挖補修理復合材料夾芯結構側向壓縮性能研究

張鐵純 張世秋 王軒 周春蘋

摘要：本文總結了挖補修理復合材料夾芯結構側向壓縮性能的研究現狀，分析了材料、工藝、構型及環境等影響因素，指出最新的修補建模方法和力學試驗結果分析思路，具有重要的工程價值，為國產飛機復合材料夾芯結構修理方案設計提供參考。

關鍵詞：復合材料；夾芯結構；挖補；側向壓縮；修補參數

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

基金項目：航空科學基金（20181867007）

復合材料夾芯結構由于面板較薄，在受到低速沖擊時，面板和芯材都可能會發生不同程度的損傷，面板存在纖維斷裂、基體碎裂和層間分層現象，芯材會出現蜂窩的壓潰或泡沫碎裂、與面板脫黏等現象[1-5]。除了意外沖擊載荷造成的損傷外，飛機復合材料結構在服役期間還要承受復雜、長期的疲勞載荷作用，要經受溫度、濕度等苛刻的外部環境考驗，這種濕熱環境對樹脂基體的影響尤為嚴重[6-8]。不論是服役期間外部濕熱環境的作用，還是外力沖擊的作用，一旦復合材料夾芯結構損傷嚴重，都應及時采取修理措施。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復合材料夾芯結構的性能，復合材料夾芯結構的永久性修理主要采用挖補修理方式，因此挖補修理復合材料夾芯結構力學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備時間。挖補修理復合材料夾芯結構力學性能研究主要集中在挖補后拉伸、彎曲、剪切、平壓和側壓性能等方面，許多研究人員已經做出很多成果[14-21]。復合材料夾芯結構的挖補修理工藝對挖補后力學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]。而挖補修理參數和挖補形式的優化，要依靠試驗才能得到最優結果，而且試驗成本昂貴，所以利用有限元技術對挖補修理參數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

復合材料夾芯結構主要由面板和芯材兩部分組成，芯材通常是泡沫、輕木、蜂窩等輕質材料。挖補修理復合材料夾芯結構主要考慮母板、填充芯材、面板補片和膠層等部分。挖補修理又可以根據打磨形式不同分為斜接式和階梯式。根據復合材料夾芯結構的挖補修理深度，可以分為單側面板修補、單側面板加芯材修補和雙側面板加芯材修補。其中，雙側面板加芯材階梯式挖補具體形式如圖1所示，單側面板加芯材階梯式挖補具體形式如圖2所示，單側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]將這種區別通過建模細致地展示出來，如圖6所示。然而這種截面三維建模的復雜度卻大大增加。

在挖補復合材料夾芯結構力學性能研究中，我們通常關注的是有限的幾種力學性能，如雷達罩型復合材料夾芯結構的側向壓縮性能、客艙地板的三點彎曲強度等，因此可以對所建立的挖補復合材料夾芯結構模型進行簡化，進而減輕建模工作量。研究挖補復合材料夾芯結構的拉伸力學性能時，面板修補的膠層單元就一定要有，因為有研究者[19-30]發現拉伸破壞的位置多數與膠層有關。而研究挖補復合材料夾芯結構的平壓和側壓強度時，膠層的設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[37-38]，側壓強度主要與復合材料夾芯結構形式和面板性能[39]有關，膠層在其中很少承力，也很少發生破壞，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單元參數測量困難，且要經過反復試驗和比對才可能會準確，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，這對于需要設置膠層的模型建立是一個新的思路。

2側向壓縮力學性能

對采用挖補復合材料夾芯結構的側向壓縮強度恢復率可達90%以上[23]，挖補夾芯結構側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]。復合材料夾芯結構的夾芯為韌性較差的材料，如PMI泡沫。在側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致的結構失效，多數情況下是先發生芯材的過大變形或者失效，而后面板才發生局部屈曲，最終達到結構的側向壓縮強度[40-41]。

復合材料夾芯結構挖補后側向壓縮強度受到很多因素影響，主要可分為膠層參數、工藝參數、構型參數和環境參數4大類[42]，構型參數包括附加層、挖補角、補片鋪層、補片形狀、芯材種類和密度。

