胶接修理后边缘闭合蜂窝夹芯板的侧压性能

刘 遂，关志东，郭 霞，孙 凯，孔娇月，晏冬秀

(1.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191;2.中国商飞上海飞机制造有限公司，上海 200436)

复合材料具有比强度和比刚度高、可设计性强、疲劳性能好、耐腐蚀等许多优异特性，近年来在飞机结构中用量激增［1］.复合材料结构在制造和使用营运过程中不可避免会出现损伤，飞机实际结构中大量使用蜂窝夹芯结构，因此有必要对蜂窝夹芯结构修理后的力学性能开展研究.国外学者Pipes等［2］在上世纪80年代对修理后复合材料结构的承载能力进行了试验验证，随后学者们对修理后复合材料的结构开展了大量的理论及试验研究［3－6］.针对蜂窝夹芯结构，国外学者进行了大量试验及理论研究［7－10］，基于损伤容限原理总结出了一套行之有效的复合材料蜂窝夹芯结构修理设计方法.近年来国内学者也从工艺及强度恢复率等角度对蜂窝夹芯结构的修理问题开展研究［11－13］，研究结果为夹芯结构的修理设计提供了理论依据.为便于连接，通常对蜂窝夹芯板边缘进行闭合，在结构实际使用过程中，蜂窝板闭合边缘处经常出现损伤需要修理，在众多修理方法中，胶接挖补方法因其有强度恢复率高、修理表面光顺等优点［14］而得到广泛应用，国外机型的结构维修手册［15－16］中列举了大量边缘闭合部位的胶接挖补修理方法.

本文对胶接挖补修理后含边缘损伤蜂窝夹芯板的侧压性能进行了试验研究，并比较了不同工艺因素及修理方法对侧压性能的影响，试验结果为边缘闭合蜂窝夹芯结构修理方案的制定提供了参考.

1 试验

1.1 试验件

复合材料蜂窝夹芯板的主要损伤类型包括蒙皮面板分层、面板芯子粘接面脱胶、凹坑及穿孔性损伤等.本文选取图1中所示的两种初始损伤不同的夹芯板进行修理，损伤包括单侧蒙皮损伤及蒙皮芯子穿透损伤.损伤区域的尺寸为25 mm×80 mm，为方便加工，对损伤切口边缘进行圆弧过渡.

图1 含初始损伤蜂窝夹芯板

单侧蒙皮损伤的修理示意图见图2(a)，穿透损伤的修理示意图见图2(b).修理前使用打磨设备将修理区域内的层板逐层打磨呈阶梯状，参考波音飞机结构维修手册中的规定［15］，每单层的搭接长度均为10 mm.清洁打磨表面后在修理区域铺设一层胶膜，将裁剪好的修理补片逐层铺设到胶膜上，保证修理补片的铺层方向与原蒙皮一致.最后在修理外铺设一层方向为45°的附加修理层，附加修理层的搭接长度为12.5 mm.需要更换蜂窝芯子时，选用与原芯子相同的材料制作替换芯塞，将替换芯塞的侧面用发泡胶包住后嵌入修理孔中，并保证芯塞安装方向与原结构一致.

除修理方法外，还考察了工艺因素对修理后夹芯板侧压性能的影响.工艺因素包括不同固化温度的修理材料(中温固化/高温固化)及不同的固化设备(热补仪/热压罐).修理试件的铺层顺序 为［45°/0°/－ 45°/90°］/C/［45°/0°/－ 45°/90°］，其中蒙皮面板使用 Cytec公司的CYCOM 977－2－35－12KHTS型预浸料，单层厚度0.25 mm.蜂窝芯子采用 Hexcel公司的HRH－10－1/8－3.0型芯子型材.发泡胶使用Cytec公司的FM490A型芯子粘接胶.若进行高温固化修理，使用的修理预浸料与面板材料一致，配套用高温胶膜为Henkel公司的PL 7000型环氧树脂胶膜，固化温度为177℃(350℉);若进行中温固化修理，修理用预浸料为Cytec公司的CYCOM 7714A型预浸料，单层厚度0.157 mm，配套用中温胶膜为同公司的FM73M型环氧树脂胶膜，固化温度为120℃(250℉).需要指出的是，由于中温修理用预浸料单层较薄，修理过程中使用两层中温材料对应一层原结构铺层，并且两修理铺层方向一致.

图2 不同类型的蜂窝夹芯板挖补修理示意图

1.2 试验结果

考察修理后边缘闭合夹芯板的侧压性能，使用图3中的夹具完成侧压试验.

图3 边缘闭合蜂窝夹芯板侧压试验夹具

图3中夹具两侧设置立柱可以防止夹芯板压缩过程中出现整体失稳导致试件提前破坏.加载设备使用济南试金公司的WDW－200E型材料试验机，固定加载速率为1.0 mm/min.

