摘要：复合材料夹芯结构在民用飞机的广泛应用有效提高了民用飞行器的性能，随着复合材料夹芯结构的应用，复合材料夹芯结构修理需求日益强烈。本文介绍了民用飞机应用的修补方法，包括胶接修理、机械连接修理、微波修理等，并就夹芯结构修理技术在某型民机上的应用进行了分析。
关键词：航空、夹芯结构、修理
民用飞机安全性、经济性、舒适性和环保性的发展目标与要求，对民用飞机结构提出了轻量化、高可靠、长寿命、高效能、低成本的要求。复合材料具有高比强度、高比刚度、可设计、抗疲劳、耐腐蚀和高阻尼的特点，能较好满足民用飞机结构的发展需求。充分利用复合材料特性，可以显降低飞机结构的重量、使用维护费用，优化飞机性能，从而实现节能减排降噪目标，降低飞机的全寿命周期成本。由于复合材料基体的脆性特点，它对意外的冲击损伤极为敏感，因此复合材料的修补技术至关重要[1]。其原则是花费最小的时间及成本使飞行器恢复到初始状态，满足功能需求。本文介绍了复合材料夹芯结构的常见修理方法和修理方法在民机上的应用。
1修补原则
1.1夹芯结构修补设计原则
夹芯结构一般应用于次承力结构，对易损伤的复合材料夹芯结构在设计中应考虑到可修补性,主要应注意以下几个方面[2]。
1)需要拆装、维修的复合材料夹芯件均需要具有良好的可达性，各结构件之间留有足够的维修空间。结构易损件、常拆件要保证其拆换过程中的运动路径通畅；
2)功能相同的夹芯结构零件应尽量设计成互换件；
3)设计时要根据维修人员所处的位置、姿态和使用工具情况，提供适当的操作空间。应考虑在维修过程中，修理过程不会对维修人员造成伤害；
4)在一些结构易发生偶然损伤和环境损伤的地方，采取优化的可靠性方法和防护手段以减少这些地方的损伤维修。
1.2夹芯结构修补原则
对民用航空器上的复合材料结构提出的修补主要有以下要求。
1)修补准则应确保被修理的部分和无损坏的部分一样，具有结构的完整性和功能性；
2)修理应该使结构恢复到原始结构的刚度、强度；
3)修理应该确保结构满足剩余寿命的耐久性，满足原来结构的损伤容限要求；
4)飞行器的性能受气动外形的影响，修理后的零件表面应该光顺；
5)修理后的结构应该满足飞行器运行环境的要求。
2民机蜂窝结构常见损伤
在使用过程中，蜂窝结构会发生不同程度的损伤，根据损伤内容及使用中可能出现的情况，胶接蜂窝结构件的损伤大致可分以下4类。
1、表面损伤
这类损伤包括表面擦伤、划伤、局部轻微腐蚀、表面蒙皮裂纹、表面小压坑和局部轻微压陷等。这类损伤一般对结构强度不产生明显的削弱。
2、脱粘损伤
这是指板与板之间或板与夹芯之间的脱粘缺陷。这类损伤一般不引起结构外观变化，大多是在生产过程中已造成初始缺陷，在反复使用过程中缺陷将有所扩展。脱粘面积过大会引起强度的削弱，应予以修补。
3、穿透损伤
这是指蜂窝部件穿透损伤、严重压陷和较大范围的残缺损伤等。这类损伤对结构性能和强度有严重的影响，必须认真修补或更换处理。
4、蜂窝吸水
夹芯结构受温度和相对湿度影响与夹芯结构密封性差和面板的气孔和易受损坏有关。在长期使用过程中由于雨水渗漏或水汽冷热交替造成蜂窝夹芯有积水存在。一般情况蜂窝内部积水不会造成严重影响，但在冬季气温变化时，由于结冰膨胀会造成局部面积脱粘；另外在水的长期浸泡下会使胶接强度降低。因此，应检查蜂窝结构的内部积水情况并作出相应处理。
3民机蜂窝结构常见修理方法
复合材料结构修补的基本目的是在最少花费和最短时间内使复合材料结构恢复完整性, 通过对材料、设计、工艺、检测等多方面的综合研究, 达到为复合材料结构的成功使用提供可靠的技术保障。复合材料结构损伤的修补可用多种方法, 从连接形式来分, 一般可分为机械连接修补和胶接修补。
3.1机械连接修补
机械连接修理通常使用紧固件进行连接修理。它是夹芯结构损伤区外部用紧固件固定一块补片，补片材料可以是钛合金、铝合金、预固化的复合材料层合板，使用金属补片需考虑温度应力，机械修理使得被破坏的结构传载路线恢复，这种方法优点是操作方便，修理后的性能可靠，缺点是修理过程中对原结构的损伤较大，连接孔周围存在应力集中。
3.2胶接修理
在损伤结构的外表面贴一定形状的胶膜和补片,补片可以是预先固化的层合板或者金属补片，使结构恢复其功能。根据具体情况,其损伤部位可保留, 也可切除,对切除掉的部分一般用填料胶或成形好的填补块将孔充填, 具体修补方法一般包括贴补挖补和注射法等。其优点是补片制造工艺简单、对原结构损伤较小，缺点是不适合在大曲率结构表面施行。
4修理方法在民机上的应用
某型民用飞机在日常维护过程中由于工具掉落, 造成复合材料件被工具损伤, 复合材料夹层结构蒙皮出现穿透性裂纹, 该损伤呈梯形长条状, 尺寸约为8mm*6mm,损伤目视凹坑深度为0.5mm，目视蜂窝局部损伤，损伤如图1所示。
