復合材料損傷及結構修理技術

杜 龍，萬建平

(中航工業洪都，江西 南昌 330024)

0 引言

近年來，無論是軍用飛機還是民用飛機，復合材料用量都呈較大幅度的增長，作為民用飛機的B787復合材料用量甚至達到50%[1]，同時，全復合材料的無人機已經出現[2]，比如波音公司研制的X-45C無人戰斗機機體結構90%以上采用復合材料。

復合材料在教練機上的應用水平也逐漸提高。意大利的M346高級教練機生產型復合材料用量達機體結構重量的20%[3]，印度計劃研制的HJT-39“貓”高級戰斗教練機則號稱復合材料用量要達到80%[4]。EADS公司提出的MAKO高級教練機方案在包括機翼蒙皮、前機身、平尾、垂尾、進氣道等部位均采用碳纖維復合材料，RCS僅為1平方米，比EF2000還小得多[5]。我國，洪都公司研制的L15型高級教練機在垂尾、平尾、副翼等部位均使用國產碳纖維復合材料結構，復合材料用量達到8%。

國內外的統計資料表明，在飛機全壽命費用中，使用和維護保障費高達50%以上，在飛機大面積采用整體化復合材料結構后，其維護和修理問題變得更加突出。比如，復合材料部件采用共固化、共膠接等工藝整體成型，生產和使用過程中產生損傷的概率同時升高，對這些損傷進行修理是維護的首選，更換部件將極為不經濟。因此，復合材料結構修理技術已經成為飛機復合材料結構研制與維護中的一項關鍵技術。

1 復合材料的損傷

由于復合材料本身的特殊性，在生產與使用的各個時期都可能產生不同類型的損傷，與金屬相比，其損傷與破壞模式更加復雜，且往往多種損傷同時發生，因而對損傷的檢測與評價比金屬困難得多。

1.1 復合材料主要損傷類型

按產生損傷的原因，復合材料結構的損傷可以分為制造缺陷、使用損傷以及環境損傷。所謂制造缺陷，是指材料或結構在生產過程中由于工藝方法不合理、組分材料不合格或工人操作不當等造成的損傷；使用損傷是指飛機在服役期間，由于操作失誤引起的損傷；環境損傷是指飛機服役期間非人為操作引起的損傷。復合材料結構常見損傷及產生原因見表1，部分損傷如圖1所示。

表1 復合材料常見損傷及產生原因

圖1 復合材料結構典型損傷

按可修性分類，這些損傷可以分為許用損傷、可修損傷以及不可修損傷：

1)許用損傷。該類損傷不會影響飛機結構的完整性，不需要立即修理，但應在規定的時間內按規定的方法進行永久性修理；

2)可修損傷。這類損傷將影響飛機結構的完整性或使用功能，必須進行臨時性或永久性修理，或先進行臨時性修理，再在規定的時間內按規定的方法進行永久性修理；

3)不可修損傷。這類損傷按現有方法進行修理后無法保持結構完整性或基本的使用功能，或者即使能修理但經濟性很差，必須進行更換或返回給制造商。

1.2 復合材料無損檢測方法

復合材料的損傷檢測既是損傷評價的依據，也是復合材料結構修理的前提與基礎，在確定是否可修以及修理方案以前，必須對損傷部件進行徹底的無損檢查，以確定損傷的類型與程度。飛機復合材料結構常用的無損檢測方法包括：

1）目視檢測法。該方法僅能發現肉眼可見的損傷，比如飛鳥或尖銳物撞擊引起的穿透損傷，或者大于一定深度的表面凹坑；

2）敲擊檢測法。該方法利用小錘或其他工具輕輕敲擊復合材料制件，通過辨聽聲音差異來查找損傷，適用于檢測夾層結構面芯脫粘、層合板分層以及脫膠等損傷，但受操作者的經驗影響較大；

3）射線檢測法。該方法利用X射線成像原理檢測復合材料內部損傷，特別適合于檢測夾層結構的內部損傷以及復合材料中的夾雜；

4）超聲檢測法。該方法利用超聲波的反射情況來判定損傷的類型、位置與深度等信息，可以用于檢測孔隙率、分層、脫膠、夾雜、疏松、裂紋等大部分損傷類型，是目前應用最廣的復合材料無損檢測方法之一；

5） 剪切散斑檢測法 （Shearography Inspection）。該方法利用激光剪切散斑干涉技術測量復合材料結構中是否存在離面位移變化不均勻，即是否存在損傷區。這是一種非接觸式快速原位檢測方法；