试验件共9组，试验件类型及试验结果如表1所示.表中A、B表示两种不同修理方法得到的试件，编号0～4代表不同的试件类型，其中“0”表示预置损伤但未经修理的试件，“1～3”表示工艺参数不同的试件.图4中是不同修理试件的载荷－位移曲线.

表1 边缘闭合夹芯板修理试件和试验结果

图4 不同修理试件的载荷-位移曲线

从表1结果可见，与未修理试件相比，修理后边缘闭合夹芯板的侧压性能明显提高，所有组别修理试件的强度恢复率均在90%之上.从离散系数一栏中可知，除A－0组试件的离散系数略超过10%外，其余各组试件的离散系数均低于10%，说明试验结果分散性较小，具有工程有效性.比较图4中各组试件的载荷－位移曲线可知:对单侧蒙皮损伤的情况，修理未对试件的压缩刚度造成明显影响;对穿透损伤的情况，与未损伤夹芯板相比，由于试件的初始损伤较大，导致修理后试件的压缩刚度略有下降.

试验过程中不同类型试件的压缩破坏部位不同，如图5所示.对完好夹芯板及损伤后未修理夹芯板，最终压缩破坏位置均出现在试件中部;对修理后蜂窝夹芯板，由于试件的初始损伤部位已经过补强，因此压缩破坏出现在修理补片边缘的结构不连续处.

图5 边缘闭合蜂窝夹芯板破坏位置比较

2 试验数据处理

为比较不同方法及工艺因素对修理效果的影响，使用k样本Anderson-Darling检验(A－D检验)对各组试验结果进行统计分析.该方法最早用于检验一组数据的经验分布是否来自一个连续母体.在学术界和工业界中，广泛应用k样本AD检验作为判断多组试验数据母体同一性的手段［17－18］.使用传统的方差分析方法进行数据处理时，需要做出每个数据总体均为正态总体且总体方差相同等假设，而k样本A－D检验避免了以上假设，因此该方法具有更强的适用性.

每类试件的试验结果都属于特定的组，以本文中试验为例，每组内包括3或6个数据.将每个试验数据视为一个观测值，使用双下标识别观测值.假定数据用 xij(i=1，…，k;j=1，…，ni)表示，其中i表示组号，j表示组内观测值号.为进行k样本A－D检验，需要将所有的观测值合并、排序，若k组中的第i组有ni个数值，则总观测值数为将经合并的数据集合中的不同数值，按照从最小到最大的排序，记为z(1)，z(2)，…，z(L)，当存在相同值时L将小于n.

k样本A－D检验统计量ADK使用式(1)计算:

式中:hj表示合并样本中等于z(j)值的个数;Hj表示合并样本中小于z(j)值的个数加上合并样本中等于z(j)值的个数的一半;Fij表示第i组中小于值的个数加上该组中等于z(j)值的个数的一半.

在母体无差异的假设下，ADK的平均值近似为1，方差使用式(2)近似计算:

式中，a、d、c、d 使用式(3)～(6)确定:

式中，S、T、g使用式(7)～(9)确定:

得到统计量ADK的标准差σn后，可以根据式(10)计算k样本A－D检验的临界值ADC:

比较ADK与ADC的值，当ADC小于ADK时，则可以断定各组是从不同母体中抽取，此判断有5%的错判风险.否则，接受各组来自同一母体的假设.需要指出的是，当组数和组内观测值个数不变的前提下，使用式(10)计算得到的ADC为一固定值.

3 分析与讨论

在k样本A－D检验结果的基础上比较不同修理方法及工艺参数对边缘闭合蜂窝夹芯板侧压性能的影响，比较对象为各组试件的极限压缩载荷，不同组别修理试件的极限压缩载荷如图6所示.

图6 不同组别修理试件极限压缩载荷比较

3.1 工艺因素的影响

为研究固化温度、固化设备等工艺参数对修理效果的影响，对工艺参数不同的试验结果进行A－D检验，检验结果如表2所示.

表2 不同工艺参数下修理试件的A-D检验结果

3.1.1 固化温度

从表2中A－D检验结果可知，对单面蒙皮损伤修理(A类)试件，使用中温固化修理材料得到的试验结果与使用高温材料的试验结果来自不同的母体分布，比较A－1与A－2两组试件的极限载荷可知，换用中温固化修理材料会明显降低单侧蒙皮损伤后修理试件的侧压性能.

对穿透损伤修理(B类)试件，使用中温固化修理材料得到的试验结果与使用高温材料的试验结果来自相同的母体分布，说明对于穿透损伤修理试件，换用中温固化修理材料不会对修理后试件的侧压性能造成明显影响.原因是中温固化修理材料的单层较薄，而进行穿透损伤修理时，试件的正反面均有修理铺层及对应的附加修理层，故此类试件进行中温固化修理时，实际用到的修理铺层数较多，因此与高温固化修理试件相比，中温固化试件的极限压缩载荷未出现明显降低.

