毛磊凱，劉連平，劉　杰，方采文

(1.中航沈飛民用飛機有限責任公司 工程研發(fā)中心，沈陽 110013；2.沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院)，沈陽 110136)

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民用飛機復合材料產品質量驗證方法

毛磊凱1，劉連平2，劉杰1，方采文1

(1.中航沈飛民用飛機有限責任公司 工程研發(fā)中心，沈陽 110013；2.沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院)，沈陽 110136)

摘要：復合材料零件制造檢驗是零件獲得適航認可的重要途徑，試驗驗證是零件制造檢驗的主要方法之一，規(guī)劃經濟合理的試驗將有效幫助制造商獲得適航認證方認可。通過分析適航條款和行業(yè)規(guī)范中對復合材料零件制造檢驗和產品質量控制的要求，以民用飛機復合材料機翼壁板和翼梁為例,提出了符合適航要求的民用飛機復合材料主結構件的破壞性試驗驗證方法，規(guī)劃了合理的試驗方案，旨在為大型民用飛機復合材料主承力結構的產品質量驗證和適航符合性驗證提供參考。關鍵詞： 民有飛機；復合材料；適航；產品質量驗證；破壞性試驗

復合材料機翼在大型民用飛機A350和B787上的成功應用，表明復合材料的結構設計手段與驗證技術取得了實質性進展，涉及復合材料結構安全性的適航要求也都得到了貫徹與驗證[1]。大型飛機的復合材料機翼，其壁板和翼梁長度可達到30 m，局部厚度可達到25～30 mm。作為影響飛機安全性的主結構件，必須嚴格按照適航要求制定系統(tǒng)的零件制造檢驗和試驗驗證方案，對其成形工藝和產品質量的穩(wěn)定性進行綜合評估和驗證，保證結構具有設計所需的力學性能(強度、彈性模量)和其他性能(如耐使用環(huán)境性等)[2-4]。 國內在復合材料基礎研究和應用技術發(fā)展方面取得了一定成就，但在復合材料零件的質量驗證方面缺乏適航經驗，大體相當于歐美國家20世紀80年代初的水平[5]。國內普遍采用無損檢測和階段產品的隨爐件驗證方法，但無損檢測不能預測產品結構的力學性能，而隨爐件由于其在固化設備中的位置、鋪層結構、成形工裝均與正式產品結構存在差異，以隨爐件的力學性能代表真實產品時缺乏一定的嚴謹性[6]。 本文通過研究適航和行業(yè)規(guī)范的要求，結合設計實踐，總結出符合適航要求的破壞性試驗驗證方案，實現(xiàn)對復合材料主承力件成形工藝和產品質量的穩(wěn)定性的綜合評估和合理驗證。

1　適航與行業(yè)規(guī)范要求及分析

在CAAC、FAA和EASA頒布的適航規(guī)章和相應的咨詢通告中，都對復合材料結構的材料與工藝質量控制提出了要求。以FAR為例，25.603(a)規(guī)定對安全性有不利影響的零部件所用材料的適用性和耐久性必須在經驗或試驗的基礎上予以確認；21.137(c)、(d)中要求制造商和制造工藝控制能保證每一件零件都能符合設計要求。咨詢通告AC20-107B的第6章闡明結構使用的所有復合材料和工藝，須通過足夠的試制和試驗以證明設計具有生產可重復性和可靠性，并且建立相應的材料和工藝規(guī)范。類似的，在EASA頒發(fā)的針對CS 25.603的咨詢通告AMC25.603(8.5&8.6)中也提出了相同的要求。AC21-26(10.a.4)明確在生產開始之前，制造商需要證明其工藝規(guī)范可以持續(xù)制造出含有相同材料性質且滿足設計要求的零件，作為工藝審定的一部分，應當采用合適的試樣進行破環(huán)性和非破壞性試驗，以評估產品是否達到設計要求。AC21-26(10.a.7)指出在最初的工藝過程符合性審定后，仍應持續(xù)進行試驗(如隨爐件)以保證產品持續(xù)穩(wěn)定地滿足設計要求，并確保生產工藝、材料和工裝設備處于可控的生產狀態(tài)。AC21-26(10.c.2.f)指出應對能代表復材結構的試片進行測試，以評估每一固化爐(或烘箱)的固化工藝性能。試片應與所代表的結構采用相同的材料、工藝方法、施工環(huán)境和固化周期，也可能需要從產品上切下試片進行試驗。[7-13]

針對上述適航規(guī)章及咨詢通告有關條款，CMH-17-G第3卷6.3節(jié)為復合材料零件制造檢驗的驗證提供了詳細的執(zhí)行依據(jù)。圖1對適航和行業(yè)規(guī)范的相關要求進行了梳理。

