復(fù)合材料層壓板結(jié)構(gòu)幾種常見制造偏離及其處理

樊則文 / FAN Zewen

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

復(fù)合材料層壓板結(jié)構(gòu)幾種常見制造偏離及其處理

樊則文 / FAN Zewen

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在零件制造及裝配過程中難以避免偏離的發(fā)生，工程設(shè)計(jì)人員需要對(duì)偏離情形進(jìn)行可靠而又快速的處理。列出了層壓板結(jié)構(gòu)常見的制造偏離類型，重點(diǎn)介紹了分層、孔隙率和鋪層褶皺、凹陷、制孔缺陷等偏離情形、偏離原因及工程處理方法。

復(fù)合材料；層壓板；偏離 ；工程處理；民用飛機(jī)

0 引言

由于高強(qiáng)度碳纖維制成的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)具有比強(qiáng)度高、整體成型性好、承載效率高、連接件數(shù)量少等諸多優(yōu)勢(shì)，目前已在民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中廣泛使用。多型民用飛機(jī)在翼梢小翼、活動(dòng)面、翼身整流罩、雷達(dá)罩、非氣密區(qū)艙門等次承力結(jié)構(gòu)以及尾翼、后機(jī)身等承載較大結(jié)構(gòu)甚至機(jī)身氣密區(qū)與機(jī)翼等主要承載結(jié)構(gòu)部位采用復(fù)合材料。

伴隨著復(fù)合材料在民用飛機(jī)上的大量使用，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在零件制造及裝配過程中不可避免地會(huì)出現(xiàn)偏離正常設(shè)計(jì)狀態(tài)的情形，工程上習(xí)慣稱之為超差，需由制造單位通過故障拒收單(Failure and Rejection Report)的形式提交設(shè)計(jì)部門處理。根據(jù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的檢測(cè)方法，一般將缺陷類型分為內(nèi)部缺陷和外部缺陷。內(nèi)部缺陷通常使用超聲波、X射線等方式檢出，常見的內(nèi)部缺陷有分層(含夾雜)、孔隙率等；外部缺陷則主要通過外部檢測(cè)的手段檢出，如表面目視檢查、厚度檢查、零件輪廓度檢查和制孔質(zhì)量檢查等, 常見的外部缺陷有鋪層褶皺、凹陷、膠瘤、貧膠、富樹脂、零件翹曲、厚度超差、劃傷、制孔缺陷等。

民用飛機(jī)對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)安全有著極為苛刻的要求，對(duì)發(fā)生偏離零件的使用限制非常嚴(yán)格；與此同時(shí)復(fù)合材料零件制造成本高昂，報(bào)廢損失較大。因此對(duì)于發(fā)生偏離零件的處理，通常比金屬結(jié)構(gòu)復(fù)雜許多。工程技術(shù)人員需要了解偏離發(fā)生的原因，評(píng)估偏離對(duì)結(jié)構(gòu)可能造成的影響以及處理措施是否能滿足結(jié)構(gòu)安全要求。本文結(jié)合國內(nèi)某型飛機(jī)試制階段零件制造及裝配制造過程中的實(shí)例，對(duì)分層、孔隙率、鋪層褶皺、凹陷、制孔缺陷等偏離及工程處理方法進(jìn)行介紹。

1 內(nèi)部缺陷

1.1 分層

分層是復(fù)合材料常見的一種內(nèi)部缺陷，層壓板一旦出現(xiàn)分層后局部剛度下降明顯，且分層區(qū)域可能發(fā)生擴(kuò)展，對(duì)結(jié)構(gòu)安全構(gòu)成潛在威脅。造成分層的原因很多，如材料污染、夾雜、脫模操作不當(dāng)、遭遇沖擊等。民用飛機(jī)復(fù)合材料零件一般允許一定面積以下的分層存在，超過此范圍則需按偏離提交工程處理。若實(shí)際分層面積大于允許分層面積，則需要采用維修的方法(如安裝緊固件)防止分層擴(kuò)展及特制件補(bǔ)強(qiáng)等進(jìn)行處理。

1.2 孔隙率

孔隙是復(fù)合材料內(nèi)部常見的微小缺陷，評(píng)價(jià)孔隙的定量指標(biāo)是孔隙率。碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層壓板中孔隙率的大小對(duì)其力學(xué)性能有明顯影響。孔隙率超標(biāo)主要原因是固化過程中材料內(nèi)部的氣體未能及時(shí)排出，常常與層板厚度偏離、表面顏色異常等情形同時(shí)出現(xiàn)。

