fù)雜、長期的疲勞載荷作用，要經(jīng)受溫度、濕度等苛刻的外部環(huán)境考驗，這種濕熱環(huán)境對樹脂基體的影響尤為嚴(yán)重[6-8]。不論是服役期間外部濕熱環(huán)境的作用，還是外力沖擊的作用，一旦復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)損傷嚴(yán)重，都應(yīng)及時采取修理措施。臨時性修理的意義在于不影響航空公司的運營活動，而永久性修理才能恢復(fù)復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的性能，復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的永久性修理主要采用挖補修理方式，因此挖補修理復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)力學(xué)性能研究具有重要意義。

挖補修理盡可能減少修補帶來的附加力矩，增加的重量（質(zhì)量）也較輕[9-13]，但進行挖補修理要求有較高的熟練度和較長的材料準(zhǔn)備時間。挖補修理復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)力學(xué)性能研究主要集中在挖補后拉伸、彎曲、剪切、平壓和側(cè)壓性能等方面，許多研究人員已經(jīng)做出很多成果[14-21]。復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的挖補修理工藝對挖補后力學(xué)性能也有很大的影響，很多研究人員在挖補修理工藝方面進行了不少研究[22-29]。而挖補修理參數(shù)和挖補形式的優(yōu)化，要依靠試驗才能得到最優(yōu)結(jié)果，而且試驗成本昂貴，所以利用有限元技術(shù)對挖補修理參數(shù)和挖補形式進行仿真分析非常重要，在這方面的研究成果也很多[30-36]。

1修補模型

復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)主要由面板和芯材兩部分組成，芯材通常是泡沫、輕木、蜂窩等輕質(zhì)材料。挖補修理復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)主要考慮母板、填充芯材、面板補片和膠層等部分。挖補修理又可以根據(jù)打磨形式不同分為斜接式和階梯式。根據(jù)復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的挖補修理深度，可以分為單側(cè)面板修補、單側(cè)面板加芯材修補和雙側(cè)面板加芯材修補。其中，雙側(cè)面板加芯材階梯式挖補具體形式如圖1所示，單側(cè)面板加芯材階梯式挖補具體形式如圖2所示，單側(cè)面板斜接式挖補具體形式如圖3所示。

階梯式挖補打磨工藝復(fù)雜，要求的精度高，實際修補幾何外形和有限元建模的幾何外形高度吻合，如圖4所示[32]。斜接式挖補在實際維修中更為常見，打磨出一定的錐度顯然比精確地打磨出臺階要容易，但修補時一般采用預(yù)浸料補片或纖維布制作的濕鋪層補片，這樣的補片沒有錐度，各層補片組合后依然是階梯式，但多數(shù)研究者[35]為了膠層建模方便，將各層補片組合也視為斜接式，如圖5所示，這使得實際修補與有限元建模之間有所差別。也有研究者[23]將這種區(qū)別通過建模細(xì)致地展示出來，如圖6所示。然而這種截面三維建模的復(fù)雜度卻大大增加。

在挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)力學(xué)性能研究中，我們通常關(guān)注的是有限的幾種力學(xué)性能，如雷達罩型復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的側(cè)向壓縮性能、客艙地板的三點彎曲強度等，因此可以對所建立的挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)模型進行簡化，進而減輕建模工作量。研究挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的拉伸力學(xué)性能時，面板修補的膠層單元就一定要有，因為有研究者[19-30]發(fā)現(xiàn)拉伸破壞的位置多數(shù)與膠層有關(guān)。而研究挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的平壓和側(cè)壓強度時，膠層的設(shè)置就變得不那么重要，因為平壓強度主要與較弱的芯材強度有關(guān)[37-38]，側(cè)壓強度主要與復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)形式和面板性能[39]有關(guān)，膠層在其中很少承力，也很少發(fā)生破壞，因此省去膠層單元的建模是一個簡化模型的思路。另外，設(shè)置膠層單元時，常有模擬膠層的Cohesive單元加入后模型不收斂的問題，有研究者[32]指出Cohesive單元參數(shù)測量困難，且要經(jīng)過反復(fù)試驗和比對才可能會準(zhǔn)確，利用實體單元，賦予其合適的材料模型，也能取得較好的仿真效果，模型的收斂性較好，這對于需要設(shè)置膠層的模型建立是一個新的思路。