6）紅外成像檢測法（Thermography Inspection）。當復合材料內部存在損傷時，將改變其熱傳導特性，此時通過熱成像裝置就可顯示損傷的位置和大小。該方法的優點在于檢測效率較高，且安全可靠。

以上方法各有優缺點，需要根據實際結構及可能的損傷情況選用合適的方法，有時甚至需要采用幾種方法聯合進行檢查，以完整地確定損傷的狀態。

1.3 復合材料結構損傷描述

有了無損檢測結果后，需要形成損傷描述報告，損傷報告應包含現場照片及示意圖，以及必要且準確的文字說明。一個完整的損傷描述報告至少應包含以下主要內容：

1）損傷部件名稱，即說明是哪個部件發生了損傷，比如垂直安定面、水平尾翼等等；

2）損傷位置，如果該型飛機已有結構修理手冊（SRM），則直接說明損傷所處的分區位置，若無分區說明，則應報告損傷位于哪個構件，以及損傷在該構件上的位置；

3）損傷類型，即說明是表面劃傷、分層，還是夾層結構面芯脫粘、墻緣條/蒙皮脫膠等等；

4）損傷程度，即描述損傷的形狀、外圍尺寸、深度等信息；

5）損傷與其他損傷的關系，即描述損傷的分布情況，包括損傷與周圍損傷（含已修復的損傷）之間的距離。

圖2舉例說明了復合材料蒙皮分層損傷的超聲檢測結果及描述。

圖2 蒙皮分層損傷

2 復合材料結構修理方法

2.1 修理要求

復合材料結構修理的目標在于盡可能通過可靠、簡易、經濟的修理手段最大程度地恢復結構的承載能力與功能性。復合材料結構修理的主要技術要求如下[6-7]：

1）結構強度（包括穩定性）要求，即強度恢復率大于規定的數值；

2）結構剛度要求，包括變形、頻率以及傳力路線等；

3）耐久性要求，即被修復結構在規定的壽命期內須滿足抗疲勞、腐蝕、熱退化、剝離、分層以及沖擊等方面的要求；

4）功能要求，包括密封、隱身以及電性能等方面的要求；

5）外形要求，包括氣動外形要求、美觀度要求等；

6）重量要求，即重量增加盡可能小，不影響動部件的動態響應；

7）修理成本要求，包括用時少、經濟性好；

8）修理環境要求，比如外場修理環境限制等。

在制定修理方案之前，需要根據損傷描述報告確定損傷區的范圍，一般遵循以下原則：

1）如果兩個損傷區靠得很近，即x≤x0或X≤X0，如圖3所示，則將其視為一個損傷區進行修理；

2）如果滿足第1）條的兩個損傷區分別位于不同的修理區，則按要求更嚴格的區域進行修理；

3）如果一個損傷區橫跨兩個修理區，同樣按要求更嚴格的區域進行修理。

圖3 損傷相關性示意圖

2.2 修理流程及修理方法

典型的飛機復合材料結構修理流程如圖4所示。

根據不同的損傷類型以及損傷部位的結構特點，應采用不同的結構修理方法。典型的復合材料結構修理方法包括非補片式修理方法與補片式修理方法（也可分為機械連接修理與膠接修理方法）：

圖4 飛機復合材料結構修理流程圖

1)非補片式修理方法

非補片式修理方法大多用于許用損傷等一些小的損傷的修理，一般操作簡單，外場使用方便。常見的非補片式修理方法主要包含以下幾種：

（1）注射法，該方法通過將樹脂注入損傷區，采用常溫固化或加熱固化，以修理復合材料結構中的損傷。注射法一般用于修復層合板中的小分層（特別是邊緣分層）、較小的膠接區脫膠等；

（2）混合物填充法。與注射法類似，只不過填充物多為短切纖維-樹脂混合物。該方法一般用于修復小范圍的表面損傷以及蜂窩夾層結構中出現的損傷；

（3）涂層法。主要用于修復表面的密封層、防腐層以及導電層等；

（4）抽釘法。該方法通過在分層區或脫膠區打抽釘進行加強，以恢復界面傳載能力，抑制損傷擴展，是應用較多的非補片式修理方法。

2)補片式修理方法

補片式修理方法一般用于承力結構上較大的損傷的修復，其工藝相對復雜。根據補片材料、補片形式以及修理工藝，可以分為以下三種類型：

（1）外搭接補片機械連接法。補片可以是金屬板，也可以是復合材料層合板，通過抽釘等緊固件與母體結構機械連接，適合外場緊急修理，但采用鋁合金等金屬補片時，應注意電化學腐蝕問題；

