為了滿足重量輕、強(qiáng)度高的要求，飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)以高強(qiáng)度鋁合金材料為主。隨著飛機(jī)服役時間的延長，疲勞載荷或應(yīng)力腐蝕效應(yīng)日趨明顯，鋁合金構(gòu)件產(chǎn)生塑性應(yīng)變集中，萌生裂紋，破壞正常傳力路徑，性能退化嚴(yán)重，甚至造成構(gòu)件斷裂，嚴(yán)重威脅飛行員的生命安全和任務(wù)的執(zhí)行。

 

　　目前，飛機(jī)金屬材料裂紋的修理方式仍以機(jī)械修理為主，包括在裂紋尖端打止裂孔或者在裂紋區(qū)域通過機(jī)械連接的方式添加金屬加強(qiáng)角盒。然而，機(jī)械修理存在機(jī)械連接不可達(dá)、修理周期不可控、修理增重等多種弊端。為解決上述復(fù)雜區(qū)域結(jié)構(gòu)裂紋損傷問題，需開發(fā)應(yīng)用新型飛機(jī)修理技術(shù)，其中，飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)復(fù)合材料膠接修復(fù)技術(shù)因其優(yōu)異的性能，具有廣闊的應(yīng)用前景。

　

　　復(fù)合材料膠接修復(fù)技術(shù)特點

 

　　針對飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋、腐蝕等典型損傷，傳統(tǒng)的機(jī)械修復(fù)通常是在損傷區(qū)域進(jìn)行打磨，并在裂紋尖端加工出防止裂紋進(jìn)一步擴(kuò)展的止裂孔，采用螺栓連接、鉚接等方法以金屬補(bǔ)片、加強(qiáng)角盒等對損傷區(qū)域進(jìn)行局部加強(qiáng)。然而，飛機(jī)構(gòu)件往往構(gòu)型復(fù)雜，裂紋擴(kuò)展路徑不規(guī)律，在形狀復(fù)雜區(qū)域機(jī)械連接修理的工藝性差；采用機(jī)械修復(fù)對構(gòu)件進(jìn)行鉆孔加工，不可避免地破壞了原有承載結(jié)構(gòu)和載荷傳遞路徑，在止裂孔周邊易產(chǎn)生應(yīng)力集中，有可能致使損傷部位的受力情況進(jìn)一步惡化。

 

　　復(fù)合材料膠接修復(fù)技術(shù)避免了機(jī) 械連接修復(fù)對原有金屬結(jié)構(gòu)造成二次破壞的問題。該技術(shù)是將已固化、半固化或者未固化的復(fù)合材料補(bǔ)片，通過膠接的方式粘接在待修復(fù)的結(jié)構(gòu)區(qū)域以實現(xiàn)局部加強(qiáng)，從而改善受力結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布，將損傷后的力學(xué)性能恢復(fù)到損傷之前，使其能夠繼續(xù)滿足飛機(jī)服役的需求。相較于傳統(tǒng)的機(jī)械連接修理方式，復(fù)合材料膠接修復(fù)技術(shù)具有獨到的優(yōu)點。

 

　　1.1 傳載能力

 

　　膠接修理同機(jī)械連接相比，有較高的載荷傳遞效率。如圖1所示，在機(jī)械連接修理過程中，由于緊固件安裝需要一定的邊距，通常為孔徑的2——3倍，導(dǎo)致跨越間隙處有一部分缺少緊固的區(qū)域。同時，由于裝配間隙的存在，飛機(jī)服役過程中在機(jī)身振動和外部載荷的作用下，緊固件有可能發(fā)生移動和轉(zhuǎn)動。

 

　　

 

　　圖1 等效搭接傳載示意圖

 

　　復(fù)合材料膠接接頭內(nèi)的載荷是通過整個結(jié)構(gòu)表面的剪切力進(jìn)行傳遞的。由于傳遞載荷面積大，膠粘劑遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于金屬緊固件的比剛度。傳遞的長度決定了載荷從損傷結(jié)構(gòu)傳遞至復(fù)合材料膠接補(bǔ)片的效率，小的傳遞長度等同于高的接頭剛度，傳輸長度隨膠粘劑厚度和剪切柔性而增大，因此，膠接需優(yōu)化膠層厚度及剪切強(qiáng)度。

　　

　　1.2 工藝實施性強(qiáng)

 

