舒明杰 王雪明 劉翀 談言朋 黃德贊 李云仲

摘 要 本文基于復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)特點，提出了損傷修理方法。以某通用飛機復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)損傷修理為例，對損傷區(qū)域的分類、修理方法的確認、修理分析、修理后的試驗驗證進行了研究。研究表明，采用“挖補法”結(jié)合濕法鋪貼工藝對復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)損傷區(qū)域進行修理，可以很好的恢復(fù)復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)損傷處的強度，可為同類飛機構(gòu)件的修理提供工程參考。

關(guān)鍵詞 通用飛機；復(fù)合材料；夾層結(jié)構(gòu)；損傷修理；修理分析

ABSTRACT? Based on the characteristics of composite sandwich structure，a damage repair method is proposed in this paper. Taking damage repair of composite sandwich structure of a general aircraft as an example，the classification of repair method，repair analysis and test verification after repair are studied. The research shows that the“patching method”combined with the wet paving process can restore the strength of the damaged area of the composite sandwich structure，and can provide engineering reference for the repair of similar aircraft componts.

KEYWORDS? general aircraft; composite material; sandwich structure; damage repair; repair analysis

1 引言

近年來高速發(fā)展的通用航空產(chǎn)業(yè)，在整個航空產(chǎn)業(yè)和國民經(jīng)濟中占有越來越重要的地位。復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)由纖維樹脂基復(fù)合材料鋪層包圍的封閉泡沫芯組成，夾層結(jié)構(gòu)的鋪層結(jié)構(gòu)較為穩(wěn)定，以防止承受較大載荷的部位（如機翼蒙皮、隔板、地板、縱梁和翼肋）發(fā)生彎曲，已越來越廣泛地應(yīng)用于通用飛機構(gòu)件中。

通用飛機在使用過程中受到自然環(huán)境或意外沖擊的作用，難免會造成構(gòu)件的損傷，導(dǎo)致?lián)p傷部位的強度降低，危及飛行安全。因此，需及時對受損的構(gòu)件進行修理，保證飛機的正常飛行，采用恰當(dāng)?shù)慕Y(jié)構(gòu)修理方案對復(fù)合材料進行修理，能夠達到節(jié)約成本、縮短任務(wù)周期的目的[1-8]。

目前，適用于復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)的修理方法主要為“挖補法”，但由于“挖補法”施工困難、修理周期長以及難以在外場條件下進行施工等原因，對復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)修理帶來了很多不確定性因素。因此，研究復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)典型損傷區(qū)域修理工藝、分析和試驗驗證方案，對保證損傷區(qū)域修補后的強度性能和飛機正常飛行安全具有重要的研究和應(yīng)用意義[9，10]。

2 損傷修理方法

2.1 損傷檢測

當(dāng)前針對復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)的無損檢測方法主要有兩種：目視檢查和敲擊法。

目視檢查需要將夾層結(jié)構(gòu)的漆面、底漆和表面填充物去除，當(dāng)出現(xiàn)大量損傷時，還需要將目視可見的損傷區(qū)域完全去除并做進一步檢查。

敲擊法是識別層合板結(jié)構(gòu)脫膠及分層的一種有效手段，利用敲擊儀作用在層合板結(jié)構(gòu)表面來判定結(jié)構(gòu)是否出現(xiàn)脫膠或者分層現(xiàn)象。

2.2 損傷分類

復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)損傷包括發(fā)生在外部層壓板、外部層壓板和泡沫芯或兩側(cè)層壓板和泡沫芯的損傷。其中夾層結(jié)構(gòu)層壓板損傷是指損傷延伸到表面防護層下面并涉及到下面的層壓板，其損傷形式與固體層壓板損傷類似，包括由于脫膠導(dǎo)致的鋪層之間分離、層壓板受撞擊后導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)裂紋、強烈沖擊導(dǎo)致的凹坑損傷或?qū)訅喊邃亴硬糠謸p傷但沒有發(fā)生穿透性損傷。根據(jù)夾層結(jié)構(gòu)層合板及夾芯的損傷情況分為外部層壓板、外部層壓板和泡沫芯、穿透損傷三種，如圖1-圖3所示。

