民用飛機復(fù)合材料翼盒蒙皮損傷外補修理

魏士禮，趙艷秦

（中航沈飛民用飛機有限責(zé)任公司工程研發(fā)事業(yè)部，沈陽 110000）

0 引言

隨著先進復(fù)合材料在民用飛機主結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用越來越廣泛，如空客A350和A220、波音B787、俄羅斯MS21和中國商飛C919等民用飛機的機身、機翼或尾翼上都大量使用了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的性能、損傷類型、檢測方法、失效模式和損傷評價與金屬材料不同，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的維護和修理問題越來越重要，已成為影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)使用安全和成本的重要制約因素。國外的民用飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計、制造、應(yīng)用和修理的經(jīng)驗已非常成熟，而國內(nèi)民用飛機在此方面的研究尚處于起步階段。本文以民用飛機復(fù)合材料機翼和尾翼的主翼盒為例，介紹層壓板加筋結(jié)構(gòu)的主翼盒蒙皮的損傷在修理方案設(shè)計過程中的一般設(shè)計流程，如損傷的評定、修理方案的制定、損傷的去除、修理件制備、修理損傷結(jié)構(gòu)和試驗驗證進行了初步的研究，為國內(nèi)的民用飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理提供一些思路。

1 復(fù)合材料翼盒蒙皮構(gòu)型

機翼和尾翼作為飛機的主要結(jié)構(gòu)，為飛機提供升力、穩(wěn)定性與操縱性，保證了飛機的飛行性能和機動性能。機翼和尾翼結(jié)構(gòu)使用復(fù)合材料可有效提高飛機的結(jié)構(gòu)效率，改善飛機氣動性能、飛行品質(zhì)和控制性能，民用飛機的機翼和尾翼常采用雙梁單塊式機翼結(jié)構(gòu)布局[1]。

如圖1所示，上下蒙皮、長桁、前梁、后梁、翼肋組成主翼盒，主翼盒與前后緣組件組成民用飛機的機翼和尾翼減輕部段。復(fù)合材料主翼盒蒙皮通常采用層壓板加筋構(gòu)型，由蒙皮和長桁固化成為一個整體的零件，具有減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提高結(jié)構(gòu)效率、減少緊固件使用、降低產(chǎn)品成本等優(yōu)點。但由于復(fù)合材料與金屬材料性能特點不同，原有的金屬蒙皮的修理方案無法適用于復(fù)合材料蒙皮的損傷，因此復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的修理技術(shù)決定了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的使用成本和使用安全。

圖1 典型雙梁整塊式主翼盒示意圖

2 主翼盒蒙皮修理和分析

2.1 結(jié)構(gòu)修理原則

民用飛機在運營過程中不可避免地遭受各種損傷，如制造缺陷、意外損傷（AD）、環(huán)境損傷（ED）與疲勞損傷（FD），從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)性能下降[2-3]。為恢復(fù)結(jié)構(gòu)的承載能力，需對結(jié)構(gòu)損傷進行加強修理。在飛機結(jié)構(gòu)修理過程中應(yīng)遵守以下修理原則：1）剛度和強度要求。結(jié)構(gòu)修理后恢復(fù)結(jié)構(gòu)原有承載能力。2）耐久性要求。結(jié)構(gòu)修理后滿足疲勞、腐蝕、環(huán)境影響和沖擊等要求。3）功能要求。結(jié)構(gòu)修理后不影響原結(jié)構(gòu)的功能，如密封或閃電防護要求。4）外形要求。氣動外形要求、觀感要求等。5）質(zhì)量和成本要求。結(jié)構(gòu)修理的質(zhì)量小、用時少、經(jīng)濟性好。6）修理環(huán)境和工具要求。比如外場修理環(huán)境限制以及特殊工具要求等。

2.2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理方法

層壓板加筋構(gòu)型的復(fù)合材料蒙皮結(jié)構(gòu)的常用修理方法包括機械連接修理和膠接修理，兩種修理方案的具體修理方法、優(yōu)缺點的對比以及適用性如表1所示。

表1 常用層壓板加筋結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料蒙皮修理方法

其中的膠接修理時，損傷結(jié)構(gòu)的表面準備工作量大、修理的設(shè)備要求高、環(huán)境要求高、工藝難度大且檢查困難，對外場要求高，不適合在外場進行快速的修理。雖然機械連接修理的緊固件孔會產(chǎn)生應(yīng)力集中問題，且增大了修理補片的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，其修理效率相對膠接修理低。但機械連接修理比膠接修理操作簡單、無需固化設(shè)備、環(huán)境要求低、施工快、性能可靠、可拆卸等優(yōu)點更適合外場使用。機械連接修理方法主要作為臨時修理，也可以作為永久修理方法用于可靠性要求高和傳遞較大載荷的結(jié)構(gòu)[4]。本文介紹復(fù)合材料主翼盒蒙皮的機械連接修理方案的設(shè)計。

