一種蒙皮修補方案對夾層結構壓縮性能的影響

摘 要：文章介紹了一種蒙皮修補方案對蜂窩夾層結構壓縮性能的不利影響，采用在蜂窩夾層結構的上面板中置入分層缺陷，并采用貼補片補強的方法，測試該試驗件的抗壓性能。結果表明：該修補方式會導致蜂窩夾層結構典型壓縮試驗件抗壓性能的降低。

關鍵詞：蜂窩夾層；分層；修補

蜂窩夾層結構是復合材料的一種特殊類型[1]。蜂窩夾層結構通常是由比較薄的面板與比較厚的芯子膠接而成[2]。一般面板采用強度和剛度比較高的材料，芯子采用密度比較小的材料，如蜂窩芯、泡沫芯、波紋板芯等。蜂窩夾層結構具有比強度和比剛度高的優點，可以充分發揮材料的抗彎強度和抗彎剛度，比傳統結構減重10%～30%[3]。夾層結構具有重量輕、彎曲剛度及強度大、抗失穩能力強、耐疲勞、吸音、隔熱等優點，因此在飛行器結構上得到了廣泛應用，對結構減重有良好的效果。然而復合材料層間強度低，抗沖擊性能差的固有缺點導致在制造和使用過程中不可避免的會存在缺陷或損傷，所有復合材料的損傷以及受損結構的修補問題得到了國內外專家及研究者的廣泛關注。然而目前在這方面的研究中，絕大部分是理論上的研究，不針對特定結構，能針對典型結構給出指導性的修補方案的研究還比較少，文章通過試驗研究了一種針對蒙皮的修補方案對蜂窩夾層結構抗壓性能的影響。

1 試驗件結構特點及損傷情況

試驗件示意圖見圖1，主要由下蒙皮、膠粘劑、蜂窩芯、膠粘劑、上蒙皮組成。試驗件平面尺寸為500mm×500mm，面板材料為T300/BA9913預浸料：含膠量為31±2%，固化后單層厚度為0.125mm，由中航復合材料有限責任公司生產，上下面板鋪層為[-45/0/45/90]s；芯材材料為芳綸紙蜂窩芯材（NRH-2-48（0.05）），蜂窩高度6mm：由中航復合材料有限責任公司生產；上下面板與蜂窩芯材之間的膠膜為J-272C膠膜：厚度（0.25±0.02）mm，面密度：（300±30）g/m2，紗網載體膠膜，黑龍江石化所。

模擬分層缺陷采用預制缺陷的方法，即在鋪疊預浸料過程中，按表1規定的位置、尺寸預先在上蒙皮置入兩層無孔聚四氟乙烯薄膜，缺陷位置及補強片位置示意圖見圖2。蒙皮修補方式采用貼補法補強，補強面板材料為T300/BA9913預浸料，鋪層為[90/+45/0/-45]，補強材料與試驗件面板膠接采用J-272B膠膜：厚度（0.18±0.02）mm，面密度：（220±30）g/m2，紗網載體膠膜，黑龍江石化所。補強材料貼補在上面板靠近蜂窩一側。預制缺陷及補強片和上蒙皮的剖面示意圖見圖3。

試驗件分組見表1。

2 試驗件制造

其工藝過程如圖4所示。

上蒙皮固化工藝為：室溫抽真空，加壓≥0.4MPa后，升溫至120℃，保溫2小時，降溫至70℃以下卸壓。0.5℃/min≤升溫速率≤1.5℃/min，降溫速率≤1.5℃/min。

膠接共固化工藝為：室溫抽真空，加壓≥0.3MPa后，升溫至85℃，保溫0.5小時，升溫至120℃，保溫2小時，降溫至70℃以下卸壓。0.5℃/min≤升溫速率≤1.5℃/min，降溫速率≤1.5℃/min。

3 試驗結果及分析

對五種不同的類型的典型壓縮試驗件進行了壓縮試驗測試，其試驗結果見表2。

從圖5可以看出，試驗件的應變-載荷曲線都是呈線性的。從表2的試驗結果可以看出：

（1）B組的平均抗壓力比A組低6%，C組的平均抗壓力與A組低0.9%，說明面板置入分層缺陷后，抗壓力降低，置入的分層缺陷尺寸越大，抗壓力降低的越顯著。

（2）D組的抗壓力比C組低11.1%，E組的抗壓力比B組低20%，主要原因可能是由于上面板貼補強片后，補強片與蜂窩膠接的區域蜂窩發生變形，導致試驗件整體抗壓性能降低。

對破壞后的典型壓縮試驗件進行無損檢測，發現面板的分層缺陷尺寸保持原來的大小，面板也未發現新的缺陷，初步判斷試驗件的破壞方式為蜂窩破壞。

4 結束語

該修補方式會導致蜂窩夾層結構典型壓縮試驗件抗壓性能的降低。

復合材料有著巨大的發展潛力，但我們也應該看到其面臨的各種難題，并不斷努力使其盡快完善起來。

參考文獻

[1]美國軍用手冊 MIL-HDBK-17F 聚合物基復合材料的使用、設計和分析[S].國防科技工業標準化研究中心，2004.

[2]負欽東.復合材料在飛機上的應用與修理[J].民航科技，2009，3：114-116.

[3]梁春生.蜂窩夾層結構復合材料膠接共固化工藝技術研究[J].航空制造技術，2014.

作者簡介：臺元月（1982，12-），女，山東諸城人，碩士，漢族，中航復合材料有限責任公司，工程師，研究方向：先進復合材料制造技術。