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摘 要：复合材料已在民用飞机的结构上广泛应用。复合材料的最大优点是耐腐蚀和对疲劳不敏感，以及可以有效的减轻飞机的重量。因此研究飞机复合材料维修具有较高的实际工程意义。
关键词：复合材料损伤；复合材料检查；复合材料修理
1.飞机复合材料
1.1 应用种类
飞机复合材料结构通常被称为"纤维增强塑料"。这是因为它使用高强度的纤维增强材料，嵌入在一种树脂基体里，以层或层片的形式叠加起来，形成层板。然后使用一种精确控制的加压加热工艺把该层板固化为一种非常坚固和坚硬的结构。
组成飞机复合材料的组元有纤维增强材料，基体和界面层（图1）。纤维增强材料体是承载的组元，均匀地分布在基体中，并对基体起增强（韧）作用；基体是起着连接纤维增强材料，使复合材料获得一定的形状，并保护纤维增强材料的作用；界面层是包覆在增强体外面的涂层，其功能是传力，同时防止基体对纤维增强材料的损伤，并调节基体与纤维增强材料之间的物理、化学结合状态，确保纤维增强材料作用的发挥。通过界面层产生的复合效应，可以使复合材料超越原来各组元的性能，达到最大幅度改善强度或韧性的目的。飞机复合材料不但是多组元的材料，而且，材料的机械性能和物理性能随方向而变化，也是各向异性的材料。
2.复合材料的损伤
2.1 复合材料基体树脂裂纹损伤
复合材料层合板在承受拉伸载荷或交变载荷时，我们首先能在偏轴层内观察到基体裂纹。最早出现裂纹的往往是90？铺层，其后是其他偏轴层。一般说来，相对轴向载荷方向的角度越小，越不容易形成基体树脂裂纹。偏轴层内的基体树脂裂纹是偏轴层内的主要损伤形式。基体树脂裂纹的起始依赖于该层内的应力水平。只要层内的应力水平达到了基体树脂材料的破坏强度，或者虽应力水平低于基体树脂的破坏强度，但经过足够的载荷循环，偏轴层内就会出现基体树脂裂纹。偏轴层内的基体树脂裂纹损伤与铺层顺序有关。例如，[0/90/ 45]s层合板90？铺层中的裂纹比[0/ 45/90]s层合板90？铺层中的裂纹多。所有偏轴层的裂纹加在一起，有60%～90%的裂纹产生在20%疲劳寿命以前。但是，出现大量的基体树脂裂纹并不影响构件应用时的安全性，大量的静力试验和疲劳试验都证明了复合材料具有独特的"损伤-安全"特性。
2.2 复合材料撞击损伤
复合材料耐撞击的性能较差。常会因受到外来物撞击而产生损伤。当撞击能量低于某个水平时，虽然目视不能觉察到损伤，这种损伤可能导致强度显著降低。复合材料结构在使用过程中，可能会因受到撞击而产生各式各样的损伤，可分为硬物体撞击和软物体撞击损伤。
硬物体的撞击往往是引起复合材料的局部损伤，可能导致复合材料强度明显下降，甚至在短时间的疲劳过程中发生疲劳破坏。飞机起飞和着陆滑跑时跑道上的石子以及空中飞行时遇到冰雹，都可能使复合材料构件产生撞击损伤；另外，在制造和维护过程中，不正确的维护行为，例如跌落工具的撞击等也会使复合材料构件产生撞击损伤。
软物体的撞击主要是指飞鸟的撞击。这种撞击有时直接造成结构破坏，有时只引起局部损伤。主要取决于撞击物的质量、材料、撞击速度、几何形状和撞击时的偏斜角度。
2.3 复合材料层间分层损伤
在面内轴向载荷作用下，沿着复合材料构件边缘会产生层间应力或压应力（垂直层合板平面方向）。如果外载荷（静载荷）引起的层间应力是拉应力，并且超过了材料的层间强度，那么自由边缘处将会产生分层。应当指出，当交变应力水平低于开始分层的静应力水平时，在疲劳寿命初期也可能产生分层。