2.3 修理流程

（1）仔細檢查損傷區(qū)域，確定修理區(qū)域的形狀及尺寸；

（2）從損傷區(qū)域鋪層向外25mm處去除表面涂層，并去除已損傷層合板；

（3）小心砂除損傷的殘余夾芯結(jié)構(gòu)，為待更換泡沫芯填膠預(yù)留出部分間隙。檢查內(nèi)層層合結(jié)構(gòu)是否損傷，如果需要，優(yōu)先修理內(nèi)層層合板；

（4）加入切割好的更換泡沫芯，填膠進行預(yù)固化，打磨更換泡沫芯以匹配原始泡沫芯層厚度，并清潔修理區(qū)域；

（5）準(zhǔn)備維修界面，以長度高度比50：1的斜度打磨層合板修理區(qū)域邊緣；

（6）計算需更換鋪層層數(shù)，確定鋪層類型和方向；

（7）清潔修理區(qū)域，選擇在位或者離位貼補修理工藝修理層合板，第一層鋪層與層合板邊緣重疊最少12.5mm；

（8）經(jīng)固化工藝之后，將修理區(qū)域外表面打磨光滑，完成維修區(qū)域噴漆處理。

3 某通用飛機夾層結(jié)構(gòu)損傷修復(fù)驗證

3.1 損傷形式

某型飛機在某次飛行后，由于意外沖擊的作用，機身后部右側(cè)蒙皮出現(xiàn)裂紋，對裂紋區(qū)域進行目視和敲擊檢查，發(fā)現(xiàn)裂紋損傷有2條，現(xiàn)場進行標(biāo)記，如圖4所示。

為了更清晰識別裂紋的位置和大小，對飛機機身4框附近的左側(cè)和右側(cè)蒙皮均進行了脫漆處理，脫漆之后右側(cè)情況如圖5所示，機身后部右側(cè)蒙皮裂紋模擬如圖6所示。

根據(jù)現(xiàn)場查勘結(jié)果，裂紋區(qū)域為泡沫芯結(jié)構(gòu)，采用“2芯1”鋪層（中間為泡沫芯，上下表面各鋪一層玻璃纖維預(yù)浸料），其中芯材厚度5mm，圖6顯示右側(cè)一共分為4塊裂紋區(qū)域，其中：

（1）裂紋區(qū)域1：后機身蒙皮內(nèi)外層纖維斷裂，泡沫局部破裂；

（2）裂紋區(qū)域2：后機身蒙皮表層纖維褶皺，泡沫局部褶皺，內(nèi)層纖維完好（目視）；

（3）裂紋區(qū)域3：后機身蒙皮內(nèi)外層纖維斷裂，泡沫局部破裂；

（4）裂紋區(qū)域4：后機身蒙皮內(nèi)層纖維斷裂，泡沫局部破裂，外層纖維完好（目視）。

3.2修理方案

3.2.1材料和工藝選擇

考慮到現(xiàn)場施工環(huán)境限制，本次修補采用手糊濕法方式進行，其中玻璃纖維干布牌號為EW301F，樹脂牌號為L285，泡沫填充膠牌號為MF1313G。固化方式為常溫固化，如有可能，進行局部加熱至80℃，保溫15h，實現(xiàn)后固化。

3.2.2打磨

所有損失區(qū)從機身蒙皮外側(cè)開始打磨，打磨掉表層纖維，損傷泡沫層直至機身蒙皮內(nèi)層纖維，按每個區(qū)域要求切開內(nèi)層纖維，打磨后尺寸及公差要求如圖7所示。

3.2.3內(nèi)層纖維修補及加強

從機身蒙皮內(nèi)側(cè)進行濕法修補及加強鋪貼，材料為EW301F/L285，濕法修補層1尺寸如圖8所示。內(nèi)層蒙皮修復(fù)在上、下位置需要爬上左蒙皮泡沫至少25mm，在4框位置需要搭接到4框緣條上至少25mm。

3.2.4芯材的修補

待蒙皮內(nèi)側(cè)濕法修補加強層固化后，在機身蒙皮外側(cè)向泡沫挖空區(qū)域注入泡沫填充膠MF1313G（泡沫挖除寬度< 20mm）或采用L285樹脂拼接泡沫（泡沫挖除寬度≥20mm），待泡沫填充物固化后進行打磨處理至與裸露泡沫邊界齊平，具體狀態(tài)如圖9所示。