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图1 损伤示意图
综合考虑到损伤程度和特点, 初步确定了使用胶接修补方法对此进行修复。同时补片采用原来结构采用的织物预浸料并采用适合修补的胶膜，此损伤面积较小，采用此方法对飞行器的二次损伤较小，适合于复合材料夹芯结构损伤修补。为减少对飞行器气动外形的影响, 修补过程中的所有操作均在复合材料结构表面进行, 即采用贴补法。具体操作方法如下：
1)确定并清洁损伤区域
根据损伤情况确认区域并清洁损伤区域。使用丙酮或甲乙酮清洁损伤及周围区域，将溶剂浸透的擦布擦拭损伤表面，在溶剂挥发以前用清洁、干燥的擦布擦干，不要使溶剂挥发变干。
2)去除表面涂层及铜网
去除表面涂层及铜网。以表面损伤区域的中心为圆心，用150 目砂纸去除直径160mm~170mm 范围内的涂层，去除直径120mm~124mm 范围内的铜网并将铜网打磨边缘以外6mm~13mm 范围内的树脂去除，打磨时严禁损伤纤维。用吸尘器吸去所有的尘屑，用丙酮进行清洗；使用无绒干净抹布将溶剂擦干。去除受损伤区域铺层。打磨包含表面损伤区域的最小规则形状直至露出蜂窝芯，打磨形状的最大直径不超过10mm。去除松散蜂窝芯，目视检查蜂窝芯受损区域的最大直径是否超过10mm，检查损伤区确保损伤都被去除。
3)损伤区烘干
复合材料夹芯结构是容易吸湿的，因此需在在修补前进行吸湿。制真空袋，见图2。以不大于3℃/min 的速度升温至66℃至77℃，保温至少8小时，以不大于3℃/min 的速度降温至52℃。零件温度降到60℃以下才可以拆除真空袋。
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图2 损伤区烘干示意图
4)灌封
按照灌封胶进行灌封，如图3所示，直到灌满或略高出打磨表面并完成固化。灌封固化方式为：常温静置一段时间后以127±6℃固化1.5 小时。用150 目或更精细的砂纸打磨突出的灌封胶，保证灌封胶平面与原始平面高度差不大于0.25mm。清洁修理表面，用吸尘器吸去损伤表面所有的尘屑，用丙酮进行清洗；使用无绒干净抹布将溶剂擦干。
5)胶接修补打磨
将修理用的胶膜、织物预浸料、修理用的胶膜、铜网依次铺贴于打磨区域，铺层尺寸及顺序见图3，铜网铺层最小直径为150mm。
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图3 修补打磨区域示意图
6)制作真空袋固化
按照图4进行真空袋制作，并进行固化。室温下进行抽真空，保证负压310±34Kpa，使用2根热电偶进行温度监控，按照0.5~3℃/min进行升温，在180±6℃情况下保温至少120分钟，按照最大3℃/min降温到52℃，零件温度降到60℃以下才可以拆除真空袋。
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图4 灌封及修补示意图
修补完成后，进行无损检测，修补完成后实物见图5。在修补后表面进行喷涂面漆进行结构保护。
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图5 夹层结构修补后实物图
经过分析与验证，修理后的结构承载能力大于原结构，刚度和重量特性均未发生大的变化，修理后的结构满足需求。
5结束
复合材料结构在生产制造和使用过程中不可避免的会存在缺陷或者遭受冲击损伤，随着越来越多复合材料结构在民机上的应用，民用飞机复合材料零件的修补技术需进行更加全面和深人的研究。民用飞机的修理程序需满足适航条款要求，民用飞机复合材料结构修理是一门专门的技术，包括损伤容限修理容限修补设计、工艺和可靠性等各个方面问题。修理后的结构需要进行适航条款验证，修理结构的验证可以采用从试样到元件再到部件的类似金字塔的结构, 结构由简单元件到复杂的组件或部件, 损伤和载荷形式也从简单到复杂等方法进行研究。
目前，民用飞机的复合材料结构修理技术还比较薄弱，需通过理论与试验相结合的办法进行系统分析和研究, 开发出修补工艺方法、分析方法和验证方法,为国内复合材料民用飞机的损伤修补提供理论分析保证和技术支撑。
[参考文献]
[1]薛克兴.复合材料结构结构的损伤与修补[M].北京：航空工业出版社,1992。
[2]陈绍杰.复合材料结构修理指南[M].北京：航空工业出版社,2001。
作者简介：孙春都（1988-），男，硕士，工程师，主要从事航空飞行器结构设计及验证工作。