复合材料层合板的铺层顺序将决定在自由边缘处产生的层间法向应力是拉应力还是压应力。例如，[30/90]s层合板在拉伸载荷作用下，自由边缘处产生的层间法向应力是拉应力，而在压缩载荷作用下所产生的是压应力，所以，[30/90]s层合板在拉伸载荷作用下，将产生广泛的分层损伤，而在压缩载荷作用下，不会产生如此严重的分层损伤。原因是它在压缩载荷作用下，自由边缘处的层间法向应力是压应力。[90/30]s层合板在压缩载荷作用下，自由边缘处产生层间拉应力，所以它在压缩载荷下产生分层损伤。另外，还应指出，两个90？铺层粘贴在一起，易在自由边缘处引起分层损伤。采用缝纫或编织布包覆边缘的方法和提高基体材料的层间强度，都可以提高层间抗分层破坏的能力。
3.复合材料损伤的修理
3.1 复合材料修理设备
在复合材料结构修理固化过程中，需要对修理部位进行加温；在修理过程中，常用的加温设备有烘箱和加热毯，也可以选择使用热压罐。热压罐使用正压来压实材料铺层，同时使用氮气和空气的热混合气体，通过高速循环来固化材料。烘箱使用真空袋内的负压来压实材料铺层，同时使用高速循环的空气来固化材料。加热灯用于固化低温修理。加热灯与修理表面的距离将决定修理部位的温度，需要一个可调节的支架来变换到修理部位的距离。加热灯不能接触或接近修理部位或部件，否则会造成修理区域或部件的损坏。同时可以使用热电偶来测量表面温度，如果在加热灯直接光束下的温度比较高，可以使用热补仪控制器来控制加热灯的温度。电热毯由两层硅胶夹一层金属电阻加热元件构成。复合材料修理使用每平方英寸上输出5瓦功率的电热毯。为确保修理部位的边缘也能充分固化，应使用比修理区域大4英寸的电热毯。
在修理中可以设定一个指示最高温度的热电偶来控制修理固化周期，热补仪在修理固化周期中可以监控真空袋中的真空水平，如果真空袋出现异常，热补仪会发出报警。
3.2 复合材料修理辅助材料
辅助材料是修理完后它并不成为修理部件的一部分。辅助材料指的是在修理过程中被用来辅助固化工艺或帮助固化达到正确的纤维-树脂比率的材料。（图2）
辅助材料有：分离膜/织布、吸胶材料和透气棉、真空袋膜、做真空袋的密封胶带等。这些材料有不同的成分、厚度和温度范围可供选择。分离膜/织布在需要控制树脂流动的情况下使用，或与树脂/胶黏剂接触使用。无孔分离膜/织布作为一种隔离物，起隔离作用。有孔分离膜/织布允许树脂和空气通过，在固化之后可以轻易地从部件上去除。吸胶材料和透气棉可以是同一种材料，但有不同的应用。这种材料吸收力强，多孔，通常由聚酯材料制成。吸胶材料用来吸收部件上的多余树脂，给树脂固化时的化学挥发物以及空气提供通道，便于它们在固化过程中逸出。透气棉通常用于不与树脂接触的情况下，只在真空袋膜与其他真空袋材料之间使用，为空气从铺层的逸出提供通道。密封胶带用于部件和真空袋膜之间，起空气密封作用，产生修理所需要的真空压力。
3.3 复合材料修理材料
1.树脂材料：树脂用于浸渍纤维织物，树脂是双组分环氧树脂系列。在两组分混合使用前，各组分可以在室温下保存。
2.纤维织物：纤维织物（纤维织物和纤维单向带）是湿铺层修理的铺层材料。湿铺层修理由用户采用纤维织物浸涂树脂进行的铺层修理。
参考文献
[1] 田秀云，杜洪增等.复合材料结构机维修，中国民航出版社，1996
[2] David L. Brewer .An Introduction to Advanced Composite Structures Repair.Aircraft Maintenance Technology 2000
[3] 波音公司.composite repair for technicians.1998
[4] 刘德忠，费仁元等.制造工程组织学.科学出版社，2005
[5] 石振海，李克智等.航天器热防护材料研究现状与发展趋势.材料导报.2007年08期
[6] 沈军，谢怀勤.先进复合材料在航空航天领域的研发与应用.材料科学与工艺，2008年05期
