通用飞机复合材料夹层结构损伤修理研究

舒明杰 王雪明 刘翀 谈言朋 黄德赞 李云仲

摘 要 本文基于复合材料夹层结构特点，提出了损伤修理方法。以某通用飞机复合材料夹层结构损伤修理为例，对损伤区域的分类、修理方法的确认、修理分析、修理后的试验验证进行了研究。研究表明，采用“挖补法”结合湿法铺贴工艺对复合材料夹层结构损伤区域进行修理，可以很好的恢复复合材料夹层结构损伤处的强度，可为同类飞机构件的修理提供工程参考。

关键词 通用飞机；复合材料；夹层结构；损伤修理；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

近年來高速发展的通用航空产业，在整个航空产业和国民经济中占有越来越重要的地位。复合材料夹层结构由纤维树脂基复合材料铺层包围的封闭泡沫芯组成，夹层结构的铺层结构较为稳定，以防止承受较大载荷的部位（如机翼蒙皮、隔板、地板、纵梁和翼肋）发生弯曲，已越来越广泛地应用于通用飞机构件中。

通用飞机在使用过程中受到自然环境或意外冲击的作用，难免会造成构件的损伤，导致损伤部位的强度降低，危及飞行安全。因此，需及时对受损的构件进行修理，保证飞机的正常飞行，采用恰当的结构修理方案对复合材料进行修理，能够达到节约成本、缩短任务周期的目的[1-8]。

目前，适用于复合材料夹层结构的修理方法主要为“挖补法”，但由于“挖补法”施工困难、修理周期长以及难以在外场条件下进行施工等原因，对复合材料夹层结构修理带来了很多不确定性因素。因此，研究复合材料夹层结构典型损伤区域修理工艺、分析和试验验证方案，对保证损伤区域修补后的强度性能和飞机正常飞行安全具有重要的研究和应用意义[9，10]。

2 损伤修理方法

2.1 损伤检测

当前针对复合材料夹层结构的无损检测方法主要有两种：目视检查和敲击法。

目视检查需要将夹层结构的漆面、底漆和表面填充物去除，当出现大量损伤时，还需要将目视可见的损伤区域完全去除并做进一步检查。

敲击法是识别层合板结构脱胶及分层的一种有效手段，利用敲击仪作用在层合板结构表面来判定结构是否出现脱胶或者分层现象。

2.2 损伤分类

复合材料夹层结构损伤包括发生在外部层压板、外部层压板和泡沫芯或两侧层压板和泡沫芯的损伤。其中夹层结构层压板损伤是指损伤延伸到表面防护层下面并涉及到下面的层压板，其损伤形式与固体层压板损伤类似，包括由于脱胶导致的铺层之间分离、层压板受撞击后导致的结构裂纹、强烈冲击导致的凹坑损伤或层压板铺层部分损伤但没有发生穿透性损伤。根据夹层结构层合板及夹芯的损伤情况分为外部层压板、外部层压板和泡沫芯、穿透损伤三种，如图1-图3所示。

2.3 修理流程

（1）仔细检查损伤区域，确定修理区域的形状及尺寸；

（2）从损伤区域铺层向外25mm处去除表面涂层，并去除已损伤层合板；

（3）小心砂除损伤的残余夹芯结构，为待更换泡沫芯填胶预留出部分间隙。检查内层层合结构是否损伤，如果需要，优先修理内层层合板；

（4）加入切割好的更换泡沫芯，填胶进行预固化，打磨更换泡沫芯以匹配原始泡沫芯层厚度，并清洁修理区域；

（5）准备维修界面，以长度高度比50：1的斜度打磨层合板修理区域边缘；

（6）计算需更换铺层层数，确定铺层类型和方向；

（7）清洁修理区域，选择在位或者离位贴补修理工艺修理层合板，第一层铺层与层合板边缘重叠最少12.5mm；

（8）经固化工艺之后，将修理区域外表面打磨光滑，完成维修区域喷漆处理。

3 某通用飞机夹层结构损伤修复验证

3.1 损伤形式

某型飞机在某次飞行后，由于意外冲击的作用，机身后部右侧蒙皮出现裂纹，对裂纹区域进行目视和敲击检查，发现裂纹损伤有2条，现场进行标记，如图4所示。

为了更清晰识别裂纹的位置和大小，对飞机机身4框附近的左侧和右侧蒙皮均进行了脱漆处理，脱漆之后右侧情况如图5所示，机身后部右侧蒙皮裂纹模拟如图6所示。

根据现场查勘结果，裂纹区域为泡沫芯结构，采用“2芯1”铺层（中间为泡沫芯，上下表面各铺一层玻璃纤维预浸料），其中芯材厚度5mm，图6显示右侧一共分为4块裂纹区域，其中：

