復合材料結構垂尾翼尖損傷挖補修復技術研究

王雪，邱蕾蕾

（國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖 241007）

0 引言

復合材料具有比強度高、比模量大、可設計性好、易于實現結構功能一體化等優點，因而在飛機設計上得到廣泛應用[1]。復合材料在飛機上的用量和應用部位已經成為飛機結構先進性的重要指標之一[2]。大量的復合材料應用到飛機結構設計中，不僅減輕了飛機機身的質量，也改善了飛機飛行性能。然而復合材料結構也存在缺陷和損傷，這將大大降低結構的承載能力。飛機在服役期間由于很多自然因素和人為的因素，會不可避免地受到一些沖擊，例如意外撞擊、鳥撞、冰雹等將導致復合材料結構的損壞[3-5]。損傷若沒有及時采取措施對其進行修理，將有可能造成不可想象的后果。因此，修理材料損傷已成為復合材料技術的重要研究內容之一，對提高飛機結構性能和飛行安全性，降低運營成本具有重要意義[7]。復合材料結構修理的方法有很多，但是膠接修理成為飛機復合材料結構修理的主要方法[8]，膠接修理又分為挖補法與貼補法兩種。挖補修理是先把復合材料損傷部位挖掉再填補新的材料，修理工序較為復雜，修理后結構強度恢復率較高，表面具有良好的氣動性能[9-10]。本文以某型飛機垂尾翼尖玻璃纖維增強樹脂基復合材料層板為研究對象，為了保證維修結構的強度、載荷傳遞和原有氣動外形等，設計合理維修方案，針對修理材料選擇和修理結構有效性進行研究分析，開發適用于某機型復合材料結構垂尾翼尖損傷維修工藝技術。

1 試驗過程

1.1 復合材料層板制備

層板制備選用與某型飛機垂尾翼尖制造材料相同的SW220A/5222玻璃纖維增強樹脂預浸料，采用熱壓罐制備層板，固化制度如圖1所示。

圖1 層板制備固化制度

1.2 維修方案設計

某飛機垂尾在檢修期發現服役過程中損傷形式都較為嚴重，為了保證修理后結構的強度、載荷平滑傳遞和原有氣動外形等性能達到適航要求，因此，設計采用膠接挖補修理技術對損傷結構進行修理。修理材料選擇：復合材料結構修理中修理材料選擇理論上應與本體材料相一致，從而保持其力學性能、介電常數及物理性能等不發生較大的變化。但由于樹脂5222屬高溫固化體系，不僅外場施工難度大（如固化溫度達不到或溫度分布不均勻導致不能完全固化等問題），且對修理周圍未損傷結構變化影響帶來不確定影響，最終影響修理結構質量。因此，為了避免上述影響，本實驗選取一種中溫固化樹脂體系SW220A/3218的玻璃纖維增強樹脂預浸料作為修復材料。試樣損傷尺寸為25 mm，修理結構示意圖如圖2所示。

圖2 修理結構示意圖

1.3 拉伸性能測試

拉伸性能測試依據ASTM D3039《聚合物基復合材料拉伸性能標準試驗方法》標準進行測試。試樣形狀和尺寸如圖3所示。拉伸性能測試試樣件分別為完好試驗件、損傷試驗件、膠接挖補玻璃纖維預浸料修理試樣（又稱干法修理）、膠接挖補玻璃纖維織物和樹脂混合修理試樣（又稱濕法修理）各5件，共20件。

圖3 拉伸試樣尺寸

1.4 彎曲性能測試

彎曲性能測試依據ASTM D7264《聚合物基復合材料彎曲性能標準試驗方法》標準進行測試。試樣形狀和尺寸如圖4所示，試驗件加載示意圖如圖5所示。跨厚比L∶h=32∶1。彎曲性能測試試樣件同樣分別為完好試驗件、損傷試驗件、膠接挖補玻璃纖維預浸料修理試樣（又稱干法修理）、膠接挖補玻璃纖維織物和樹脂混合修理試樣（又稱濕法修理）各5件，共20件。

圖4 彎曲試樣形狀

圖5 彎曲試驗件加載示意圖

1.5 復合材料試樣修理

1.5.1 復合材料層壓板損傷去除

復合材料損傷去除是膠接挖補修理的第一步，也是至關重要的一道工序，損傷去除質量將直接影響挖補修復效果。基于預浸料固化后單層厚度約為0.21 mm，本試驗采用打磨機進行損傷去除，打磨后試驗件如圖6、圖7所示。

圖6 層板拉伸打磨試驗件

圖7 層板彎曲打磨試驗件

1.5.2 補片制作、封裝和固化

修理材料鋪層角度與原試驗件材料鋪層角度一致，且在逐層完成鋪層后，在表面附加一層加強層，修復材料的裁剪形狀與打磨形狀保持一致。

鋪貼修復材料前需將待修復表面采用丙酮進行除油處理，并干燥5～10 min。采用預浸料修復的試驗件，需在打磨區域鋪貼膠膜SY-24C，其鋪貼面積大小要比實際修復面積稍大。在常溫條件下，SY-24C膠膜黏性較小，不易與待修復表面相粘，故在鋪貼SY-24C膠膜的過程中需采用吹風機對膠膜進行適當加熱并用刮板刮平，使膠膜與原試驗件緊緊相粘。采用玻璃纖維修復的試驗件，需按工藝要求配制J-168結構膠，玻璃纖維鋪貼時，先在其表面刷涂一層薄薄的J-168結構膠，并用刮板將玻璃纖維刮平，確保結構膠完全浸潤玻璃纖維，防止出現貧膠區域。