2.3 機械修理流程

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)機械連接修理的一般流程為損傷的檢查與評估、損傷的去除、設(shè)計修理方案（修理件材料選擇、緊固件選擇和強度分析）、修理補片制備、修理施工、修理后檢測[5]，修理流程如圖2所示。

圖2 典型機械修理流程

2.4 損傷的檢查與評定

在飛機維護檢查過程中，通過目視檢查和無損檢測的方法，發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)損傷，并確定損傷范圍和并進行損傷等級的評估[6]。根據(jù)咨詢通報《AC20-107B，復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)》中提出的可修損傷限制RDL（Repairable Damage Limits）和允許損傷限制ADL（Allowable Demage Limits），實質(zhì)上即為修理容限的兩個界限點。如圖3所示，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷尺寸位于修理容限范圍內(nèi)時，可對結(jié)構(gòu)進行加強修理以恢復(fù)結(jié)構(gòu)的承載能力。修理容限由工程部門通過引入缺陷和損傷的結(jié)構(gòu)分析和有限元分析獲得，用于估算結(jié)構(gòu)損傷后的剩余強度和損傷擴展壽命預(yù)測[7]。

圖3 修理容限-損傷等級評定

2.5 損傷的去除

在修理損傷結(jié)構(gòu)之前，需對損傷周圍的結(jié)構(gòu)進行清理，包括清理表面灰塵、水油液體、密封劑和漆層等，并按需拆卸修理區(qū)域的周圍結(jié)構(gòu)的緊固件，提高修理的操作性。使用飛機修理手冊規(guī)定的工具和程序，切除蒙皮上的損傷部分，在切除損傷時需注意以下幾點：1）切口邊緣應(yīng)平行于長桁或者肋占位的規(guī)則矩形或圓形，便于修理緊固件沿切口邊緣排布；2）切口邊緣平直、表面粗糙度好、切口處無纖維分層、切口四角處應(yīng)保留較大的半徑，降低開口應(yīng)力集中；3）切口時應(yīng)考慮切口邊緣距離長桁、肋或其他結(jié)構(gòu)以及其他損傷的邊緣的距離，以保證可以布置足夠的緊固件；4）使用無損檢測檢查損傷是否完全去除，必須保證損傷完全去除；5）切口參數(shù)測量，主要參數(shù)包括損傷去除切口的尺寸、切口邊緣距離相鄰長桁和肋的距離、切口區(qū)域厚度等參數(shù)，用于后續(xù)的修理方案設(shè)計。

2.6 修理方案設(shè)計

2.6.1 修理緊固件的選用原則

緊固件是制約復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理的重要因素之一，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的層間剪切強度低、抗拉脫強度低，且制孔后會存在較強的孔邊應(yīng)力集中系數(shù)，使得選擇合理的緊固件和采用相配套的連接技術(shù)成為復(fù)合材料機械連接的關(guān)鍵點。在選擇修理緊固件時應(yīng)考慮以下因素：1）選擇常用牌號和直徑的緊固件，避免長周期采購，提高修理效率；2）選擇與修理區(qū)域相同材料的緊固件，避免與原結(jié)構(gòu)的電化學(xué)腐蝕；3）緊固件牌號與修理區(qū)域相同或加大一級，滿足使用原緊固件孔；4）可選擇單面連接緊固件，減少結(jié)構(gòu)拆卸，提高修理效率，降低修理難度；5）對于主翼盒蒙皮，選擇埋頭緊固件，提高修理的氣動性能。

2.6.2 補片材料的選擇

常用的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷修理補片材料包括金屬材料和復(fù)合材料補片，如鋁合金、鈦合金和碳纖維補片，選擇補片材料遵守以下原則：1）補片材料與蒙皮材料的電位差，滿足電化學(xué)腐蝕防護要求；2）補片材料的導(dǎo)電性，滿足閃電防護要求；3）補片最小厚度滿足緊固件連接要求，最小厚度不能低于埋頭緊固件要求；4）補片增重的經(jīng)濟因素影響。

在復(fù)合材料蒙皮的修理時，通常選用鈦合金作為補片材料，其優(yōu)點為：1）與碳纖維蒙皮的電化學(xué)腐蝕不明顯；2）導(dǎo)電性好，滿足閃電防護的要求；3）比強度高，連接強度高，有效減少修理件增重問題。