2.1膠層參數

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，膠層的參數不同對修補后的強度影響很大。通常，膠層的材料力學性能低于復合材料層合板，拉伸載荷下挖補面板的破壞往往從膠層開始，但在復合材料夾芯結構的挖補后壓縮性能表現中膠層的影響范圍十分有限，往往膠層在挖補復合材料夾芯結構達到側向壓縮強度后也并未失效[40]。程小全等[43]認為脆性膠黏劑對修補結構的作用主要在增加剛度，這一點和Her等[44]認為增加膠層的切變模量會使修補結構應力集中嚴重的看法一致，韌性膠黏劑的使用不僅可以在修補結構的剛度上起作用，在強度恢復方面的效果也很好，因此復合材料夾芯結構挖補時應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力集中的情況[44]，但在實際的修補中，膠層厚度的增加，會導致更多缺陷。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

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

對于復合材料夾芯結構的挖補修理，溫度均勻性問題常被關注，因為實際的修補可能會涉及變厚度芯材的復合材料夾芯結構，甚至出現修補區某處芯材厚度為零的情況。芯材中含有空隙，其導熱系數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。但多數情況下，修補活動是在外場進行的，而且相應的零件拆卸不容易，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域的溫度差異。通過在芯材較薄區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]利用鋁板導熱、透氣氈保溫方法對楔形蜂窩夾芯結構進行修補，發現其雖能在一定程度上減小不同區域的溫差，但操作重復性不是很好。但發現在修補區域背面用真空袋或膠帶固定PMI泡沫塊方法，可產生較好的溫度均勻性，原因在于PMI泡沫對板板區域起到保溫作用，對板芯區域起到導熱作用，溫差可控制在5℃范圍內。

合適的膠結界面處理能夠提高黏結修復強度，膠結界面通常用砂紙打磨和丙酮清洗處理，打磨砂紙不應選用碳化硅砂紙，因為其打磨時易掉落殘渣易形成膠結缺陷，選用氧化鋁砂紙則不會出現類似情況。打磨界面的粗糙度也會影響膠結質量，過于光滑使得膠結面積減小，機械嵌合作用減弱；過于粗糙，則樹脂無法滲入所有膠結表面區域，使膠層各處的連續性和均勻性較差，羅輯等[27]通過試驗探究發現打磨砂紙目數在180～320目之間能使膠層質量較好。熊玉成等[48]通過對膠結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量較好，通常優于烘箱固化和熱補儀固化。劉遂等[24]通過挖補區域有效高度這一概念，解釋并用試驗驗證了單側面板修補和雙側面板加芯材修補挖補區域有效高度低，熱壓罐固化工藝相比于熱補儀固化工藝能明顯夠提升復合材料夾芯試件側向壓縮強度，但在單側面板加芯材修補中挖補區域有效高度大，兩者的固化后得到的側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構的濕鋪層修補工藝研究，發現對不同的損傷深度的蜂窩夾芯件挖補后，試驗件的側向壓縮強度恢復率均在87%以上，驗證了熱補儀工藝修復的有效性。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構型參數

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合材料夾芯件側向壓縮強度。劉國春等[49]在平紋編織復合材料層合板挖補修理后拉伸強度分析中，發現附加層重疊寬度存在對于修補后試件強度最優的臨界值，認為合適的附加層重疊寬度是20～25mm。空客公司[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附加層重疊寬度為25mm，如果附加層不止一層時，內側附加層重疊寬度為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，發現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，膠結面積增加，引入膠層缺陷的數目也會增加，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，也能發現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致修補重量的提升，這是得不償失的。綜上所述，復合材料夾芯件修補時附加層重疊寬度應在15～25mm范圍內做選擇，可根據對修補強度和修補增重的需求做適當調整。

附加層鋪層角度對于面板較薄的挖補復合材料夾芯結構來說不難選擇，有研究者[53]通過試驗和有限元分析兩種方法論證了0°鋪層對復合材料夾芯結構側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模或存在一定厚度的膠層時，±54°的附加層鋪層方向最有利于傳遞載荷和減小應力集中。由于雷達罩復合材料夾芯結構的面板多由無經緯區分的平紋編織材料制作，此時附加層鋪層的方向應選擇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合材料夾芯結構側向壓縮強度會降低。

附加層的厚度在復合材料夾芯結構一般為一層，增加附加層的厚度，通常情況下會降低修補復合材料夾芯件的強度。趙志彬等[55]在蜂窩夾芯復合材料挖補有限元強度分析中，發現修補件強度隨額外附加層厚度增加而減小，張春等[18]在復合材料泡沫夾芯結構強度有限元分析中也發現了類似的規律，這是由于額外增加附加層會導致面板局部剛度過大，導致應力集中，并最終使得修補后結構強度降低。

