隨著復(fù)合材料技術(shù)的不斷突破，復(fù)合材料膠接修復(fù)技術(shù)在飛機金屬結(jié)構(gòu)修理中獲得了越來越廣泛的應(yīng)用。本文總結(jié)了該技術(shù)的主要特點及其關(guān)鍵點，詳細論述了該技術(shù)在軍機、民機上的應(yīng)用情況，闡述了目前國內(nèi)復(fù)合材料膠接修復(fù)飛機金屬結(jié)構(gòu)的應(yīng)用現(xiàn)狀，并對該技術(shù)未來的發(fā)展方向進行了展望。

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引言

為了滿足重量輕、強度高的要求，飛機金屬結(jié)構(gòu)以高強度鋁合金材料為主。隨著飛機服役時間的延長，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，性能退化嚴重，甚至造成構(gòu)件斷裂，嚴重威脅飛行員的生命安全和任務(wù)的執(zhí)行。
目前，飛機金屬材料裂紋的修理方式仍以機械修理為主，包括在裂紋尖端打止裂孔或者在裂紋區(qū)域通過機械連接的方式添加金屬加強角盒。然而，機械修理存在機械連接不可達、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)用新型飛機修理技術(shù)，其中，飛機金屬結(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。

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復(fù)合材料膠接修復(fù)技術(shù)特點

針對飛機結(jié)構(gòu)裂紋、腐蝕等典型損傷，傳統(tǒng)的機械修復(fù)通常是在損傷區(qū)域進行打磨，并在裂紋尖端加工出防止裂紋進一步擴展的止裂孔，采用螺栓連接、鉚接等方法以金屬補片、加強角盒等對損傷區(qū)域進行局部加強。然而，飛機構(gòu)件往往構(gòu)型復(fù)雜，裂紋擴展路徑不規(guī)律，在形狀復(fù)雜區(qū)域機械連接修理的工藝性差；采用機械修復(fù)對構(gòu)件進行鉆孔加工，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一步惡化。
復(fù)合材料膠接修復(fù)技術(shù)避免了機 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，從而改善受力結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布，將損傷后的力學性能恢復(fù)到損傷之前，使其能夠繼續(xù)滿足飛機服役的需求。相較于傳統(tǒng)的機械連接修理方式，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

膠接修理同機械連接相比，有較高的載荷傳遞效率。如圖1所示，在機械連接修理過程中，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，飛機服役過程中在機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)表面的剪切力進行傳遞的。由于傳遞載荷面積大，膠粘劑遠遠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度。

1.2 工藝實施性強

復(fù)合材料膠接修復(fù)通過補片對金屬損傷區(qū)域進行加強修復(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，與金屬角盒相比，高性能復(fù)合材料補片存在諸多優(yōu)點。
1）可設(shè)計性強。飛機金屬構(gòu)件損傷類型隨機性強，針對不同大小、形狀的金屬損傷，可以設(shè)計相應(yīng)的復(fù)合材料膠接補片。針對飛機不同承載，可以根據(jù)實際傳載方向進行復(fù)合材料補片鋪層角度的設(shè)計，保證補片修復(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。得益于復(fù)合材料自身優(yōu)異的力學性能，采用復(fù)合材料補片膠接修復(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，補片破壞風險較小。3）優(yōu)異的可成型性。飛機零部件構(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)零件圖紙進行鈑金、鉗工加工，而復(fù)合材料膠接修復(fù)僅需人為進行復(fù)合材料補片的裁剪、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。金屬角盒通常需進行陽極化等表面處理以保證環(huán)境可靠性。

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復(fù)合材料膠接修復(fù)關(guān)鍵技術(shù)

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)材料體系有著嚴格的要求。補片作為膠接修復(fù)的主體材料，需要具備高的強度、剛度，在飛機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)合材料的電化學腐蝕，是目前應(yīng)用最為廣泛的膠接補片材料。
膠粘劑則是將補片與待修復(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?。目前常用的?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度、剝離強度等界面力學性能，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)劑以提高膠粘強度，添加橡膠以提升膠粘層的韌性等。

2.2 補片設(shè)計

航空構(gòu)件損傷形式多樣，損傷位置、尺寸等隨機性強，在開展復(fù)合材料膠接修復(fù)過程中，通常需要根據(jù)實際損傷形式進行個性化的補片設(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，適當增加補片的長度和寬度能夠有效提升結(jié)構(gòu)修復(fù)強度，補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)力強度因子最小化。由于復(fù)合材料通常由纖維進行承載，因此在進行補片鋪層設(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、補片重量、修復(fù)質(zhì)量等因素，通常補片的最大長度設(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。為了避免補片邊緣位置發(fā)生應(yīng)力集中，補片的幾何形狀不應(yīng)太過特殊，根據(jù)應(yīng)力強度因子理論，通常選擇圓形、橢圓形、多邊形。其中，對于多邊形補片，在補片邊緣處應(yīng)當設(shè)置足夠的圓角過渡。在補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)力強度因子下降約18%。在補片邊緣的厚度方向，還應(yīng)當設(shè)計一定錐度的楔形，實現(xiàn)從補片到待修復(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溶劑進行表面清洗，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)表面進行機械噴砂，最后采用硅烷耦合劑進行處理。美國空軍已審查批準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。