文獻(xiàn)[1-3]研究表明，孔隙的存在使得復(fù)合材料的層間剪切強(qiáng)度、拉伸/壓縮強(qiáng)度及模量等性能都不同程度下降，相對(duì)而言，孔隙率對(duì)復(fù)合材料的層間剪切強(qiáng)度影響較大，對(duì)拉伸/壓縮強(qiáng)度和模量的影響略小。文獻(xiàn)[3]提供了T300/914碳纖維環(huán)氧樹脂預(yù)浸布、纖維體積含量為58%的兩種典型鋪層相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，詳見圖1和圖2所示，其中鋪層A為[(±45)4/(0,90)/(±45)2]S，鋪層C為[(±45)/04/(0,90)/02]S。 在民用飛機(jī)復(fù)合材料零件制造過程中，一般允許局部區(qū)域出現(xiàn)1%～2%的孔隙率，超過此范圍則需按偏離提交工程處理。強(qiáng)度評(píng)估主要考慮兩方面的影響，一是孔隙率超標(biāo)使材料的許用值下降，在工作應(yīng)變基本不發(fā)生變化的情形下，結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度裕度下降；二是孔隙率超標(biāo)會(huì)降低層板的彈性模量，導(dǎo)致層板穩(wěn)定性、壓損等強(qiáng)度性能下降。

圖1 拉伸強(qiáng)度隨孔隙率變化[3]

圖2 剪切強(qiáng)度隨孔隙率變化[3]

2 外部缺陷

2.1 鋪層褶皺

鋪層褶皺是復(fù)合材料常見的外部缺陷，通常在模具對(duì)接位置出現(xiàn)，由模具對(duì)接縫間隙控制不當(dāng)造成。

圖3和圖4分別為某加筋壁板試制件鋪層褶皺外部視圖和剖切放大圖。圖3所示的鋪層褶皺高度為0.3mm，由圖4可以看出表面2層織物明顯彎曲，第3層單向帶也略微彎曲，第4層及以下鋪層未彎曲，發(fā)生彎曲的表面3層材料總厚度為0.63mm。

圖3 某加筋壁板纖維褶皺外部視圖

圖4 纖維褶皺區(qū)域剖切局部放大圖

鋪層褶皺對(duì)層壓板的壓縮承載能力影響巨大，文獻(xiàn)[4]給出了某碳纖維/環(huán)氧樹脂層壓板壓縮承載能力隨鋪層褶皺程度變化的曲線。圖5為典型纖維褶皺示意圖。圖6為鋪層褶皺對(duì)壓縮承載能力的影響。由圖6可以看出，凸起高度為蒙皮厚度20%時(shí)，層壓板承載能力下降了65%。

圖5 典型纖維褶皺示意圖

圖6 鋪層褶皺對(duì)壓縮承載能力的影響[4]

復(fù)合材料零件鋪層褶皺的工程處理，首先需對(duì)結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度進(jìn)行評(píng)估，主要考慮壓縮強(qiáng)度，如穩(wěn)定性、壓損及應(yīng)變失效等。若剩余強(qiáng)度能夠滿足結(jié)構(gòu)安全要求，則可以原樣使用，否則需采用修理的辦法進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)或者報(bào)廢。

2.2 凹陷

表面凹陷也是一種常見的缺陷，凹陷的起因主要有兩種，一是零件在固化過程中受到意外擠壓；二是固化后受到外部沖擊。第一類凹陷容易在缺陷位置出現(xiàn)樹脂不均勻的跡象，一般纖維沒有損傷，也不會(huì)出現(xiàn)分層，但局部區(qū)域可能會(huì)出現(xiàn)纖維彎曲；第二類凹陷則往往伴隨著纖維損傷和較大面積的分層。

兩種類型凹陷的工程處理方法差異較大，第一類凹陷主要考慮纖維彎曲對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力的影響，強(qiáng)度評(píng)估方法可參考鋪層褶皺的評(píng)估方法；第二類凹陷則需要根據(jù)凹陷面積、凹陷深度、無損檢測(cè)情況等進(jìn)行綜合評(píng)估。若損傷情況能夠被BVID沖擊損傷覆蓋，則可酌情允許繼續(xù)使用，否則需要采用修理的方法進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)或者報(bào)廢。需要強(qiáng)調(diào)的是若損傷情況不能被BVID沖擊損傷覆蓋，即使剩余強(qiáng)度裕度大于零，也不能原樣使用，理由是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)積木式試驗(yàn)不會(huì)對(duì)超出BVID以上的損傷按“疲勞載荷下?lián)p傷無擴(kuò)展或不發(fā)生有害擴(kuò)展、極限載荷下結(jié)構(gòu)不發(fā)生破壞”的要求進(jìn)行驗(yàn)證。