　　復(fù)合材料膠接修復(fù)通過補(bǔ)片對金屬損傷區(qū)域進(jìn)行加強(qiáng)修復(fù)，針對不同類型金屬損傷，可以針對性地開展損傷修復(fù)，工藝實施性強(qiáng)，與金屬角盒相比，高性能復(fù)合材料補(bǔ)片存在諸多優(yōu)點。

 

　　1）可設(shè)計性強(qiáng)。飛機(jī)金屬構(gòu)件損傷類型隨機(jī)性強(qiáng)，針對不同大小、形狀的金屬損傷，可以設(shè)計相應(yīng)的復(fù)合材料膠接補(bǔ)片。針對飛機(jī)不同承載，可以根據(jù)實際傳載方向進(jìn)行復(fù)合材料補(bǔ)片鋪層角度的設(shè)計，保證補(bǔ)片修復(fù)后載荷傳遞路徑不會發(fā)生突變，即保證零件承載方向的性能優(yōu)異。

 

　　2）抗疲勞性能強(qiáng)。得益于復(fù)合材料自身優(yōu)異的力學(xué)性能，采用復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修復(fù)后的金屬損傷結(jié)構(gòu)在循環(huán)載荷作用下具有高破壞應(yīng)變和耐久性，從而使金屬損傷結(jié)構(gòu)處于較高彈性應(yīng)變水平，補(bǔ)片破壞風(fēng)險較小。

 

　　3）優(yōu)異的可成型性。飛機(jī)零部件構(gòu)型復(fù)雜，在復(fù)雜外形情況下，金屬角盒往往需要根據(jù)零件圖紙進(jìn)行鈑金、鉗工加工，而復(fù)合材料膠接修復(fù)僅需人為進(jìn)行復(fù)合材料補(bǔ)片的裁剪、粘貼，成本更低，生產(chǎn)周期短，在外場保障中優(yōu)勢更為明顯。

 

　　4）表面處理要求低。金屬角盒通常需進(jìn)行陽極化等表面處理以保證環(huán)境可靠性。

　

　　2.1 膠接修復(fù)材料體系設(shè)計

 

　　航空構(gòu)件結(jié)構(gòu)形狀多樣，材料體系復(fù)雜，服役環(huán)境苛刻，對復(fù)合材料膠接修復(fù)材料體系有著嚴(yán)格的要求。補(bǔ)片作為膠接修復(fù)的主體材料，需要具備高的強(qiáng)度、剛度，在飛機(jī)金屬損傷維修工藝中，通常選用硼/環(huán)氧、 碳/環(huán)氧和玻璃纖維等復(fù)合材料作為補(bǔ)片。其中，硼/環(huán)氧材料是最早由澳大利亞空軍設(shè)計的材料體系，比強(qiáng)度高，比剛度高，與航空金屬材料熱匹配性能好，且避免了碳纖維復(fù)合材料的電化學(xué)腐蝕，是目前應(yīng)用最為廣泛的膠接補(bǔ)片材料。

 

　　膠粘劑則是將補(bǔ)片與待修復(fù)金屬構(gòu)件粘結(jié)在一起的核心材料，復(fù)合材料膠接修復(fù)的質(zhì)量主要受膠粘劑性能的影響。根據(jù)航空構(gòu)件使用要求，通常要求膠粘劑具備良好的抗疲勞性能、抗剪切性能和抗剝離性能。受限于航空裝配服役環(huán)境，膠粘劑還需要具備一定的油液耐受性和抗?jié)駸崂匣阅堋Ｄ壳俺Ｓ玫膹?fù)合材料膠粘劑通常包括兩類：一類為膠膜型膠粘劑，通常為丁腈系環(huán)氧樹脂材料，如AF130、AF126等，國產(chǎn)化的相關(guān)材料包括J-42、J-159等，這類材料可以在復(fù)合材料膠接過程中單獨使用，通常為中溫固化；另一類為雙組分膠粘劑，根據(jù)一定的體積或重量配比作為A-B膠混合使用，如SY-23B、J-48等。

 

　　在實際工程應(yīng)用中，一方面需要考慮膠粘劑材料自身的剪切強(qiáng)度、剝離強(qiáng)度等界面力學(xué)性能，另一方面需要分析膠接修復(fù)的固化工藝要求、環(huán)境限制等。由于航空服役環(huán)境極為惡劣，通常需要根據(jù)實際情況對膠粘劑進(jìn)行一定改性， 使其滿足特殊使用要求，如添加偶聯(lián)劑以提高膠粘強(qiáng)度，添加橡膠以提升膠粘層的韌性等。