2側(cè)向壓縮力學(xué)性能

對采用挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的側(cè)向壓縮強度恢復(fù)率可達90%以上[23]，挖補夾芯結(jié)構(gòu)側(cè)向壓縮的損傷形式包括芯材破碎、面板基體碎裂、面板纖維斷裂、面板和芯材的屈曲變形等[21，23-24]。復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的夾芯為韌性較差的材料，如PMI泡沫。在側(cè)向壓縮載荷下的失效破壞，往往不是面板先達到其壓縮強度而導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)失效，多數(shù)情況下是先發(fā)生芯材的過大變形或者失效，而后面板才發(fā)生局部屈曲，最終達到結(jié)構(gòu)的側(cè)向壓縮強度[40-41]。

復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)挖補后側(cè)向壓縮強度受到很多因素影響，主要可分為膠層參數(shù)、工藝參數(shù)、構(gòu)型參數(shù)和環(huán)境參數(shù)4大類[42]，構(gòu)型參數(shù)包括附加層、挖補角、補片鋪層、補片形狀、芯材種類和密度。

2.1膠層參數(shù)

膠層連接補片與面板，修補主要靠膠層來進行載荷的傳遞，保持各修補部分間的連續(xù)，膠層的參數(shù)不同對修補后的強度影響很大。通常，膠層的材料力學(xué)性能低于復(fù)合材料層合板，拉伸載荷下挖補面板的破壞往往從膠層開始，但在復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的挖補后壓縮性能表現(xiàn)中膠層的影響范圍十分有限，往往膠層在挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)達到側(cè)向壓縮強度后也并未失效[40]。程小全等[43]認(rèn)為脆性膠黏劑對修補結(jié)構(gòu)的作用主要在增加剛度，這一點和Her等[44]認(rèn)為增加膠層的切變模量會使修補結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中嚴(yán)重的看法一致，韌性膠黏劑的使用不僅可以在修補結(jié)構(gòu)的剛度上起作用，在強度恢復(fù)方面的效果也很好，因此復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)挖補時應(yīng)采用韌性好的膠黏劑。

挖補時膠層的厚度也是一個重要因素，有限元理論分析表明膠層越厚，越能夠緩解膠層中應(yīng)力集中的情況[44]，但在實際的修補中，膠層厚度的增加，會導(dǎo)致更多缺陷。在實際修補中，研究者[45-46]推薦采用的膠層厚度為0.1～0.15mm，這個范圍內(nèi)的膠層一般能夠滿足強度要求，也能避免引入更多的缺陷，造成修補后強度降低。

2.2工藝參數(shù)

復(fù)合材料的修補質(zhì)量只能通過對每個修補工藝環(huán)節(jié)的嚴(yán)格控制來保證，大量實踐證明修補工藝對修補質(zhì)量有巨大的影響[47]。下文就溫度均勻性、膠結(jié)界面處理工藝，以及固化工藝等方面展開分析。