真空袋在挖補試驗件固化過程中主要起到密封作用，真空度的高低直接影響著挖補試驗件的力學性能。封裝真空袋的輔助材料包括真空袋、脫模布、電熱毯及透氣氈等，材料鋪放順序示意圖如圖8所示。

圖8 真空袋封裝示意圖

預浸料挖補修理試驗件固化程序為：以升溫速率小于2 ℃/min，升溫至80 ℃±5 ℃，保持20 min；升溫速率小于2 ℃/min，升溫至130 ℃，保溫90 min；降溫速率小于1 ℃/min，降溫至50 ℃。

玻璃纖維挖補修理試驗件固化程序為：以升溫速率小于2 ℃/min，升溫至75 ℃±5 ℃，保持120 min；降溫速率小于1 ℃/min，降溫至50 ℃。

復合材料層壓板經熱補儀修復固化后如圖9所示，試驗件固化后需對左右二側的殘余固化膠進行清理。同時，采用Masterscan 380 超聲波探測儀對復合材料挖補試驗件進行檢測，經檢測無分層、脫粘等缺陷，修復效果較好。

圖9 復合材料挖補試驗件固化后示意圖

2 結果及討論

2.1 拉伸性能

本試驗采用鋁片作為加強片，加強片長寬均為56 mm，膠粘劑為J-349，80 ℃固化120 min。

拉伸試驗設備為微機控制電子萬能試驗機，如圖10所示，拉伸強度按式（1）進行計算：

圖10 拉伸試驗示意圖

式中：Ftu為拉伸強度，MPa；Pmax為最大應力，N；A為試驗前測得的試樣實際橫截面積。測試結果如圖11所示。

圖11 拉伸測試結果

從圖11中可以看出，完好試樣的拉伸強度均值為507.8 MPa。損傷試樣的拉伸強度與完好試樣相比顯著降低，拉伸強度均值僅為319.6 MPa；采用干法和濕法修理的試樣拉伸強度得到了一定程度的提高，且干法修理試樣的拉伸強度高于濕法修理試樣的拉伸強度；干法修理試樣的拉伸強度均值為465.6 MPa，恢復至完好試樣的91.69%；濕法修理試樣的拉伸強度均值為405 MPa，恢復至完好試樣的79.76%。在維修要求中滿足修理后結構的拉伸強度不小于400 MPa，因此這兩種方法修理的試樣的拉伸強度均滿足要求。

2.2 彎曲性能

彎曲性能測試采用三點彎曲測試，如圖12所示，彎曲強度為

圖12 彎曲試驗示意圖

式中：σ為跨中外表面應力，MPa；P為作用力，N；L為支持跨距，mm；b為梁的寬度，mm；h為梁的厚度，mm。

測試結果如圖13所示，從圖中可以看出，完好試樣的彎曲強度均值為511.4 MPa。損傷試樣的彎曲強度顯著降低，彎曲強度為191.4 MPa；采用干法和濕法修理后試樣的彎曲強度得到升高，且干法修理試樣的彎曲強度高于濕法修理試樣的彎曲強度；干法修理試樣的彎曲強度均值為413.2 MPa，恢復至完好試樣的80.80%；濕法修理試樣的彎曲強度為356 MPa，恢復至完好試樣的69.61%。在結構修理中要求修理結構的彎曲強度不小于380 MPa，因此，只有干法修理試樣的彎曲強度滿足結構修理彎曲強度恢復要求。

圖13 彎曲測試結果

3 結語

針對某機型復合材料結構垂尾翼尖在服役過程中受到強氣流沖擊或沙粒等外來物撞擊下，發生風蝕、纖維斷裂、掉塊、凹坑和分層等損傷，需在大修期間進行永久性修理，本文針對修理材料、結構特性及損傷類型進行分析，設計維修方案，制備了與垂尾翼尖材料和鋪層結構相同層板，采用干法和濕法對損傷結構進行了修理，并對完好試樣、損傷試樣、干法修理試樣和濕法修理試樣的拉伸強度和彎曲強度進行了測試，結果表明如下。

1）完好試樣的拉伸強度為507.8 MPa，損傷試樣的拉伸強度為319.6 MPa，相對完好試樣強度降低了37.06%；采用干法修理試樣的拉伸強度為465.6 MPa，拉伸強度恢復為完好試樣的91.69%；濕法修理試樣的拉伸強度為391 MPa，拉伸強度恢復為完好試樣的79.76%。

2）完好試樣的彎曲強度為511.4 MPa，損傷試樣的彎曲強度為191.4 MPa，相對完好試樣強度降低了62.57%；采用干法修理試樣的彎曲強度為413.2 MPa，彎曲強度恢復為完好試樣的80.80%；濕法修理試樣的彎曲強度為356 MPa，彎曲強度恢復為完好試樣的69.61%。

3）根據對某機型復合材料結構垂尾翼尖損傷修理要求拉伸強度不小于400 MPa，彎曲強度不小于380 MPa，因此干法修理可滿足某機型復合材料結構垂尾翼尖修理強度需求。