　

　　2.2 補(bǔ)片設(shè)計

 

　　航空構(gòu)件損傷形式多樣，損傷位置、尺寸等隨機(jī)性強(qiáng)，在開展復(fù)合材料膠接修復(fù)過程中，通常需要根據(jù)實際損傷形式進(jìn)行個性化的補(bǔ)片設(shè)計，從而實現(xiàn)個性化修復(fù)。需要考慮的設(shè)計要素通常包括補(bǔ)片的尺寸、形狀以及鋪層角度。根據(jù)實驗和理論計算研究，補(bǔ)片的幾何尺寸對最終膠接修復(fù)質(zhì)量有著直接影響。

 

　　在裂紋長度一定的情況下，適當(dāng)增加補(bǔ)片的長度和寬度能夠有效提升結(jié)構(gòu)修復(fù)強(qiáng)度，補(bǔ)片的厚度和長度存在最佳配比，能夠?qū)崿F(xiàn)裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子最小化。由于復(fù)合材料通常由纖維進(jìn)行承載，因此在進(jìn)行補(bǔ)片鋪層設(shè)計時，通常將損傷結(jié)構(gòu)的最大受力方向作為纖維方向。慮及成本、補(bǔ)片重量、修復(fù)質(zhì)量等因素，通常補(bǔ)片的最大長度設(shè)置為裂紋長度的1倍，而厚度約為待修復(fù)金屬構(gòu)件厚度的二分之一。

 

　　為了避免補(bǔ)片邊緣位置發(fā)生應(yīng)力集中，補(bǔ)片的幾何形狀不應(yīng)太過特殊，根據(jù)應(yīng)力強(qiáng)度因子理論，通常選擇圓形、橢圓形、多邊形。其中，對于多邊形補(bǔ)片，在補(bǔ)片邊緣處應(yīng)當(dāng)設(shè)置足夠的圓角過渡。在補(bǔ)片體積相同的條件下，相較于增加面積，增加厚度可以使尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子下降約18%。

 

　　在補(bǔ)片邊緣的厚度方向，還應(yīng)當(dāng)設(shè)計一定錐度的楔形，實現(xiàn)從補(bǔ)片到待修復(fù)構(gòu)件在厚度方向上的均勻過渡，處理。另一種典型方法是先使用化學(xué)溶劑進(jìn)行表面清洗，去除影響粘接的各種外來物、氧化物、疏松層等，再對待修復(fù)表面進(jìn)行機(jī)械噴砂，最后采用硅烷耦合劑進(jìn)行處理。美國空軍已審查批準(zhǔn)的用于鋁合金連接構(gòu)件的表面處理方法為噴砂（硅烷）處理和使用磷酸陽極化抑制系統(tǒng)（PACS）的磷酸陽極化。

　

　　3.1 國內(nèi)應(yīng)用現(xiàn)狀

 

　　自20世紀(jì)70年代澳大利亞科學(xué)與技術(shù)研究中心的航空與海運研究所提出采用復(fù)合材料修復(fù)F-111戰(zhàn)斗機(jī)金屬部件的損傷斷裂破損理論和技術(shù)以來，國外在熱固化復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修復(fù)金屬結(jié)構(gòu)領(lǐng)域進(jìn)行了大量的理論與試驗驗證研究工作，使該技術(shù)進(jìn)入工程實用階段，已廣泛應(yīng)用于軍民 用飛機(jī)和艦船等損傷結(jié)構(gòu)的修復(fù)中。這些國家已經(jīng)研制出性能優(yōu)異且工程實用的金屬基體表面處理工藝與設(shè)備，如磷酸包容系統(tǒng)等，以及多種適用于不同環(huán)境下的高性能膠粘劑和復(fù)合材 料補(bǔ)片材料，性能穩(wěn)定的后固化與檢測設(shè)備，并制定了規(guī)范化的修補(bǔ)工藝、尺寸與鋪層參數(shù)選取技術(shù)等。

 