（1）裂纹区域1：后机身蒙皮内外层纤维断裂，泡沫局部破裂；

（2）裂纹区域2：后机身蒙皮表层纤维褶皱，泡沫局部褶皱，内层纤维完好（目视）；

（3）裂纹区域3：后机身蒙皮内外层纤维断裂，泡沫局部破裂；

（4）裂纹区域4：后机身蒙皮内层纤维断裂，泡沫局部破裂，外层纤维完好（目视）。

3.2修理方案

3.2.1材料和工艺选择

考虑到现场施工环境限制，本次修补采用手糊湿法方式进行，其中玻璃纤维干布牌号为EW301F，树脂牌号为L285，泡沫填充胶牌号为MF1313G。固化方式为常温固化，如有可能，进行局部加热至80℃，保温15h，实现后固化。

3.2.2打磨

所有损失区从机身蒙皮外侧开始打磨，打磨掉表层纤维，损伤泡沫层直至机身蒙皮内层纤维，按每个区域要求切开内层纤维，打磨后尺寸及公差要求如图7所示。

3.2.3内层纤维修补及加强

从机身蒙皮内侧进行湿法修补及加强铺贴，材料为EW301F/L285，湿法修补层1尺寸如图8所示。内层蒙皮修复在上、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框缘条上至少25mm。

3.2.4芯材的修补

待蒙皮内侧湿法修补加强层固化后，在机身蒙皮外侧向泡沫挖空区域注入泡沫填充胶MF1313G（泡沫挖除宽度< 20mm）或采用L285树脂拼接泡沫（泡沫挖除宽度≥20mm），待泡沫填充物固化后进行打磨处理至与裸露泡沫边界齐平，具体状态如图9所示。

3.2.5 外层纤维填平和修补

待芯材修补固化修平整后，先对挖除外层进行填平，材料为EW301F/L285，填平层需要搭接到斜面上；再在机身蒙皮外侧进行湿法修补，材料为EW301F/L285，具体尺寸要求如图10所示。

3.2.6 蒙皮外侧整体加强

前面针对损伤区域1～损伤区域4进行了内层局部修补和内侧整体加强以及外侧局部修补，最后需在蒙皮外侧湿法加强2层，材料为EW301F/L285，整体补强后的效果示意如图11所示，蒙皮外侧加强后最终截面图如图12所示，机身蒙皮内外侧整体补强层尺寸如图13所示。

3.3 修理方案分析

3.3.1 材料级试验验证

由于机身蒙皮夹层结构在正常情况下采用预浸料铺贴固化炉成型工艺制造，此次修复由于现场施工环境限制，采用手糊湿法铺贴常温固化工艺，两种工艺条件下的制件性能可能会存在一定的差异，因此针对采用湿法铺贴工艺对后机身蒙皮进行修复的方案，开展了湿法铺贴力学性能试验，对湿法铺贴工艺力学性能进行了摸底测试，并和正常制造的制件力学性能进行了对比分析，测试记录照片如图14所示，试验结果分析如表1所示。

从表1可以看出，湿法铺贴工艺力学性能试验测试的强度性能达到预浸料铺贴工艺力学性能的60%，模量约为预浸料铺贴工艺的75%。

3.3.2修理方案强度分析

采用有限元法对机身结构修复方案进行初步强度评估，按表1中所列湿法铺贴工艺力学性能作为修复部分的力学参数对修复方案进行了分析评估，在尾翼复合受力情况下，修补部分应变云图如图15所示，分析结果表明，修补部分应力水平满足强度要求。

3.3.3夹层结构修理

上一节采用有限元法对机身夹层结构修理方案进行了强度分析，本节采用3.3.1节所述的修理方案对机身结构损伤区域进行现场施工，修复后的机身如图16所示。

3.3.4试验验证

上一节完成了对损伤的后机身结构的修理工作，本节将对修复后的机身开展强度试验验证，强度验证工况为尾翼复合受力工況。试验加载示意图如图17所示，试验中后机身蒙皮上共设置了6个应变测量点，应变片编号分别为1117、1119、3101、3102、3103和3104，应变片贴片图如图19所示。

对机身试验件进行了重新组装，开展后机身结构损伤修复方案验证试验，选择尾翼复合受力工况对机身试验件进行了静力加载，试验结果表明，修复结构能够承受67%极限载荷作用30s而无有害的永久变形，且能够承受100%极限载荷至少3s而不破坏，满足静强度要求。

4结语

本文对通用飞机复合材料夹层结构贯穿性损伤的判定、特点及损伤修复进行了详尽的介绍以某型通用飞机复合材料夹层结构损伤修复为例，首先对损伤区域进行了损伤形式判定，然后基于“挖补法”给出了复合材料夹层结构的典型损伤区域修理方案，通过开展原材料湿法铺贴常温固化力学性能摸底试验，获得了该材料在湿法铺贴常温固化工艺力学性能数据，同时基于试验获得的数据对损伤修复区域开展了有限元分析评估，最后通过全机静力试验验证修理方案的合理性。为通用飞机复合材料夹层结构的修理奠定了基础并提供了有效依据，具有广泛的应用价值。

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