對于復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的挖補修理，溫度均勻性問題常被關(guān)注，因為實際的修補可能會涉及變厚度芯材的復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)，甚至出現(xiàn)修補區(qū)某處芯材厚度為零的情況。芯材中含有空隙，其導(dǎo)熱系數(shù)和面板有很大的不同，芯材厚度不同更加劇了這種不同修補區(qū)域溫差過大的情況，采用熱壓罐或者烘箱固化能夠進行有效緩解。但多數(shù)情況下，修補活動是在外場進行的，而且相應(yīng)的零件拆卸不容易，在原位利用熱補儀修理是僅有的可用選擇，這就要求有更好的方法控制各修補區(qū)域的溫度差異。通過在芯材較薄區(qū)域增加透氣氈的厚度，能緩解熱量散失，維持溫度，但效果較差[27]。楊龍英等[25]利用鋁板導(dǎo)熱、透氣氈保溫方法對楔形蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)進行修補，發(fā)現(xiàn)其雖能在一定程度上減小不同區(qū)域的溫差，但操作重復(fù)性不是很好。但發(fā)現(xiàn)在修補區(qū)域背面用真空袋或膠帶固定PMI泡沫塊方法，可產(chǎn)生較好的溫度均勻性，原因在于PMI泡沫對板板區(qū)域起到保溫作用，對板芯區(qū)域起到導(dǎo)熱作用，溫差可控制在5℃范圍內(nèi)。

合適的膠結(jié)界面處理能夠提高黏結(jié)修復(fù)強度，膠結(jié)界面通常用砂紙打磨和丙酮清洗處理，打磨砂紙不應(yīng)選用碳化硅砂紙，因為其打磨時易掉落殘渣易形成膠結(jié)缺陷，選用氧化鋁砂紙則不會出現(xiàn)類似情況。打磨界面的粗糙度也會影響膠結(jié)質(zhì)量，過于光滑使得膠結(jié)面積減小，機械嵌合作用減弱；過于粗糙，則樹脂無法滲入所有膠結(jié)表面區(qū)域，使膠層各處的連續(xù)性和均勻性較差，羅輯等[27]通過試驗探究發(fā)現(xiàn)打磨砂紙目數(shù)在180～320目之間能使膠層質(zhì)量較好。熊玉成等[48]通過對膠結(jié)表面激光處理和砂紙打磨后加等離子處理方法，得到的試件剪切強度比純手工砂紙打磨分別提升17.9%和10.9%。

復(fù)合材料修補固化工藝主要有熱壓罐固化、烘箱固化和熱補儀固化。熱壓罐固化得到的修補質(zhì)量較好，通常優(yōu)于烘箱固化和熱補儀固化。劉遂等[24]通過挖補區(qū)域有效高度這一概念，解釋并用試驗驗證了單側(cè)面板修補和雙側(cè)面板加芯材修補挖補區(qū)域有效高度低，熱壓罐固化工藝相比于熱補儀固化工藝能明顯夠提升復(fù)合材料夾芯試件側(cè)向壓縮強度，但在單側(cè)面板加芯材修補中挖補區(qū)域有效高度大，兩者的固化后得到的側(cè)向壓縮強度基本一致。孫凱等[26]利用熱補儀進行蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的濕鋪層修補工藝研究，發(fā)現(xiàn)對不同的損傷深度的蜂窩夾芯件挖補后，試驗件的側(cè)向壓縮強度恢復(fù)率均在87%以上，驗證了熱補儀工藝修復(fù)的有效性。烘箱固化工藝與熱壓罐工藝不同之處在于固化壓力較低，但其溫度均勻性較熱補儀固化工藝好。

2.3構(gòu)型參數(shù)

2.3.1附加層

附加層與母板重疊寬度、鋪層角度和附加層的厚度等因素都會影響挖補復(fù)合材料夾芯件側(cè)向壓縮強度。劉國春等[49]在平紋編織復(fù)合材料層合板挖補修理后拉伸強度分析中，發(fā)現(xiàn)附加層重疊寬度存在對于修補后試件強度最優(yōu)的臨界值，認(rèn)為合適的附加層重疊寬度是20～25mm?？湛凸綶50]對飛機雷達罩維修時附加層重疊寬度建議為12～ 18mm，波音公司維修手冊[51]中對附加層重疊寬度的要求是最外側(cè)附加層重疊寬度為25mm，如果附加層不止一層時，內(nèi)側(cè)附加層重疊寬度為13mm。李艷等[52]也在層合板挖補中對附加層重疊寬度影響承載強度進行了有限元分析，發(fā)現(xiàn)附加層重疊寬度分別為0、12mm、24mm、28mm時，層合板修補后承載能力隨重疊寬度的增大而增大。