3.2.5 外層纖維填平和修補

待芯材修補固化修平整后，先對挖除外層進行填平，材料為EW301F/L285，填平層需要搭接到斜面上；再在機身蒙皮外側(cè)進行濕法修補，材料為EW301F/L285，具體尺寸要求如圖10所示。

3.2.6 蒙皮外側(cè)整體加強

前面針對損傷區(qū)域1～損傷區(qū)域4進行了內(nèi)層局部修補和內(nèi)側(cè)整體加強以及外側(cè)局部修補，最后需在蒙皮外側(cè)濕法加強2層，材料為EW301F/L285，整體補強后的效果示意如圖11所示，蒙皮外側(cè)加強后最終截面圖如圖12所示，機身蒙皮內(nèi)外側(cè)整體補強層尺寸如圖13所示。

3.3 修理方案分析

3.3.1 材料級試驗驗證

由于機身蒙皮夾層結(jié)構(gòu)在正常情況下采用預(yù)浸料鋪貼固化爐成型工藝制造，此次修復(fù)由于現(xiàn)場施工環(huán)境限制，采用手糊濕法鋪貼常溫固化工藝，兩種工藝條件下的制件性能可能會存在一定的差異，因此針對采用濕法鋪貼工藝對后機身蒙皮進行修復(fù)的方案，開展了濕法鋪貼力學(xué)性能試驗，對濕法鋪貼工藝力學(xué)性能進行了摸底測試，并和正常制造的制件力學(xué)性能進行了對比分析，測試記錄照片如圖14所示，試驗結(jié)果分析如表1所示。

從表1可以看出，濕法鋪貼工藝力學(xué)性能試驗測試的強度性能達到預(yù)浸料鋪貼工藝力學(xué)性能的60%，模量約為預(yù)浸料鋪貼工藝的75%。

3.3.2修理方案強度分析

采用有限元法對機身結(jié)構(gòu)修復(fù)方案進行初步強度評估，按表1中所列濕法鋪貼工藝力學(xué)性能作為修復(fù)部分的力學(xué)參數(shù)對修復(fù)方案進行了分析評估，在尾翼復(fù)合受力情況下，修補部分應(yīng)變云圖如圖15所示，分析結(jié)果表明，修補部分應(yīng)力水平滿足強度要求。

3.3.3夾層結(jié)構(gòu)修理

上一節(jié)采用有限元法對機身夾層結(jié)構(gòu)修理方案進行了強度分析，本節(jié)采用3.3.1節(jié)所述的修理方案對機身結(jié)構(gòu)損傷區(qū)域進行現(xiàn)場施工，修復(fù)后的機身如圖16所示。

3.3.4試驗驗證

上一節(jié)完成了對損傷的后機身結(jié)構(gòu)的修理工作，本節(jié)將對修復(fù)后的機身開展強度試驗驗證，強度驗證工況為尾翼復(fù)合受力工況。試驗加載示意圖如圖17所示，試驗中后機身蒙皮上共設(shè)置了6個應(yīng)變測量點，應(yīng)變片編號分別為1117、1119、3101、3102、3103和3104，應(yīng)變片貼片圖如圖19所示。

對機身試驗件進行了重新組裝，開展后機身結(jié)構(gòu)損傷修復(fù)方案驗證試驗，選擇尾翼復(fù)合受力工況對機身試驗件進行了靜力加載，試驗結(jié)果表明，修復(fù)結(jié)構(gòu)能夠承受67%極限載荷作用30s而無有害的永久變形，且能夠承受100%極限載荷至少3s而不破壞，滿足靜強度要求。

4結(jié)語

本文對通用飛機復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)貫穿性損傷的判定、特點及損傷修復(fù)進行了詳盡的介紹以某型通用飛機復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)損傷修復(fù)為例，首先對損傷區(qū)域進行了損傷形式判定，然后基于“挖補法”給出了復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)的典型損傷區(qū)域修理方案，通過開展原材料濕法鋪貼常溫固化力學(xué)性能摸底試驗，獲得了該材料在濕法鋪貼常溫固化工藝力學(xué)性能數(shù)據(jù)，同時基于試驗獲得的數(shù)據(jù)對損傷修復(fù)區(qū)域開展了有限元分析評估，最后通過全機靜力試驗驗證修理方案的合理性。為通用飛機復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)的修理奠定了基礎(chǔ)并提供了有效依據(jù)，具有廣泛的應(yīng)用價值。

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