[7] 赵卫，乔玲等.C/C-SiC复合材料的表面烧蚀模型及数值模拟，东南大学学报（自然科学版）.2011年02期
关键词：复合材料损伤；复合材料检查；复合材料修理
1.飞机复合材料
1.1 应用种类
飞机复合材料结构通常被称为"纤维增强塑料"。这是因为它使用高强度的纤维增强材料，嵌入在一种树脂基体里，以层或层片的形式叠加起来，形成层板。然后使用一种精确控制的加压加热工艺把该层板固化为一种非常坚固和坚硬的结构。
组成飞机复合材料的组元有纤维增强材料，基体和界面层（图1）。纤维增强材料体是承载的组元，均匀地分布在基体中，并对基体起增强（韧）作用；基体是起着连接纤维增强材料，使复合材料获得一定的形状，并保护纤维增强材料的作用；界面层是包覆在增强体外面的涂层，其功能是传力，同时防止基体对纤维增强材料的损伤，并调节基体与纤维增强材料之间的物理、化学结合状态，确保纤维增强材料作用的发挥。通过界面层产生的复合效应，可以使复合材料超越原来各组元的性能，达到最大幅度改善强度或韧性的目的。飞机复合材料不但是多组元的材料，而且，材料的机械性能和物理性能随方向而变化，也是各向异性的材料。
2.复合材料的损伤
2.1 复合材料基体树脂裂纹损伤
复合材料层合板在承受拉伸载荷或交变载荷时，我们首先能在偏轴层内观察到基体裂纹。最早出现裂纹的往往是90？铺层，其后是其他偏轴层。一般说来，相对轴向载荷方向的角度越小，越不容易形成基体树脂裂纹。偏轴层内的基体树脂裂纹是偏轴层内的主要损伤形式。基体树脂裂纹的起始依赖于该层内的应力水平。只要层内的应力水平达到了基体树脂材料的破坏强度，或者虽应力水平低于基体树脂的破坏强度，但经过足够的载荷循环，偏轴层内就会出现基体树脂裂纹。偏轴层内的基体树脂裂纹损伤与铺层顺序有关。例如，[0/90/ 45]s层合板90？铺层中的裂纹比[0/ 45/90]s层合板90？铺层中的裂纹多。所有偏轴层的裂纹加在一起，有60%～90%的裂纹产生在20%疲劳寿命以前。但是，出现大量的基体树脂裂纹并不影响构件应用时的安全性，大量的静力试验和疲劳试验都证明了复合材料具有独特的"损伤-安全"特性。
2.2 复合材料撞击损伤
复合材料耐撞击的性能较差。常会因受到外来物撞击而产生损伤。当撞击能量低于某个水平时，虽然目视不能觉察到损伤，这种损伤可能导致强度显著降低。复合材料结构在使用过程中，可能会因受到撞击而产生各式各样的损伤，可分为硬物体撞击和软物体撞击损伤。
硬物体的撞击往往是引起复合材料的局部损伤，可能导致复合材料强度明显下降，甚至在短时间的疲劳过程中发生疲劳破坏。飞机起飞和着陆滑跑时跑道上的石子以及空中飞行时遇到冰雹，都可能使复合材料构件产生撞击损伤；另外，在制造和维护过程中，不正确的维护行为，例如跌落工具的撞击等也会使复合材料构件产生撞击损伤。
软物体的撞击主要是指飞鸟的撞击。这种撞击有时直接造成结构破坏，有时只引起局部损伤。主要取决于撞击物的质量、材料、撞击速度、几何形状和撞击时的偏斜角度。
2.3 复合材料层间分层损伤
在面内轴向载荷作用下，沿着复合材料构件边缘会产生层间应力或压应力（垂直层合板平面方向）。如果外载荷（静载荷）引起的层间应力是拉应力，并且超过了材料的层间强度，那么自由边缘处将会产生分层。应当指出，当交变应力水平低于开始分层的静应力水平时，在疲劳寿命初期也可能产生分层。
