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摘 要：复合材料在现代飞机结构中所占比重越来越大。从现阶段大量的金属飞机结构繁重的维修任务可以看出，未来复合材料飞机结构维修任务的艰巨性。复合材料结构修理渐进损伤研究已经成为未来复合材料技术研究的重要方向。本文从复合材料层合板贴补修理分析与强度预测分析入手，讨论复合材料层合板挖补修理技术。
关键词： 飞机复合材料结构 渐进损伤
复合材料在飞机整体结构中的应用比例已成为衡量现代飞机先进性的重要标志。先进复合材料具有强度高、材料性能优良、刚度大等一系列优点，在现代航空建设中得到更加广泛的应用，这其中对于复合材料结构剩余强度、耐久性设计与损伤容限的研究尤其重要。
一、复合材料层合板贴补修理分析与强度预测分析
1、渐进损伤分析流程
经过修理的复合材料结构传力路径主要包括两部分：一是原结构中未损伤部分;二是通过胶层与补片。在三维渐进损伤分析中，要同时考虑复合材料的原层合板结构、补片和胶层的损伤扩展情况，具体分析流程如下图所示。原结构、补片与胶层通过共结点方式进行传载。应力求解过程中，应建立原结构、补片与胶层共同组成的平衡方程组，根据三者结点所对应的应力张量与失效准则判断三者结点的损伤状态，如果结点状态满足失效标准，则可以利用材料点刚度矩阵进行损伤变量计算;如果不满足失效标准，则不能用刚度矩阵进行计算。在整个分析过程中，可以同时考虑各部分结构损伤之间的相互影响。
2、极限强度分析与试验比较
本文根据飞机复合材料的特性与渐进损伤现象入手，计算复合材料的修理试件。图1中表示1mm补片的胶接贴补修理试件的载荷位移曲线计算结果，其中横坐标表示试件两端位移距离与伸缩量，纵坐标表示轴向压缩载荷。根据载荷位移曲线峰值量可以判断复合材料层合板极限修补强度，从而制定最佳维修、检测计划。图2表示所有试件在单向压缩载荷作用下极限强度试验数据与计算结果，表中试验数据是试件所有数据的平均值。根据表中结果与日常记录可以判断，绝大部分试件计算强度的误差低于10%，属于可控范围;但是A-A2和A-A3两个试件的计算误差较大，达到了17%，造成这一现象的原因是修理试件本身存在缺陷、同时在维修过程中，维修的强度较高，导致零件无法满足检测需要，简而言之，就是试件的胶层连接强度较低，导致胶层过早失效。因此，在接下来的检测、维修、检验过程中，要重点排查质量不过关试件，降低劣质试件对实验分析的影响。
图表 1
图表 2
二、复合材料层合板挖补修理技术
1、复合材料层板挖补修理技术原理
复合材料层合板挖补修理是进行复合材料结构永久修理与内场修理的保证，更是波音、空客民机等客机复合材料结构修理手册所推荐的方法。挖补修理技术主要分为斜面形挖补修理与阶梯形挖补修理，两种方法的根本区别是复合材料的母板表面打磨形状。在修理过程中，要注意符合材料胶层，由于复合材料胶层是薄弱环节，并且胶粘的连接主要依靠剪切应力转递上下结构的载荷，因此在层合板挖补修理设计中要减小斜坡角度或适当增加每层台阶宽度，从而降低胶层负荷、增加胶接强度。但是，斜坡角度越小或每层搭接长度越长，所要求的打磨母板的材料越多，有可能导致母板的强度削弱。因此，在挖补修理设计中，要寻找与补片和胶层相匹配的斜坡角度或搭接长度，以达到最大程度地恢复受损复合材料结构的设计强度。
2、层合板挖补修理渐进损伤修理
层合板挖补修理实质上是三维修理问题，要采用斜搭接模型进行模拟分析，对维修方法进行过度简化，达到最简化控制、维修的目的。在斜搭接模型中，载荷完全通过胶层进行传递;在胶接挖补修理中，载荷除了通过胶层外，还可以通过层合板母板进行传递。因此，必须进行三维有限元应力进行分析，并结合复合材料母板、胶层和补片失效准则模拟层合板胶接挖补修理构型的失效过程。
（1）分析流程