2.3 制孔缺陷

民用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)存在大量的緊固件連接，由于復(fù)合材料制孔較難且精度要求高，工人在操作時(shí)容易發(fā)生各種錯(cuò)誤，比較常見的有位置偏離、孔徑超差、锪窩過深等。

制孔位置偏離往往會(huì)導(dǎo)致緊固件釘邊距/端距和釘間距不足。設(shè)計(jì)原則一般要求的釘邊距和端距為不小于2.5d+1mm，釘間距為4d～6d，其中d為緊固件直徑。通常復(fù)合材料連接處的設(shè)計(jì)失效模式為釘孔擠壓，若出現(xiàn)釘邊距/端距或釘間距不足的問題，釘孔擠壓許用應(yīng)力可能下降，連接處的失效模式也可能發(fā)生變化。圖7給出了復(fù)合材料連接在面內(nèi)載荷作用下典型的失效模式，除釘孔擠壓破壞外，還有剪切破壞、拉伸破壞、劈裂-拉伸破壞等。文獻(xiàn)[5]介紹了這幾種失效模式的強(qiáng)度計(jì)算方法，文獻(xiàn)[6]則將緊固件邊距/端距與連接處的承載能力和失效模式關(guān)聯(lián)起來，便于工程處理，詳見圖8所示。

圖7 復(fù)合材料連接常見失效模式

圖8 復(fù)合材料連接的承載能力及失效模式與釘邊距/端距對(duì)應(yīng)關(guān)系

孔徑超差(包括橢圓孔)也是常見的制孔缺陷，對(duì)于孔徑超差的工程處理，一般是更換緊固件使之與超差孔徑相匹配。若孔徑過大或者缺乏與之匹配的緊固件，則此釘不安裝或者在周圍重新布置緊固件。上述處理措施可能會(huì)造成局部載荷重新分配、釘邊距/端距和釘間距不足、殘留空孔(復(fù)合材料零件一般不要求堵孔)等情形，強(qiáng)度評(píng)估時(shí)都應(yīng)予以考慮。局部載荷重新分配以及直徑大于6mm空孔的強(qiáng)度評(píng)估往往通過細(xì)化有限元模型分析來完成。

锪窩過深在制孔缺陷中也較為常見。锪窩過深發(fā)生在緊固件埋頭一側(cè)的零件上，工程處理主要對(duì)擠壓強(qiáng)度和拉脫強(qiáng)度進(jìn)行受影響評(píng)估。對(duì)于擠壓強(qiáng)度，一方面锪窩過深可能導(dǎo)致釘孔擠壓許用應(yīng)力下降，另一方面局部厚度減薄會(huì)導(dǎo)致釘孔擠壓工作應(yīng)力提高；對(duì)于拉脫強(qiáng)度，則主要考慮局部厚度減薄使得拉脫許用載荷下降。

3 結(jié)論

本文介紹了分層、孔隙率等內(nèi)部缺陷和鋪層褶皺、凹陷和制孔缺陷等外部缺陷的偏離情形、偏離原因及工程處理方法。近期國內(nèi)民用飛機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用發(fā)展極為迅速，應(yīng)盡快通過理論分析與試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法，建立標(biāo)準(zhǔn)化、可靠、易于實(shí)施的偏離處理規(guī)范。

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[2] 朱洪艷.孔隙對(duì)碳/環(huán)氧復(fù)合材料層壓板性能的影響與評(píng)價(jià)研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2010：44-69.

[3] 張阿櫻，張東興，等.碳纖維/環(huán)氧樹脂層壓板孔隙率及力學(xué)性能的試驗(yàn)表征[J].玻璃鋼/復(fù)合材料，2011(1)：24-28.

[4] F.C. Campbell. Structural Composite Materials[M]. 2010:398-399.

[5] Michael C.Y Niu. Composite Aircraft Structures[M]. 1992:289-293.

[6] Alan Baker, Stuart Dutton, Donald Kelly.Composite Material for Aircraft Structures[M].Second Edition, 2004: 338-340.

DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.04.023

Some General Out-of-tolerance and the Engineering Treatment for Laminated Composite Structures

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

The out-of-tolerance for composite structures is hardly to be avoided during manufacture and assembly. The engineers should give a correct and timely engineering treatment when the failure and rejection report are submitted. Some general out-of-tolerance for laminated composite structures is list in this paper. The delamination, porosity, fiber distortion, depression and incorrect drilling holes , the reason and the engineering treatment method of discrepancies are introduced.

composite; laminated structures; out-of-tolerance; engineering treatment; civil airplane

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.04.017

V222

A