增加附加層重疊寬度在復(fù)合材料修補中確實能夠提升挖補后試件的強度，但不能單純依靠增加附加層的重疊寬度來提升修補強度，原因在于實際修補活動中隨附加層重疊寬度額外增加時，膠結(jié)面積增加，引入膠層缺陷的數(shù)目也會增加，不能再提升試件的強度，這從實際修補試驗中也能看到[40]。另一方面，即使僅通過有限元分析，也能發(fā)現(xiàn)附加層重疊寬度的增加對試件強度的提升十分有限[52]，而且額外增加附加層面積會導(dǎo)致修補重量的提升，這是得不償失的。綜上所述，復(fù)合材料夾芯件修補時附加層重疊寬度應(yīng)在15～25mm范圍內(nèi)做選擇，可根據(jù)對修補強度和修補增重的需求做適當(dāng)調(diào)整。

附加層鋪層角度對于面板較薄的挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)來說不難選擇，有研究者[53]通過試驗和有限元分析兩種方法論證了0°鋪層對復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)側(cè)向壓縮承載能力的提升是最大的，但也有研究者[54]指出，在附加層與補片間使用膠?；虼嬖谝欢ê穸鹊哪z層時，±54°的附加層鋪層方向最有利于傳遞載荷和減小應(yīng)力集中。由于雷達罩復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的面板多由無經(jīng)緯區(qū)分的平紋編織材料制作，此時附加層鋪層的方向應(yīng)選擇0°或者90°，因為±45°鋪層方向上平紋編織材料的強度最低[55]，使用±54°附加層鋪層方向修補后復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)側(cè)向壓縮強度會降低。

附加層的厚度在復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)一般為一層，增加附加層的厚度，通常情況下會降低修補復(fù)合材料夾芯件的強度。趙志彬等[55]在蜂窩夾芯復(fù)合材料挖補有限元強度分析中，發(fā)現(xiàn)修補件強度隨額外附加層厚度增加而減小，張春等[18]在復(fù)合材料泡沫夾芯結(jié)構(gòu)強度有限元分析中也發(fā)現(xiàn)了類似的規(guī)律，這是由于額外增加附加層會導(dǎo)致面板局部剛度過大，導(dǎo)致應(yīng)力集中，并最終使得修補后結(jié)構(gòu)強度降低。

2.3.2挖補角

從傳統(tǒng)的二維修補理論模型出發(fā)，往往會得出：在較小的挖補角時，由于此時膠層的應(yīng)力集中現(xiàn)象得到最大緩解，此時挖補得到試驗件的強度最大[42]。當(dāng)然，如果將此理論僅用于二維膠結(jié)接頭的強度分析，也是基本正確的。但對于三維修補結(jié)構(gòu)，除了膠結(jié)接頭中膠層的承擔(dān)載荷，還有挖補區(qū)域外的母板承擔(dān)載荷。眾所周知，膠層的承載能力弱于復(fù)合材料層合板。如果挖補角過小，就會導(dǎo)致母板去除部分過多，換成由修補區(qū)的膠層承載，這顯然會降低挖補后試驗件的強度。在復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的修補基本為三維修補，有研究者認(rèn)為最佳挖補傾角為5°～6°，或者挖補傾角打磨比例為1：10時[30，45-46，53，56]，修補后試驗件有最大側(cè)向壓縮強度。

2.3.3補片鋪層

補片的每層鋪層順序和角度應(yīng)盡可能和母板一致，波音公司[51]的飛機復(fù)合材料部件修補方法中也都是如此，然而空中客車公司[50]卻采用首鋪最大層補片做法，如圖7所示。理由在于：首鋪最大層補片有助于修補后表面處理，該方法也通過了試驗驗證[55]，而采用首鋪最小層補片也確實有可能在最后表面處理時打磨掉最外層，這一點少有研究者關(guān)注。在鋪層角度方面，喻梅等[45]通過有限元分析后認(rèn)為，補片與母板存在一定的偏差角，并不會顯著影響挖補修補的效果，因為即使補片偏差角達到45°，試驗件壓縮強度也僅降低0.1%。