　　20世紀(jì)90年代，我國研究機(jī)構(gòu)聯(lián)合希臘首次實現(xiàn)了該技術(shù)對某型飛機(jī)平尾腐蝕區(qū)域的修理，但修理材料、設(shè)備均由外方提供。迄今為止，受修復(fù)原材 料、部分修復(fù)技術(shù)以及工藝設(shè)備的限制，國內(nèi)復(fù)合材料修復(fù)金屬結(jié)構(gòu)技術(shù)仍未實現(xiàn)大規(guī)模工程應(yīng)用。

 

　　澳大利亞空軍對F-111飛機(jī)機(jī)翼下蒙皮筋條與輔助梁的連接區(qū)域產(chǎn)生的48mm穿透性裂紋進(jìn)行的膠接修復(fù)如圖2所示，采用硼/環(huán)氧補(bǔ)片配合FM73膠進(jìn)行了多次固化。修復(fù)后應(yīng)力降低30%以上，該飛機(jī)累計飛行了665.9h，沒有任何脫膠、退化或者補(bǔ)片下方裂紋擴(kuò)展的情況，在其退役后對修復(fù)機(jī)翼進(jìn)行了長達(dá)8074.4h的全尺寸疲勞試驗，沒有發(fā)現(xiàn)裂紋擴(kuò)展或者修理的退化。

 

　　

 

　　圖2 F-111飛機(jī)修理部位示意

 

　　美國空軍針對F/A-18飛機(jī)Y470.5中央機(jī)身隔框的高曲率區(qū)域裂紋（見圖3），選用FM300-2環(huán)氧——腈膠膜及其復(fù)合材料進(jìn)行了膠接修復(fù)，修復(fù)后在典型環(huán)境下構(gòu)件的全尺寸疲勞試驗件關(guān)鍵區(qū)域應(yīng)力降低21%，疲勞性能提升4.5倍。

 

　　

　　圖3 F/A-18飛機(jī)修復(fù)部位示意

 

　　針對C-5A飛機(jī)機(jī)身上部后段7079-T6鋁合金蒙皮的多處細(xì)小裂紋（25——50mm），圣安東尼奧空軍后勤中心對機(jī)身站位1700和1784處進(jìn)行了復(fù)合材料膠接修復(fù)。選用2024-T3鋁板和單相S玻璃纖維/環(huán)氧材料構(gòu)成的混合層壓板，基于修理后裂紋尖端k值進(jìn)行了補(bǔ)片設(shè)計及修復(fù)，降低了裝配應(yīng)力和T形尾翼彎矩引起的裂紋擴(kuò)展，避免了整塊蒙皮更換問題，將含裂紋結(jié)構(gòu)的C-5A飛機(jī)延長了一倍壽命期。

 

　　美國空軍研究實驗室對F-16左機(jī)翼下蒙皮燃油通氣孔前面和后面的裂紋進(jìn)行了修復(fù)（見圖4），基于嚴(yán)重載荷譜理論設(shè)計并安裝了硼/環(huán)氧膠接補(bǔ)片，該飛機(jī)在修復(fù)后的11800FH內(nèi)沒有出現(xiàn)補(bǔ)片的脫膠或分層擴(kuò)展跡象。自1993年進(jìn)行首次修復(fù)以來，美國、荷蘭、丹麥等國的F-16飛機(jī)累計安裝了20個膠接修理補(bǔ)片，迄今未發(fā)生修復(fù)損傷。

 

　　

 

　　圖4 F-16飛機(jī)修理部位示意

 

　　在民航方面，美國波音商用飛機(jī)公司對波音747-300飛機(jī)的機(jī)身搭接接頭、機(jī)翼前緣、后緣襟翼和發(fā)動機(jī)反推罩等9個區(qū)域進(jìn)行了復(fù)合材料膠接補(bǔ)片修理，據(jù)美國DSTO調(diào)查報告顯示，該機(jī)自修復(fù)以后安全服役了37000FH，進(jìn)行了7020FC，仍能保持原來修補(bǔ)的完整性。

 

　　美國桑迪亞實驗室對DC-10/MD11飛機(jī)機(jī)身的一般性鉚釘機(jī)械修理工藝進(jìn)行了替換，對框、縱梁和其他次要結(jié)構(gòu)元件設(shè)計了玻璃纖維復(fù)合材料加強(qiáng)件，裂紋擴(kuò)展分析顯示，復(fù)材加強(qiáng)件使得結(jié)構(gòu)的安全極限增大了45倍。首次進(jìn)行復(fù)材維修的DC-10/MD-11飛機(jī)的60天、6個月和1年的監(jiān)測顯示中沒有出現(xiàn)損傷擴(kuò)展現(xiàn)象，目前復(fù)材膠接工藝已編入DC-10飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理手冊。