复合材料胶接补片挖补修理构型和搭接挖补修理构型均由复合材料原结构胶层、复合材料补片与复合材料原结构三部分组成，补片通过胶层传载。因而，在复合材料挖补修理渐进损伤分析过程中，要同时考虑三个部分非线性平衡方程组的共同点、分析三个部分中各自损伤起始情况和损伤扩展情况，要注意三部分之间损伤具有相互影响的情况，避免损伤结构扩大。在分析过程中，首先建立包含三部分结构特性的复合材料修补板平衡方程，解出修补板的应力与应变分布数据。其次，要根据各结点处的材料特性与各个结点相应的失效准则，判断材料点处是否会发生失效。同时，要按复合材料母板、胶层和补片三部分情况进行判断，如果某部分发生失效，则要根据损伤扩展准则来确定损伤状态，即损伤变量;如果没有发生损伤，则要进入下一个载荷增量计算。最后，重复整个求解过程，一直到整个复合材料修补板不能继续承载，计算结束。
（2）求解方法
由于材料损伤会造成材料的非线性，因此在复合材料胶接挖补修理分析计算中， 要注意求解方法。现阶段求解非线性平衡方程式主要采用Quasi-Newton法，根据材料结点刚度矩阵的计算、损伤扩展和失效准则的计算方法进行计算，通过调用ABAQUS的用户材料子程序UMAT实现。
结束语：
飞机复合材料的类型很多，所涉及的维修方法也多种多样，在未来飞机复合材料结构修理渐进损伤研究工作中，将会有更多的方式、方法出现。对于工作人员而言，必须要深入维修生产第一线，通过身体力行，切实保证相关维修技术的进一步应用，为我国飞机复合材料技术的发展做出更多贡献。
参考文献：
[1]文园.飞机复合材料结构修理的要点[J].ha航空维修，2012（3）：29-31
[2]杜善义，关志东.我国大型客机先进复合材料技术应对策略思考[J].复合材料学报. 2013， （10）：1-10
[3]陈域广，张巍.直升机复合材料胶接修补方法研究[J].纤维复合材料.2012（13）：22-24
[4]刘艳红，徐建新，孙智强等.复合材料补片胶接修补结构的有限元分析[J].中国民航学院学报. 2010（16）：13-16
[5] 李秋龙.复合材料蜂窝结构损伤修补试验技术与分析研究[D].飞行器设计， 西北工业大学， 2013：12-23
关键词： 飞机复合材料结构 渐进损伤
复合材料在飞机整体结构中的应用比例已成为衡量现代飞机先进性的重要标志。先进复合材料具有强度高、材料性能优良、刚度大等一系列优点，在现代航空建设中得到更加广泛的应用，这其中对于复合材料结构剩余强度、耐久性设计与损伤容限的研究尤其重要。
一、复合材料层合板贴补修理分析与强度预测分析
1、渐进损伤分析流程
经过修理的复合材料结构传力路径主要包括两部分：一是原结构中未损伤部分;二是通过胶层与补片。在三维渐进损伤分析中，要同时考虑复合材料的原层合板结构、补片和胶层的损伤扩展情况，具体分析流程如下图所示。原结构、补片与胶层通过共结点方式进行传载。应力求解过程中，应建立原结构、补片与胶层共同组成的平衡方程组，根据三者结点所对应的应力张量与失效准则判断三者结点的损伤状态，如果结点状态满足失效标准，则可以利用材料点刚度矩阵进行损伤变量计算;如果不满足失效标准，则不能用刚度矩阵进行计算。在整个分析过程中，可以同时考虑各部分结构损伤之间的相互影响。
2、极限强度分析与试验比较
本文根据飞机复合材料的特性与渐进损伤现象入手，计算复合材料的修理试件。图1中表示1mm补片的胶接贴补修理试件的载荷位移曲线计算结果，其中横坐标表示试件两端位移距离与伸缩量，纵坐标表示轴向压缩载荷。根据载荷位移曲线峰值量可以判断复合材料层合板极限修补强度，从而制定最佳维修、检测计划。图2表示所有试件在单向压缩载荷作用下极限强度试验数据与计算结果，表中试验数据是试件所有数据的平均值。根据表中结果与日常记录可以判断，绝大部分试件计算强度的误差低于10%，属于可控范围;但是A-A2和A-A3两个试件的计算误差较大，达到了17%，造成这一现象的原因是修理试件本身存在缺陷、同时在维修过程中，维修的强度较高，导致零件无法满足检测需要，简而言之，就是试件的胶层连接强度较低，导致胶层过早失效。因此，在接下来的检测、维修、检验过程中，要重点排查质量不过关试件，降低劣质试件对实验分析的影响。