（2）外搭接補片膠接法。補片材料多為與母體相同的復合材料層合板，通過膠接與母體結構相連，一般適合厚度不大的層合板的修理，對于較薄的蒙皮結構，其強度恢復率要高于外搭接補片機械連接法；

（3）嵌入式補片修理法（挖補法）。該方法通過挖去部分母體材料形成斜坡或臺階，再與預浸料補片或預固化補片膠接，補片鋪層與母體相同或略多，該方法不僅能夠消除外搭接補片修理引起的偏心彎矩，而且外形恢復較好，是一種永久性修理方法。

各種修理方法示意圖如圖5所示。實際中選用何種修理方法，應根據結構完整性、修理條件與修理時限等要求確定。

3 復合材料結構修理強度試驗研究

Wang J.等[8]研究了直升機蜂窩夾層結構蒙皮與夾層結構骨架連接區的戰傷修理方法及其修理強度問題，如圖6（a）所示，假設戰傷為穿透蒙皮與框連接區的圓形孔，通過在蒙皮外表面膠接一多邊形補片并與一鋁合金角材機械連接來進行結構修理。研究結果表明，該修理方法的強度保持率為59%；若只采用角材加強，則強度恢復率為57%，二者相差并不大。若內部完全可達，則可以采用圖6（b）所示的修理方法，其強度恢復率能夠達到100%。

斯坦福大學的Ahn S.H.等[9]通過試驗研究了嵌入式補片修理、單面外搭接補片膠接修理以及雙面外搭接補片膠接修理試片的拉伸破壞強度，并分析了環境參數的影響規律：對于嵌入式補片修理，拉伸強度隨挖補角度的增大而降低；對于外搭接補片修理，存在一個臨界補片長度，超過該臨界長度后拉伸強度不再提高；若母板的吸濕量較高（超過1.1%），則應在修理前進行干燥處理；在濕熱環境條件下，修理試件的失效強度將降低。

圖5 復合材料結構修理方法示意圖

圖6 蒙皮-骨架損傷修復

Vaidya U.K.等[10]研究了VARTM成型玻璃纖維復合材料受到彈丸沖擊后的修復試樣的彎曲疲勞問題。研究結果表明，在壓縮面粘貼碳纖維補片與采用玻璃微球混合環氧樹脂填充彈孔都能提高材料的彎曲疲勞壽命，且前者效果更好；若兩種方法一起使用，其彎曲疲勞壽命甚至比未損傷層合板還高約10%。

汪海等[11]分別模擬單側面板非穿透性損傷與雙側面板穿透性損傷，對蜂窩夾層結構的幾種典型的修理方法進行了研究，包括單側挖補、單側加襯挖補以及雙面貼補法。與完好件的對比試驗表明，雙面貼補的強度恢復率最高，能夠達到100%，而挖補的強度恢復率約為80%，同時，修理并不會改變蜂窩夾層結構準脆性破壞的特點。

姚磊江等[12]模擬某直升飛機復合材料梁腹板的結構修理，設計了穿透型、半穿透型以及1/4穿透型損傷外搭接補片膠接修理試片，通過試驗研究不同修復參數下的強度恢復率。試驗結果表明：①補片直徑越大，強度恢復率越高；②雖然補片厚度加大會提高結構的承載能力，但同時引起的附加彎矩也更大，補片與母體材料容易發生脫粘破壞，對于非穿透型損傷，補片厚度建議取孔深的40%-60%；③適當增加補片的0°鋪層對于主要承受軸向載荷的結構來說是合適的。

路陽等[13]通過試驗研究了微波膠粘接修理蜂窩夾層結構破孔損傷的實際效果，在所設計的試驗件情況下，其強度恢復率達到84.5%，證明對于蜂窩夾層結構的復合損傷，采用微波修復法進行外場快速修理是可行的。

中航工業洪都結合某型飛機復合材料垂尾結構的修理，在某支撐項目的支持下，針對復合材料挖補技術開展了一系列研究工作，開發了復合材料挖補專用磨輪，通過試驗研究了補片材料、挖補角度、母板材料鋪層、損傷面積等對修復試片拉伸和壓縮強度的影響規律。部分試驗結果如圖7所示。試驗結果表明：

1）采用6°挖補角比采用10°挖補角獲得的強度恢復率高；

2）對于拉伸情況，采用預浸料補片比預固化補片能獲得更高的強度恢復率；

3）修理工藝對層合板試片壓縮強度的影響與板厚有關，對于厚板，預浸料補片修理工藝能夠獲得較高的壓縮強度，對于薄板，預固化補片修理工藝能夠獲得較高的壓縮強度。

圖7 復合材料挖補強度試驗結果

4）拉伸強度恢復率與母板0°鋪層比例和挖補深度等密切相關。0°鋪層比例越高，層合板的拉伸強度越高，但修復時切斷的0°纖維也越多，所以0°鋪層比例越高的修復試片，拉伸強度恢復率越低。同時，有文獻采用半深度挖補，其強度恢復率也比全厚度挖補高。