圖1　復合材料產品質量驗證要求梳理

零件制造檢驗分為工藝過程檢驗與產品質量檢驗，而產品質量檢驗又包括無損檢測(NDI)和破壞性試驗(DT)。對于關系到飛機安全的主承力結構必須進行破壞性試驗，破壞性試驗分為完全解剖和檢驗零件的修邊余量部分兩種方法。完全解剖成本昂貴，適用于首件產品或零件復雜且對零件的結構形式、制造工藝的工作經驗水平較低的情況。而檢驗零件的修邊余量部分是平衡質量保證和試驗成本的優(yōu)選方案，修邊段可以是設計階段提前考慮的零件邊界延伸段，或者由零件內部開口區(qū)域(如壁板或梁的維修口)截取的部分。破壞性試驗的試片一般取自零件的主傳力路徑區(qū)域，或是能代表零件特征的典型鋪層結構。對選取的試片進行以下幾種試驗：

(1)固化后層壓板的物理性能測試；

(2)通過顯微照相等方式對關鍵區(qū)域、細節(jié)區(qū)域進行檢驗；

(3)鋪層復核，包括鋪層數(shù)量、順序和方向；

(4)按部件的關鍵失效模式進行力學試驗。

破壞性試驗的頻率視零件類型與經驗而定。若生產者具有豐富的制造經驗，可以不要求復雜零件的周期性破壞性試驗，僅進行首件解剖試驗。而對于經驗較少的復雜零件，則必須在首件解剖試驗的基礎上，用周期性的破壞性試驗監(jiān)控制造工藝過程。可以在零件修邊段取樣進行周期檢驗，檢驗周期視成功率而變化，在幾次成功的破壞性試驗后，可以加大時間間隔。

2　設計實例

復合材料機翼壁板和翼梁是飛機的主承力構件，但國內的制造商缺乏大尺寸復合材料機翼壁板和翼梁制造經驗，基本都處于工藝摸索階段，因此規(guī)劃合理的破壞性試驗以驗證工藝穩(wěn)定性和保證產品質量是必需的[14]。以某民機復合材料機翼上壁板和翼梁為例，結構鋪層材料為單向帶預浸料IMA/M21E，犧牲層材料為玻璃纖維織物。上壁板展向長度約16 m，由蒙皮和長桁自動鋪帶、熱彎預成型、熱壓罐共膠結固化成形。復合材料翼梁采用與壁板相同的材料，采用自動鋪帶、熱彎預成形和熱壓罐固化成形。

2.1壁板破壞性試驗設計

圖2給出了壁板的首件解剖破壞性試驗試片分布和修邊部分的試片分布。應當注意，首件解剖的對象不一定是第一個制造出來的結構件，應當選取能夠代表穩(wěn)定的生產運轉特征的最初幾件成品之一。圖2中Q1-Q7是首件解剖試驗試片，W1-W8是修邊段試驗試片。試片分布在零件的主傳力路徑區(qū)域，或是能代表零件特征的典型鋪層區(qū)域。如需要還應在其它質量控制的關鍵細節(jié)區(qū)域選取試片，如厚度過渡區(qū)、轉角半徑區(qū)和其它可能存在內部缺陷(孔隙、分層等)的區(qū)域。

圖2　壁板破壞性試驗試片分布圖

對選取的試片進行顯微照相檢查的同時，還應按照壁板的關鍵失效模式規(guī)劃力學試驗。機翼向上彎曲變形導致上壁板以承受壓縮載荷為主，蒙皮主要承受翼盒受扭和受彎引起的剪力和軸力，長桁主要承受軸力[15]。因此針對蒙皮主要測試項目包括開孔壓縮(OHC)、含充填孔壓縮(FHC)、無缺口壓縮(UC)、層間剪切(ILSS)、面內剪切(IPSV)和玻璃化轉變溫度(Tg)。測試力學性能的試驗標準應當與許用值試驗所采用的標準一致。試驗矩陣如表1所示。表1中并未列出所有的測試厚度系列，試片的尺寸和厚度與測試緊固件相關，應按照測試標準中的規(guī)定執(zhí)行。

表1　機翼上壁板蒙皮破壞性試驗矩陣

對于長桁主要進行無缺口壓縮(UC)和長桁蒙皮拉脫試驗，無缺口壓縮試驗可參考蒙皮。而長桁蒙皮拉脫試驗主要針對共膠接或二次膠接的壁板結構，尤其在長桁蒙皮厚度過渡區(qū)或長桁收尾區(qū)域，需要按CMH-17中的指導通過破壞試驗來評估膠接質量。試驗包括面外拉脫試驗(圖3a)和七點彎曲試驗(圖3b)，面外拉脫試驗主要用來確定長桁與蒙皮等直段的膠層拉伸強度，七點彎曲試驗主要用來確定長桁收尾區(qū)域緣條與蒙皮的剝離強度。

七點彎曲試驗是通過點加載的方式對蒙皮施加載荷，使其產生局部彎曲變形，促使長桁緣條和蒙皮之間產生剝離載荷，并使脫膠失效發(fā)生在緣條和蒙皮之間的粘接層。

2.2翼梁破壞性試驗設計

翼梁的緣條與壁板通過緊固件連接，主要承受拉壓載荷，腹板主要承受翼肋傳來的剪力，因此主要測試項目包括開孔壓縮(OHC)、玻璃化轉化溫度(Tg)、層間剪切(ILSS)和四點彎曲(CB)。測試力學性能的試驗標準應當與許用值試驗所采用的標準一致。試驗矩陣如表2所示。表2中并未列出所有的測試厚度系列，試片的尺寸和厚度與測試緊固件相關，應按照測試標準中的規(guī)定執(zhí)行。