 

　　美國聯(lián)邦航空局聯(lián)合Sandia國家實驗室開展了民航飛機(jī)艙門拐角的復(fù)合材料修復(fù)研究，對L-1011飛機(jī)的P旅客艙門環(huán)繞結(jié)構(gòu)的前、上拐角安裝了硼/環(huán)氧加強(qiáng)件，替代了傳統(tǒng)的鉚接修復(fù)，試驗測得修復(fù)后極限破壞載荷達(dá)到了原有構(gòu)件載荷的3.5倍。該飛機(jī)修復(fù)后恢復(fù)了跨大西洋飛行能力，并在服役后的第45天、6個月和1年進(jìn)行了檢測，未發(fā)現(xiàn)修理有任何缺陷。這一修復(fù)技術(shù)的成功開展推動了復(fù)合材料加強(qiáng)技術(shù)正式被引入美國民航飛機(jī)維修計劃。

　　

　　3.2 國內(nèi)應(yīng)用現(xiàn)狀

 

　　國內(nèi)首次具有演示驗證性質(zhì)的采用復(fù)合材料維修飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)的修理實踐于1999年7月進(jìn)行，海軍航空兵某部一架長期駐守沿海機(jī)場的殲8I型飛機(jī)采用硼/環(huán)氧復(fù)合材料對兩個水平尾翼的LC9鋁合金腐蝕損傷進(jìn)行了修復(fù)加強(qiáng)。

 

　　某研究所對海軍某型飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)腐蝕損傷進(jìn)行了復(fù)合材料高效原位補(bǔ)強(qiáng)修理，針對中央翼端肋與發(fā)動機(jī)短艙連接部分的上壁板蒙皮腐蝕損傷，根據(jù)等剛度原則進(jìn)行了補(bǔ)片設(shè)計，采用國產(chǎn)化單向碳纖維預(yù)浸料配合J-150中低溫固化膠進(jìn)行修復(fù)，如圖5所示。

 

　　

 

　　圖5 修復(fù)部位示意

 

　　國內(nèi)某重點實驗室針對某型飛機(jī)2A12鋁合金孔邊剝蝕腐蝕進(jìn)行了損傷修理研究，使用1500型碳纖維預(yù)浸料配合J-150修補(bǔ)膠進(jìn)行了貼補(bǔ)加強(qiáng)，修復(fù)后構(gòu)件平均疲勞壽命恢復(fù)175%。

　　

　　近年來，損傷飛機(jī)結(jié)構(gòu)維修及老齡化飛機(jī)延壽一直是制約我國空軍戰(zhàn)斗力持續(xù)生成的瓶頸問題，對于飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)的修理和延壽工藝有著強(qiáng)烈的理論研 究和工程實施需求。

 

　　復(fù)合材料膠接修補(bǔ)方法最早由澳大利亞空軍和美國海軍研究實驗室提出，經(jīng)過幾十年的發(fā)展，該技術(shù)在國外已經(jīng)成功運用于各型軍民用飛機(jī)的結(jié)構(gòu)修理中。由于技術(shù)保密封鎖等原因，我國仍需依靠自己的力量進(jìn)行探索與研究。目 前該技術(shù)在我國軍用飛機(jī)航空修理領(lǐng)域的應(yīng)用還不夠普遍，尚未建立完整的設(shè)計評定標(biāo)準(zhǔn)。

 

　　目前，復(fù)合材料膠接修復(fù)飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)仍存在諸多有待突破的技術(shù)難點，包括特定服役環(huán)境和施工現(xiàn)場下的材料體系及修復(fù)工藝；隱身吸波等特殊涂層表面的修復(fù)工藝；復(fù)合材料補(bǔ)片尺寸、形狀、鋪層角度的參數(shù)化設(shè)計及優(yōu)化理論；外場戰(zhàn)傷搶修快速固化膠接修復(fù)工藝等。盡快開展復(fù)合材料膠接修復(fù)飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)的理論分析及實驗研究，研發(fā)相關(guān)工藝設(shè)備，并盡快實現(xiàn)該技術(shù)的大規(guī)模工程化應(yīng)用，對于提升空軍戰(zhàn)斗力、保障國家空天安全有著重要意義。