傳統(tǒng)的補片鋪層采用預(yù)浸料鋪層或者濕鋪層方式進行固化修補，可能會出現(xiàn)補片的皺曲和變形，使用提前固化好的硬補片修補能夠避免這種情況，而且硬補片可采用與原母板相同的熱壓罐固化工藝制作，修補時固化溫度僅取決于所用膠黏劑的固化溫度，可有效降低修補時固化溫度，成型后的硬補片也可以采用數(shù)控加工技術(shù)進行修整，使其能與挖補空腔更好地貼合[57]。

2.3.4補片形狀

在實際的復(fù)合材料修補活動中，補片形狀多為圓形，圓形補片能夠較好地緩解應(yīng)力集中現(xiàn)象。傳統(tǒng)的挖補傾角下，母板的去除較多，這降低了挖補后復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)強度。針對這種情況，Niedernhuber等[58]提出了一種新的基于纖維方向主導(dǎo)修補模型階梯步長的新思路，即排除垂直于特定層纖維方向的重疊長度，并比較連續(xù)步長階梯修補和減小步長階梯修補的抗拉強度。結(jié)果顯示，其拉伸強度無明顯區(qū)別，其膠結(jié)接頭長度減小近40%，極大地縮小了挖補面積，傳統(tǒng)鋪層方式與纖維導(dǎo)向鋪層方式修補面積對比示意圖如圖8所示。Pierce等[31]基于該修補模型進行了修正，除了將垂直于纖維方向鋪層的階梯步長排除，還將與纖維方向呈45°的鋪層部分階梯步長減為原步長的一半，單個膠結(jié)接頭的修補模型如圖9所示，三維修補模型的鋪層形式如圖10所示。采用該鋪層方式，補片的應(yīng)力集中現(xiàn)象得到緩解，同時進一步減小了挖補面積，保持同等修補強度，修補尺寸可以減小33%～40%。

2.3.5芯材的種類和密度

芯材更換時，應(yīng)該使用與母板芯材類型和密度相同的芯材。通常情況下，也可以使用同類型、密度稍高的芯材。有研究者也發(fā)現(xiàn)，修補時用密度更大的蜂窩芯材填充時，修補后試件比同密度芯材修補件的拉伸或壓縮強度更大，且這種差異會隨著修補面積的增大而增大[59]。

2.4環(huán)境參數(shù)

環(huán)境參數(shù)主要指濕度與溫度，復(fù)合材料在濕熱環(huán)境影響下，力學(xué)性能會有所降低，復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)因為芯材吸濕性高于復(fù)合材料面板，其面臨的濕熱問題更加嚴(yán)峻。修補膠層吸濕性也比面板高，受熱膨脹情況也比面板嚴(yán)重。

雷達罩夾芯結(jié)構(gòu)面板主要為玻璃纖維，管清宇等[60]對7781玻璃纖維環(huán)氧樹脂面板復(fù)合材料濕熱性能進行研究，發(fā)現(xiàn)其高溫濕態(tài)環(huán)境條件下壓縮強度可降低10%～40%。尹亮等[61]對聚甲基丙烯酰亞胺（PMI）泡沫夾芯玻璃纖維面板復(fù)合材料進行濕熱研究，濕熱處理后結(jié)構(gòu)側(cè)向壓縮強度降低16.73%。鄭國棟等[62]對玻璃纖維環(huán)氧樹脂面板泡沫夾芯復(fù)合材料進行吸濕性能研究，在離子水和海水處理后，試驗件側(cè)向壓縮強度分別降低16.72%和21.2%。在壓縮剛度方面，濕熱條件下壓縮剛度降低多在10%以內(nèi)，比強度降低的比例要小，原因在于夾芯結(jié)構(gòu)的壓縮剛度主要由面板纖維壓縮剛度決定，纖維在濕熱環(huán)境下吸濕較少，性能降低較少。