挖補試片的主要破壞模式包括母板中位斷裂以及補片與母板脫粘，補片是否發生斷裂與補片自身強度以及補片與母板的粘接強弱有關。典型試件破壞模式如圖8所示。

圖8 挖補試件典型破壞模式

同時，模擬某型機垂直安定面結構，對含有40 mm直徑損傷孔并經修復的復合材料加筋板進行2倍壽命的拉-壓載荷譜試驗，以考核修理效果。試驗件如圖9（a）所示。

試驗結果表明，修復加筋板在2倍壽命的譜載荷拉-壓疲勞試驗后未發生破壞。用C掃描對加筋板修復區進行無損檢測，結果如圖9（b）所示，可以看到，修復區在2倍壽命的譜載荷拉-壓疲勞試驗過程中未產生損傷。該研究成果已用于某型飛機復合材料方向舵與垂直安定面的修理，并已通過裝機考核。

4 復合材料結構修理強度分析方法研究

典型的復合材料結構膠接修理強度分析模型如圖10所示。部分學者對修復區的應力/應變分布計算方法進行了研究，比如Hart-Smith、Adams、John S.T.等[14-20]。通常的做法為：①從典型修復結構上抽象出微元體，建立微元體的平衡微分方程；②認為膠層是各向同性材料，并考慮其彈塑性變形；③根據變形協調條件以及邊界條件計算膠接面上的應力分布，補片和母板則基于經典層合板理論或三維各向異性力學進行強度分析。

圖9 加筋板修理疲勞強度試驗照片

由于復合材料結構修理問題本身的復雜性，要想得到精確的應力/應變場通常很困難，隨著有限元技術的發展，越來越多的學者采用有限元分析方法來研究復合材料的修復強度。Wang C.H.[21]將膠層視為彈塑性材料，采用彈塑性有限元分析方法研究了挖補結構中膠接面的應力集中情況，以及膠粘劑的屈服對應變分布的影響。研究認為挖補結構應該按應變準則進行設計；由于剪應力沿膠接面的分布不為常數，補片的鋪層角度對修復強度有一定的影響。

姚磊江等[22]采用“雙板（/三板）—彈簧元模型”來模擬外搭接補片修復結構，將母板與補片簡化為用四節點Mindlin板元，而膠層則采用三種線性彈簧元來分別模擬兩個面內剛度與一個法向剛度，層合板失效準則采用Tasi-Wu準則。但由于沒有考慮補片與母板之間的脫粘破壞，其計算結果存在一定的誤差。為模擬膠層的破壞，有學者建議采用粘聚力單元[23]。

喻梅等[24]基于Patran軟件的PCL語言實現了挖補結構的三維參數化建模，采用Tsai-Hill失效準則計算層合板的強度，膠層則采用最大剪應力破壞準則進行校核。研究結果認為：在單向壓縮載荷作用下，最佳的挖補角約為5°，在雙向壓縮載荷作用下，最佳的挖補角約為4°；同時，增加膠層厚度會削弱修復強度，而補片鋪層方向偏差對修復強度影響不大。

董善艷等[25]針對修復結構應力分布復雜的特點，通過在剩余強度模型的基礎上引入局部應力應變法的分析思想，提出了復合材料修復結構的疲勞壽命預測模型；通過建立外搭接補片膠接修理復合材料結構三維有限元模型，計算得到應力分布情況，確定結構危險部位，再利用建立的疲勞壽命預測模型計算修復結構的疲勞壽命。

圖10 典型復合材料結構修理強度分析模型示意圖

5 結論

復合材料在飛機結構上的大規模應用必然帶來新的維護問題，與金屬結構相比，復合材料結構在性能特點、損傷模式、無損檢測方法以及損傷評價等方面都有著巨大的差異。復合材料結構修理技術是涉及力學、材料、工藝等眾多學科的一門關鍵技術，其水平直接關系到飛機機體結構的可用壽命以及使用和維護成本，只有注重實踐與驗證，在此基礎上建立有試驗支持的可靠的分析方法，才能提高其工程可用性。

致謝：本文所述挖補試驗是在623所完成的，感謝沈真研究員對本試驗提供的幫助。圖1、圖2部分圖片引自University Bordeaux 1的Bios教授提供的資料，在此一并表示感謝。

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