图表 1
图表 2
二、复合材料层合板挖补修理技术
1、复合材料层板挖补修理技术原理
复合材料层合板挖补修理是进行复合材料结构永久修理与内场修理的保证，更是波音、空客民机等客机复合材料结构修理手册所推荐的方法。挖补修理技术主要分为斜面形挖补修理与阶梯形挖补修理，两种方法的根本区别是复合材料的母板表面打磨形状。在修理过程中，要注意符合材料胶层，由于复合材料胶层是薄弱环节，并且胶粘的连接主要依靠剪切应力转递上下结构的载荷，因此在层合板挖补修理设计中要减小斜坡角度或适当增加每层台阶宽度，从而降低胶层负荷、增加胶接强度。但是，斜坡角度越小或每层搭接长度越长，所要求的打磨母板的材料越多，有可能导致母板的强度削弱。因此，在挖补修理设计中，要寻找与补片和胶层相匹配的斜坡角度或搭接长度，以达到最大程度地恢复受损复合材料结构的设计强度。
2、层合板挖补修理渐进损伤修理
层合板挖补修理实质上是三维修理问题，要采用斜搭接模型进行模拟分析，对维修方法进行过度简化，达到最简化控制、维修的目的。在斜搭接模型中，载荷完全通过胶层进行传递;在胶接挖补修理中，载荷除了通过胶层外，还可以通过层合板母板进行传递。因此，必须进行三维有限元应力进行分析，并结合复合材料母板、胶层和补片失效准则模拟层合板胶接挖补修理构型的失效过程。
（1）分析流程
复合材料胶接补片挖补修理构型和搭接挖补修理构型均由复合材料原结构胶层、复合材料补片与复合材料原结构三部分组成，补片通过胶层传载。因而，在复合材料挖补修理渐进损伤分析过程中，要同时考虑三个部分非线性平衡方程组的共同点、分析三个部分中各自损伤起始情况和损伤扩展情况，要注意三部分之间损伤具有相互影响的情况，避免损伤结构扩大。在分析过程中，首先建立包含三部分结构特性的复合材料修补板平衡方程，解出修补板的应力与应变分布数据。其次，要根据各结点处的材料特性与各个结点相应的失效准则，判断材料点处是否会发生失效。同时，要按复合材料母板、胶层和补片三部分情况进行判断，如果某部分发生失效，则要根据损伤扩展准则来确定损伤状态，即损伤变量;如果没有发生损伤，则要进入下一个载荷增量计算。最后，重复整个求解过程，一直到整个复合材料修补板不能继续承载，计算结束。
（2）求解方法
由于材料损伤会造成材料的非线性，因此在复合材料胶接挖补修理分析计算中， 要注意求解方法。现阶段求解非线性平衡方程式主要采用Quasi-Newton法，根据材料结点刚度矩阵的计算、损伤扩展和失效准则的计算方法进行计算，通过调用ABAQUS的用户材料子程序UMAT实现。
结束语：
飞机复合材料的类型很多，所涉及的维修方法也多种多样，在未来飞机复合材料结构修理渐进损伤研究工作中，将会有更多的方式、方法出现。对于工作人员而言，必须要深入维修生产第一线，通过身体力行，切实保证相关维修技术的进一步应用，为我国飞机复合材料技术的发展做出更多贡献。
参考文献：
[1]文园.飞机复合材料结构修理的要点[J].ha航空维修，2012（3）：29-31
[2]杜善义，关志东.我国大型客机先进复合材料技术应对策略思考[J].复合材料学报. 2013， （10）：1-10
[3]陈域广，张巍.直升机复合材料胶接修补方法研究[J].纤维复合材料.2012（13）：22-24
[4]刘艳红，徐建新，孙智强等.复合材料补片胶接修补结构的有限元分析[J].中国民航学院学报. 2010（16）：13-16
[5] 李秋龙.复合材料蜂窝结构损伤修补试验技术与分析研究[D].飞行器设计， 西北工业大学， 2013：12-23