在復(fù)合材料修補后濕熱性能研究方面，劉淑峰等[63]進行了樹脂基復(fù)合材料斜面膠結(jié)濕熱性能研究，發(fā)現(xiàn)試件拉伸破壞位置主要在膠結(jié)界面上。蘇日新等[64]建立了濕熱環(huán)境下復(fù)材修理壓縮解析模型，試驗結(jié)果與解析結(jié)果吻合。蘇景新等[65]對層合板修理后濕熱環(huán)境的彎曲性能進行研究，發(fā)現(xiàn)濕熱處理后試驗件彎曲強度降低34%～39%。復(fù)合材料關(guān)于復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)修補后濕熱性能的研究目前仍少見。

3未來發(fā)展方向

在側(cè)向壓縮載荷作用下，挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的強度、剛度、破壞形式和損傷機理受到膠層參數(shù)、工藝參數(shù)、構(gòu)型參數(shù)和環(huán)境參數(shù)的影響。為了提高挖補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的側(cè)向壓縮強度，可以在以下幾個方面努力。

（1）在膠黏劑方面：選擇韌性好的膠黏劑，膠層厚度控制在0.1～0.15mm。

（2）在工藝方面：應(yīng)該嚴(yán)格把控，將修補固化時溫度場均勻性做到最佳，有條件的情況下應(yīng)優(yōu)先使用熱壓罐或烘箱，膠結(jié)界面的處理可根據(jù)已有條件，盡可能通過較好的打磨工藝或表面處理技術(shù)提高界面性能。

（3）在構(gòu)型參數(shù)方面：附加層厚度為一層，方向為0°，與母板重疊15～25mm為宜；面板挖補傾角5°～6°時修補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)有最大側(cè)向壓縮強度；補片可選用固化后的硬補片進行修補；補片形狀可采用纖維方向主導(dǎo)的修補模型中的優(yōu)化方案，能夠極大地減小母板挖去部分，減小母板強度損失；適當(dāng)?shù)夭捎猛牧厦芏壬源蟮男静囊材芴岣咝扪a夾芯結(jié)構(gòu)的側(cè)向壓縮強度。

（4）在環(huán)境參數(shù)方面：要注意在濕熱環(huán)境下修補復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)存在強度降低的風(fēng)險。

4結(jié)束語

復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)挖補對結(jié)構(gòu)氣動外形的恢復(fù)，是其他修補方式所不具備的。在輕量化設(shè)計普遍存在的綠色節(jié)能時代，復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)的應(yīng)用逐漸廣泛。本文總結(jié)了復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)挖補的分類及有限元建模難點，圍繞修補后側(cè)向壓縮強度性能恢復(fù)，給出許多的修補推薦參數(shù)和參數(shù)控制方法。

現(xiàn)有的復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)挖補后側(cè)向壓縮性能研究的成果很多，但關(guān)于環(huán)境因素影響的研究還很缺乏。復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)服役期間往往伴隨著溫度和濕度的變化，芯材的吸濕性能又遠(yuǎn)高于面板，濕熱環(huán)境的影響給復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)修補后力學(xué)性能的恢復(fù)制造了很大的不確定性，但相關(guān)的研究較少。因此，應(yīng)更多地開展對復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)挖補結(jié)構(gòu)的環(huán)境性能研究。

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Abstract： This paper summarizes the current research status of the lateral compression performance of the composite sandwich structure for scarf repair， analyzes the influence factors of materials， technology， configuration and environment， and points out the latest repair modeling methods and analysis ideas of mechanical test results， which has important engineering value and provides references for the repair plan design of domestic aircraft composite sandwich structure.

Key Words： composite materials； sandwich structure； scarf repair； lateral compression； repair parameters