复合材料层合板的铺层顺序将决定在自由边缘处产生的层间法向应力是拉应力还是压应力。例如，[30/90]s层合板在拉伸载荷作用下，自由边缘处产生的层间法向应力是拉应力，而在压缩载荷作用下所产生的是压应力，所以，[30/90]s层合板在拉伸载荷作用下，将产生广泛的分层损伤，而在压缩载荷作用下，不会产生如此严重的分层损伤。原因是它在压缩载荷作用下，自由边缘处的层间法向应力是压应力。[90/30]s层合板在压缩载荷作用下，自由边缘处产生层间拉应力，所以它在压缩载荷下产生分层损伤。另外，还应指出，两个90？铺层粘贴在一起，易在自由边缘处引起分层损伤。采用缝纫或编织布包覆边缘的方法和提高基体材料的层间强度，都可以提高层间抗分层破坏的能力。
3.复合材料损伤的修理
3.1 复合材料修理设备
在复合材料结构修理固化过程中，需要对修理部位进行加温；在修理过程中，常用的加温设备有烘箱和加热毯，也可以选择使用热压罐。热压罐使用正压来压实材料铺层，同时使用氮气和空气的热混合气体，通过高速循环来固化材料。烘箱使用真空袋内的负压来压实材料铺层，同时使用高速循环的空气来固化材料。加热灯用于固化低温修理。加热灯与修理表面的距离将决定修理部位的温度，需要一个可调节的支架来变换到修理部位的距离。加热灯不能接触或接近修理部位或部件，否则会造成修理区域或部件的损坏。同时可以使用热电偶来测量表面温度，如果在加热灯直接光束下的温度比较高，可以使用热补仪控制器来控制加热灯的温度。电热毯由两层硅胶夹一层金属电阻加热元件构成。复合材料修理使用每平方英寸上输出5瓦功率的电热毯。为确保修理部位的边缘也能充分固化，应使用比修理区域大4英寸的电热毯。
在修理中可以设定一个指示最高温度的热电偶来控制修理固化周期，热补仪在修理固化周期中可以监控真空袋中的真空水平，如果真空袋出现异常，热补仪会发出报警。
3.2 复合材料修理辅助材料
辅助材料是修理完后它并不成为修理部件的一部分。辅助材料指的是在修理过程中被用来辅助固化工艺或帮助固化达到正确的纤维-树脂比率的材料。（图2）
辅助材料有：分离膜/织布、吸胶材料和透气棉、真空袋膜、做真空袋的密封胶带等。这些材料有不同的成分、厚度和温度范围可供选择。分离膜/织布在需要控制树脂流动的情况下使用，或与树脂/胶黏剂接触使用。无孔分离膜/织布作为一种隔离物，起隔离作用。有孔分离膜/织布允许树脂和空气通过，在固化之后可以轻易地从部件上去除。吸胶材料和透气棉可以是同一种材料，但有不同的应用。这种材料吸收力强，多孔，通常由聚酯材料制成。吸胶材料用来吸收部件上的多余树脂，给树脂固化时的化学挥发物以及空气提供通道，便于它们在固化过程中逸出。透气棉通常用于不与树脂接触的情况下，只在真空袋膜与其他真空袋材料之间使用，为空气从铺层的逸出提供通道。密封胶带用于部件和真空袋膜之间，起空气密封作用，产生修理所需要的真空压力。
3.3 复合材料修理材料
1.树脂材料：树脂用于浸渍纤维织物，树脂是双组分环氧树脂系列。在两组分混合使用前，各组分可以在室温下保存。
2.纤维织物：纤维织物（纤维织物和纤维单向带）是湿铺层修理的铺层材料。湿铺层修理由用户采用纤维织物浸涂树脂进行的铺层修理。
参考文献
[1] 田秀云，杜洪增等.复合材料结构机维修，中国民航出版社，1996
[2] David L. Brewer .An Introduction to Advanced Composite Structures Repair.Aircraft Maintenance Technology 2000
[3] 波音公司.composite repair for technicians.1998
[4] 刘德忠，费仁元等.制造工程组织学.科学出版社，2005
[5] 石振海，李克智等.航天器热防护材料研究现状与发展趋势.材料导报.2007年08期
[6] 沈军，谢怀勤.先进复合材料在航空航天领域的研发与应用.材料科学与工艺，2008年05期
[7] 赵卫，乔玲等.C/C-SiC复合材料的表面烧蚀模型及数值模拟，东南大学学报（自然科学版）.2011年02期