2.6.3 修理方案設(shè)計

根據(jù)以上復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的修理流程和原則，設(shè)計機械連接修理方案，主要設(shè)計內(nèi)容如下：1）根據(jù)損傷去除后測量的結(jié)構(gòu)參數(shù)，使用工程設(shè)計軟件將損傷切口在結(jié)構(gòu)模型上進行模擬，進行修理件和緊固件的排布數(shù)字化設(shè)計；2）根據(jù)蒙皮的厚度設(shè)計厚度匹配的鈦合金補片，補片的外型與蒙皮的外型協(xié)調(diào)一致，根據(jù)工程經(jīng)驗，補片的承載能力達到原蒙皮的1.5～2.0倍；3）補片的厚度盡量選擇材料牌號厚度，降低外場制造難度；4）由于機翼蒙皮主要承受軸向的拉壓載荷，因此沿長桁方向設(shè)計3排緊固件，肋方向設(shè)計2排緊固件，提高結(jié)構(gòu)修理效率；5）新的修理緊固件的間距和邊距按4～6倍的緊固件直徑進行排布，原有緊固件位置應(yīng)重新設(shè)計緊固件。

圖4所示為典型的層壓板加筋結(jié)構(gòu)的翼盒蒙皮的機械連接修理方案示意圖。

圖4 翼盒蒙皮修理示意圖

2.6.4 修理方案分析

修理方案在設(shè)計過程中的強度校核標準是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷修理后的承載能力不得低于損傷導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損失的承載能力[8]。主盒段蒙皮結(jié)構(gòu)修理后需考慮結(jié)構(gòu)失效模式和載荷傳遞，并就以下幾個方面進行評估：

1）補片拉伸強度。校核準則：補片的拉伸強度Pt2必須大于損傷結(jié)構(gòu)的拉伸強度Pt。校核方法：確保補片每單位寬度拉伸載荷承載能力大于損傷結(jié)構(gòu)每單位寬度的拉伸載荷承載能力。

式中：σs2為補片材料剪切極限應(yīng)力，MPa；t1為損傷蒙皮的厚度，mm；t2為補片厚度，mm；G為損傷結(jié)構(gòu)剪切模量，MPa；εs為損傷結(jié)構(gòu)材料剪切許用應(yīng)變。

3）連接強度。包括緊固件孔壁擠壓失效校核和緊固件剪切失效校核。

式中：［Fs］為剪切許用載荷，N；Fs為緊固件剪切載荷，N。

因此，在強度校核前需獲取以下強度參數(shù)：1）復(fù)合材料蒙皮的厚度和材料性能；2）修理補片的厚度和材料性能；3）緊固件的尺寸和性能數(shù)據(jù)；4）提取蒙皮損傷位置在有限元模型中的單元、工況和裕度表。

結(jié)合以上強度參數(shù)，代入到式（1）、式（2）和式（3）中，分別校核修理區(qū)域的拉伸強度、剪切強度和連接強度。當計算結(jié)果不符合要求時，可調(diào)整補片的設(shè)計厚度、緊固件牌號、邊距和間距，直到滿足公式要求。

2.7 修理補片制備

按照主制造商提供的工藝規(guī)范文件制備補片，補片的外形和輪廓與修理區(qū)域的外形要一致，以減少裝配應(yīng)力，保證裝配質(zhì)量。

2.8 修理施工和施工后檢查要求

根據(jù)飛機維護手冊和修理手冊的施工程序進行修理補片的安裝，安裝過程中對結(jié)構(gòu)進行貼合面密封、氣動密封和填角密封，修理完成后恢復(fù)修理區(qū)域的漆層。

修理完成后要根據(jù)手冊中的要求對修理區(qū)域進行定期的目視檢查，以保證飛行安全[9]。

3 試驗驗證

在民用飛機設(shè)計階段的復(fù)合材料積木式試驗中，規(guī)劃復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷后的修理的相關(guān)試驗。如結(jié)構(gòu)的可檢性、可維修性，以及AC 20—107B定義的第2～5類損傷修理，應(yīng)通過典型結(jié)構(gòu)件及極限載荷試驗進行驗證，并通過剛度評估確定對復(fù)合材料機翼和尾翼的氣動彈性的影響[10]。

4 結(jié)語

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理技術(shù)決定了大量使用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的民用飛機在運營過程中的安全和成本問題。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理技術(shù)涉及多個專業(yè)學(xué)科，如無損檢測、材料、工藝、結(jié)構(gòu)強度、試驗和適航等。對于復(fù)合材料機翼和尾翼的主翼盒蒙皮的損傷，本文介紹的外補機械修理方案，具備環(huán)境的要求低、無需復(fù)雜的復(fù)合材料固化設(shè)備、修理工藝簡單、可靠性高、傳力穩(wěn)定和檢查方便等優(yōu)點，可以作為復(fù)合材料機翼和尾翼主翼盒蒙皮的臨時修理或永久修理方案。