2.3.2挖補角

從傳統的二維修補理論模型出發，往往會得出：在較小的挖補角時，由于此時膠層的應力集中現象得到最大緩解，此時挖補得到試驗件的強度最大[42]。當然，如果將此理論僅用于二維膠結接頭的強度分析，也是基本正確的。但對于三維修補結構，除了膠結接頭中膠層的承擔載荷，還有挖補區域外的母板承擔載荷。眾所周知，膠層的承載能力弱于復合材料層合板。如果挖補角過小，就會導致母板去除部分過多，換成由修補區的膠層承載，這顯然會降低挖補后試驗件的強度。在復合材料夾芯結構的修補基本為三維修補，有研究者認為最佳挖補傾角為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盡可能和母板一致，波音公司[51]的飛機復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注。在鋪層角度方面，喻梅等[45]通過有限元分析后認為，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%。

傳統的補片鋪層采用預浸料鋪層或者濕鋪層方式進行固化修補，可能會出現補片的皺曲和變形，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控加工技術進行修整，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力集中現象。傳統的挖補傾角下，母板的去除較多，這降低了挖補后復合材料的結構強度。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，并比較連續步長階梯修補和減小步長階梯修補的抗拉強度。結果顯示，其拉伸強度無明顯區別，其膠結接頭長度減小近40%，極大地縮小了挖補面積，傳統鋪層方式與纖維導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，補片的應力集中現象得到緩解，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。有研究者也發現，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環境參數

環境參數主要指濕度與溫度，復合材料在濕熱環境影響下，力學性能會有所降低，復合材料夾芯結構因為芯材吸濕性高于復合材料面板，其面臨的濕熱問題更加嚴峻。修補膠層吸濕性也比面板高，受熱膨脹情況也比面板嚴重。

雷達罩夾芯結構面板主要為玻璃纖維，管清宇等[60]對7781玻璃纖維環氧樹脂面板復合材料濕熱性能進行研究，發現其高溫濕態環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合材料進行濕熱研究，濕熱處理后結構側向壓縮強度降低16.73%。鄭國棟等[62]對玻璃纖維環氧樹脂面板泡沫夾芯復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，比強度降低的比例要小，原因在于夾芯結構的壓縮剛度主要由面板纖維壓縮剛度決定，纖維在濕熱環境下吸濕較少，性能降低較少。

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

3未來發展方向

在側向壓縮載荷作用下，挖補復合材料夾芯結構的強度、剛度、破壞形式和損傷機理受到膠層參數、工藝參數、構型參數和環境參數的影響。為了提高挖補復合材料夾芯結構的側向壓縮強度，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：應該嚴格把控，將修補固化時溫度場均勻性做到最佳，有條件的情況下應優先使用熱壓罐或烘箱，膠結界面的處理可根據已有條件，盡可能通過較好的打磨工藝或表面處理技術提高界面性能。

（3）在構型參數方面：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°時修補復合材料夾芯結構有最大側向壓縮強度；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的修補模型中的優化方案，能夠極大地減小母板挖去部分，減小母板強度損失；適當地采用同材料密度稍大的芯材也能提高修補夾芯結構的側向壓縮強度。

（4）在環境參數方面：要注意在濕熱環境下修補復合材料夾芯結構存在強度降低的風險。

4結束語

復合材料夾芯結構挖補對結構氣動外形的恢復，是其他修補方式所不具備的。在輕量化設計普遍存在的綠色節能時代，復合材料夾芯結構的應用逐漸廣泛。本文總結了復合材料夾芯結構挖補的分類及有限元建模難點，圍繞修補后側向壓縮強度性能恢復，給出許多的修補推薦參數和參數控制方法。

現有的復合材料夾芯結構挖補后側向壓縮性能研究的成果很多，但關于環境因素影響的研究還很缺乏。復合材料夾芯結構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高于面板，濕熱環境的影響給復合材料夾芯結構修補后力學性能的恢復制造了很大的不確定性，但相關的研究較少。因此，應更多地開展對復合材料夾芯結構挖補結構的環境性能研究。

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Research on Lateral Compression Performance of Scarf Repaired Composite Sandwich Structure

Zhang Tiechun1，Zhang Shiqiu1，Wang Xuan1，Zhou Chunping2

1. Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China

2. Aviation Key Lab of Science and Technology on High Performance Electromagnetic Windows，Research Institute for Special Structure of Aeronautical Composite，Jinan 250023，China

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