航空复合材料结构修理进展研究-

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1、新视点NEWVIEWPOINT航空复合材料结构修理*进展研究DevelopmentofRepairTechnologyforAircraftCompositesStructure中国商飞上海飞机设计研究院 孙雨辰季佳佳西北工业大学 冯蕴雯复合材料修理技术需要不断汲取新技术，向优质、高效和低成本方向发展，成熟健全的修理技术是复合材料在航空结构上的广泛使用的有力保障。料结构在生产、使用和维护过程中不寿命降低。可避免会产生缺陷或损伤，因此复合在明确结构损伤或缺陷类型后，材料构件的修理问题引起人们的广需根据受

2、力状况及危及飞行安全的泛关注。严重程度确定损伤容限和修理容限。结构的损伤容限是结构损伤从可检复合材料的缺陷/损伤测门槛值到临界值之间的范围，用以与修理容限界定受损结构在规定的使用期内是孙雨辰硕士，毕业于西北工业大学飞行器复合材料结构由于制造工艺的否有足够的剩余强度。而修理容限设计专业，现任职于上海飞机设计研究因素会产生缺陷，如空隙、分层、脱胶是结合修理工艺水平和经济因素确院四性与产品支援部。等；装配过程中，在外载作用下也会定结构要修与不要修、能修与不能修[3]出现损伤，常见损伤有分层、脱胶、的界限。修

3、理容限与损伤容限的复合材料在航空结构中的应用表面划伤、错钻孔、孔边损伤、冲击损关系如图1所示。[2]最初仅限于飞机次承力结构，而现今伤、雷击损伤、战伤、裂纹、燃烧等。导致飞机复合材料层合板和蜂已广泛应用于各种机型的主承力结无论是先天生产缺陷还是后天机械窝加芯结构产生损伤最主要的原因构，在结构重量中占有的比例也逐渐损伤都会使飞机主承力结构受损、表是冲击损伤，按照检查发现难易程度增加。在战斗机中，F22复合材料面气动性能下降，从而导致结构使用可分为勉强目视可检损伤（BVID）、占结构总重的24%，而EF2

4、000占到不用修修整容限不能修43%；运输机中，A400M复合材料占经济、人为因素损伤容限决定更换或报废结构重量的35%~40%，波音787更[1]是占到全机重量的50%。复合材结构完好初始缺陷修理下限修理上限破坏*　航空基金项目（2008ZA53006，2006ZD53050）图1修理容限与损伤容限关系资助。58航空制造技术·2013年第17期新视点NEWVIEWPOINT目视可检损伤（VID）和目视易检损法如下。分为胶结贴补修理和胶结挖补修理。[4]伤（EVID）。在航空维修领域内普1填充与灌注修

5、理3.1胶结贴补修理遍认为飞机复合材料结构存在勉强对于非承力的复合材料结构，近些年来，对复合材料结构的贴目视可检损伤时，结构承载能力能够如气动整流罩、天线罩等结构，与受补修补技术的研究不断向前推进，在保持在1.5倍限制载荷（1.5LL），假载较小的蜂窝夹层结构的不严重损试验和理论方面都取得了一定的成[2][19-22]设此时目视检出的概率为0；当结构伤可采用填充与灌注的修理方法。果。这种方法适用于外场修理，出现较大损伤，即出现目视易检损伤修理的损伤主要表现为表面划痕、凹多用于平面形制件，板厚较薄、载荷

6、时仍能满足限制载荷（1.0LL）的要坑、部分蜂窝芯子损伤、蒙皮位置错不大、气动外形要求不高的结构，用求，假设此时目视检出概率为1。据钻孔、孔尺寸过大等。修理时损伤部胶结的方法将补片贴于复合材料制以上标准可以得到表1，冲击损伤与位不需要去除，在损伤部位填充合适件的缺陷或损伤部位。在飞机表面[5]结构承载能力的关系。的封装化合物，在除湿后在损伤部位胶结贴补修理时，为了使连接处截面复合材料修理容限的定量确定用一层玻璃纤维/环氧布密封，防止变化较为缓和，补片四周一般做成斜实质上是确定缺陷和损伤的验收标湿气渗入

7、及损伤扩大。削的形状。胶黏剂选择时应满足剪切强度和剥离强度的要求。表1结构承载能力对冲击损伤的要求3.2胶结挖补修理损伤类型目视检出概率/%检测周期个数结构承载能力要求/LL对胶结挖补修理方法的研究始0∞1.5[23-24]于20世纪90年代，近些年来又勉强目视可检损伤[25-27]2051.4有了长足的发展。对受冲击损4031.3伤的复合材料层合板和蜂窝结构挖目视可检损伤补修理是一种非常有效的修理方法，6021.2可以最大限度恢复结构的强度。挖8021.1目视易检损伤去损伤或缺陷的部位，留下一个具有

8、10011.0锥度的孔，先对层合板进行干燥处注：LL——limitload限制载荷理，然后再用复合材料补片通过胶结准。当损伤较轻，剩余强度高于或2机械连接修理的方法将其修补完整。层合板结构等于缺陷和损伤的标准时，可以不在过去的十几年中，已经有许多和蜂窝加芯结构填补时均可采用阶修，此时标准为修理下限。波音公研究者针对螺栓连接修理方法分别梯挖补和楔形挖补法，具体如图2、3司以损伤后结构强度达到原来的采用解析法、数值法和试验法进行了所示。[6-13]60%~8