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復(fù)合材料修復(fù)飛機金屬應(yīng)用現(xiàn)狀

3.1 國內(nèi)應(yīng)用現(xiàn)狀

自20世紀70年代澳大利亞科學與技術(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)合材料補片膠接修復(fù)金屬結(jié)構(gòu)領(lǐng)域進行了大量的理論與試驗驗證研究工作，使該技術(shù)進入工程實用階段，已廣泛應(yīng)用于軍民 用飛機和艦船等損傷結(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)范化的修補工藝、尺寸與鋪層參數(shù)選取技術(shù)等。
20世紀90年代，我國研究機構(gòu)聯(lián)合希臘首次實現(xiàn)了該技術(shù)對某型飛機平尾腐蝕區(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飛機機翼下蒙皮筋條與輔助梁的連接區(qū)域產(chǎn)生的48mm穿透性裂紋進行的膠接修復(fù)如圖2所示，采用硼/環(huán)氧補片配合FM73膠進行了多次固化。修復(fù)后應(yīng)力降低30%以上，該飛機累計飛行了665.9h，沒有任何脫膠、退化或者補片下方裂紋擴展的情況，在其退役后對修復(fù)機翼進行了長達8074.4h的全尺寸疲勞試驗，沒有發(fā)現(xiàn)裂紋擴展或者修理的退化。

圖2? F-111飛機修理部位示意美國空軍針對F/A-18飛機Y470.5中央機身隔框的高曲率區(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飛機修復(fù)部位示意針對C-5A飛機機身上部后段7079-T6鋁合金蒙皮的多處細小裂紋（25～50mm），圣安東尼奧空軍后勤中心對機身站位1700和1784處進行了復(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值進行了補片設(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飛機延長了一倍壽命期。美國空軍研究實驗室對F-16左機翼下蒙皮燃油通氣孔前面和后面的裂紋進行了修復(fù)（見圖4），基于嚴重載荷譜理論設(shè)計并安裝了硼/環(huán)氧膠接補片，該飛機在修復(fù)后的11800FH內(nèi)沒有出現(xiàn)補片的脫膠或分層擴展跡象。自1993年進行首次修復(fù)以來，美國、荷蘭、丹麥等國的F-16飛機累計安裝了20個膠接修理補片，迄今未發(fā)生修復(fù)損傷。

圖4? F-16飛機修理部位示意在民航方面，美國波音商用飛機公司對波音747-300飛機的機身搭接接頭、機翼前緣、后緣襟翼和發(fā)動機反推罩等9個區(qū)域進行了復(fù)合材料膠接補片修理，據(jù)美國DSTO調(diào)查報告顯示，該機自修復(fù)以后安全服役了37000FH，進行了7020FC，仍能保持原來修補的完整性。美國桑迪亞實驗室對DC-10/MD11飛機機身的一般性鉚釘機械修理工藝進行了替換，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)合材料加強件，裂紋擴展分析顯示，復(fù)材加強件使得結(jié)構(gòu)的安全極限增大了45倍。首次進行復(fù)材維修的DC-10/MD-11飛機的60天、6個月和1年的監(jiān)測顯示中沒有出現(xiàn)損傷擴展現(xiàn)象，目前復(fù)材膠接工藝已編入DC-10飛機結(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艙門拐角的復(fù)合材料修復(fù)研究，對L-1011飛機的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)后極限破壞載荷達到了原有構(gòu)件載荷的3.5倍。該飛機修復(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)合材料加強技術(shù)正式被引入美國民航飛機維修計劃。

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)合材料維修飛機金屬結(jié)構(gòu)的修理實踐于1999年7月進行，海軍航空兵某部一架長期駐守沿海機場的殲8I型飛機采用硼/環(huán)氧復(fù)合材料對兩個水平尾翼的LC9鋁合金腐蝕損傷進行了修復(fù)加強。?
某研究所對海軍某型飛機金屬結(jié)構(gòu)腐蝕損傷進行了復(fù)合材料高效原位補強修理，針對中央翼端肋與發(fā)動機短艙連接部分的上壁板蒙皮腐蝕損傷，根據(jù)等剛度原則進行了補片設(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2A12鋁合金孔邊剝蝕腐蝕進行了損傷修理研究，使用1500型碳纖維預(yù)浸料配合J-150修補膠進行了貼補加強，修復(fù)后構(gòu)件平均疲勞壽命恢復(fù)175%。

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結(jié)束語

近年來，損傷飛機結(jié)構(gòu)維修及老齡化飛機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，對于飛機金屬結(jié)構(gòu)的修理和延壽工藝有著強烈的理論研 究和工程實施需求。
復(fù)合材料膠接修補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行探索與研究。目 前該技術(shù)在我國軍用飛機航空修理領(lǐng)域的應(yīng)用還不夠普遍，尚未建立完整的設(shè)計評定標準。目前，復(fù)合材料膠接修復(fù)飛機金屬結(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。來源：航空維修與工程

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