圖3　上壁板長桁破壞性試驗設計

表2　翼梁破壞性試驗矩陣

翼梁破壞性試驗的試片分布如圖4所示，截取的試片如圖5所示。從零件凈邊界延伸的修邊段，在設計階段應該提前考慮，延伸的尺寸應該得到制造工藝的確認，建議試片邊界距零件凈邊界和制造邊界25 mm以上，以保證取樣部分的試片質量能夠代表零件結構部分。

一般在經過12～15批穩(wěn)定生產后，若經過檢驗零件的性能滿足一定統(tǒng)計分布，可以加大測試時間間隔，降低測試成本。若發(fā)現(xiàn)問題，可以對相同生產系列的零件補充解剖，以確保該問題是孤立的。周期檢驗可以界定可疑零件的數(shù)量，而無需檢驗所有的零件系列[16]。

圖4　翼梁破壞性試驗試片分布圖

圖5　翼梁破壞性試驗試片

3　結論

工藝過程檢驗、無損檢測和破壞性試驗構成了復合材料零件制造檢驗的完整體系。針對國內制造商的實際工藝水平，在復合材料主承力結構產品上增加破壞性試驗，周期性解剖零件以檢驗復雜結構的內部，以及從零件的多余部分切下試樣進行力學試驗，能夠真實的反映和判斷產品的質量及工藝穩(wěn)定性，是確保零件結構完整性的有效驗證方法。對于提高和控制復合材料產品質量具有重要意義，對于國內大型民用飛機復合材料主承力結構的質量保證和適航認證具有推廣應用價值。

參考文獻(References)：

[1]王德堂，馮軍.大型飛機復合材料主結構的設計與發(fā)展[J].航空制造技術，2011(13)：68-70.

[2]楊乃賓.新一代大型客機復合材料結構[J].航空學報,2008,29(3):596-604.

[3]段友社，周曉芹，侯軍生.大飛機復合材料機翼研制技術現(xiàn)狀[J].航空制造技術,2012(18):34-37.

[4]楊乃賓，梁偉.民機復合材料結構研發(fā)技術[J].航空制造技術,2009(S2):108-112.

[5]杜善義，關志東.我國大型客機先進復合材料技術應對策略思考[J].復合材料學報,2008,25(1):1-10.

[6]徐漂，段淑銀.復合材料產品結構、質量及成形工藝驗證方法的探討[J].航空科學技術,2012(4):47-50.

[7]CAAC，CCAR-25-R3,中國民用航空規(guī)章第25部運輸類飛機適航標準[S].2001.

[8]FAA，CFR Parts25.Airworthiness standards:transport category airplanes[S].2012.

[9]FAA，AC20-107B Composite Aircraft Structure[S].2009.

[10]EASA，CS-25 Certification specifications and acceptable means of compliance for large airplanes[S].2013.

[11]EASA，AMC25.603 Approved material specifications[S].

[12]FAA，AC21-26 Quality control for the manufacture of composite structures[S].1989.

[13]SAE，CMH-17-3G，Composite materials handbook，volume3.polymer matrix composites materials usage，design，and analysis[S].2012.

[14]郭金樹.復合材料件可制造性技術[M].北京：航空工業(yè)出版社，2009:190-231.

[15](美)牛春勻.實用飛機結構工程設計[M].程小全，譯.北京：航空工業(yè)出版社，2008.

[16]鄭曉玲.民用飛機復合材料結構設計與驗證[M].上海：上海交通大學出版社，2011:109-110.

(責任編輯：吳萍英文審校：王云雁)

收稿日期：2015-10-30

作者簡介：毛磊凱(1986-)，男，河北邯鄲人，工程師，主要研究方向：機翼結構設計，E-mail：mao.leikai@sacc.com.cn。

文章編號：2095-1248(2016)02-0082-05

中圖分類號：V22

文獻標志碼：A

doi:10.3969/j.issn.2095-1248.2016.02.015

Quality verification methods of composite products on civil aircrafts

MAO Lei-kai1，LIU Lian-ping2，LIU Jie1，F(xiàn)ANG Cai-wen1

(1.Reserch & Development Center,AVIC SAC Commercial Aircraft Company Ltd.,Shenyang 110013,China;2.Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Abstract：Fabrication verification of composite components is an important channel to attain airworthiness qualification.The main approach is verified by tests.For manufacturers,schematizing rational and economic test programs will effectively contribute to being recognized by airworthiness authorities.Based on the requirements published by airworthiness authorities and industry regulations on fabrication verification of composite components and quality control,taking civil aircraft composite wing panels and spars as an example,the destructive test method and rational test program which compliance with airworthiness requirements to verify the quality of civil aircraft composite primary structures are presented.It provides a reference for product quality certification and airworthiness compliance verification of composite primary structures on civil aircrafts.

Key words：civil aircrafts;composites;airworthiness;product quality verifying;destructive tests