现有边缘闭合夹芯板修理方案中通常使用与母板相同的材料完成修理，本文的试验结果也验证的这一方法的合理性.与平板相比，边缘闭合夹芯板修理区域形状较复杂，因此会影响修理区域的固化效果，所以在进行修理设计时，选用的修理材料要尽量选择与母板材料一致，只有经过充分的试验验证后才可以换用中温固化材料完成修理，否则会严重影响修理后结构的力学性能.

3.1.2 固化设备

热补仪和热压罐是进行复合材料修理时常用的固化设备，两者间的主要差别是在固化过程中热压罐可以提供5～6个大气压的固化压力，而热补仪仅能提供1个大气压的固化压力.比较图6中的极限压缩载荷可知，对于两种不同的修理方法，均是热压罐固化试件的极限压缩载荷较高，分别达到未损伤试件极限压缩载荷的105.5%和108.4%.

从表2中A－D检验结果可知，对于两类修理试件，热压罐固化和热补仪固化修理试件的极限压缩载荷均来自同一母体分布，说明虽然使用热压罐完成固化可以提升修理试件的极限压缩载荷，但提升幅度十分有限.在实际修理过程中，受到结构件的尺寸限制，不可能使用热压罐完成所有修理区域的固化，大部分的修理固化仍由热补仪完成.本文的试验结果也表明，热压罐固化试件与热补仪固化试件之间的修理效果无明显差别，实际修理过程中使用热补仪即可满足要求.

3.2 修理方法的影响

本文中使用的两种修理方法均可以有效地恢复损伤后边缘闭合夹芯板的侧压强度，比较图6中的极限压缩载荷可知，不同工艺参数下均是穿透损伤修理(B类)试件的极限压缩载荷较高.为深入对比两种修理方法间的差异，对不同修理方法的试验结果进行A－D检验，检验结果如表3所示.

表3 不同修理方法时试件的A-D检验结果

从表3结果可知，在工艺参数相同的情况下，除热压罐固化的“3”类试件外，其余不同修理方法得到的试验结果均来自不同的母体分布，说明穿透损伤修理得到试件的侧压性能较好.原因是穿透损伤试件在正反面同时进行修理，修理后试件仍保持对称的结构特点;而单面蒙皮损伤试件虽然初始损伤较小，但修理在试件单侧完成，修理后结构出现一定程度的不对称性，因此在加载过程中出现附加弯矩从而导致结构承载能力下降，因此在实际修理过程中可以考虑在试件的完好侧进行适当补强，从而降低结构的不对称程度，提高承载能力.

通过以上分析可知，当边缘闭合夹芯板仅有单面蒙皮损伤或出现蒙皮芯子脱粘时，可以使用本文图2(a)中的方法对结构进行单面蒙皮修理;当出现穿透损伤时，在施工通路允许的情况下，使用图2(b)的方法对结构进行双面修理以避免附加弯矩对修理后结构的承载能力造成不利影响.

4 结论

1)文中介绍的的两种修理方法均可以有效地恢复边缘闭合夹芯板的侧压性能，所有组别修理试件的侧压强度恢复率均达到完好夹芯板的90%以上.

2)使用中温固化修理材料会明显降低修理结构的侧压性能，在实际修理中要尽可能使用与母板相同的材料完成修理.

3)使用热压罐完成固化可以改善修理试件的侧压性能，但改善程度十分有限，在实际修理中使用热补仪完成固化即可满足使用要求.

4)进行修理设计时要根据结构的实际损伤情况选择修理方法，在施工通路允许的前提下尽可能选择对称的修理方案以避免附加弯矩对结构承载能力造成不利影响.

［1］ 杜善义，关志东.我国大型客机先进复合材料应对策略思考［J］.复合材料学报，2008，25(1):1－10.DU Shanyi，GUAN Zhidong.Strategic considerations for development of advanced composite technology for large commercial aircraft in China［J］.Acta Materiae Compositae Sinica，2008，25(1):1－10.

［2］ PIPES R B，A DKINS D W，DEATON J.Strength and repairofbonded scarfjointsforrepairof composite materials［R］.Washington:NASA，1982.

［3］ WANG C H，GUNNION A J.On the design methodology of scarf repair to composite laminates［J］.Composite Science and Technology，2008，68:35 －46.

［4］ WHITTINGHAM B，BAKER A A，HARMAN A，et al.Micrographic studies on adhesively bonded scarf repairs to thick composite aircraft structure［J］.Composite:Part A，2009，40:1419－1432.

［5］ KUMAR S B，SRIDHAR I，SIVASHANKER S I，et al.Tensile failure ofadhesively bonded CFRP composites scarf joints［J］.Materials Science and Engineering B，2006，132:113－120.

［6］ CAMPILHO R，De MOURA M，RAMANTANI D，et al.Tensile behaviour of three-dimensional carbonepoxy adhesively bonded single-and double-strap repairs［J］.International journal of adhesion and adhesives，2009，29(6):678 －686.

［7］ AVERY J L，SANKAR B V.Compressive failure of sandwich beamswith debonded face-sheets［J］.Journal of Composite Materials，2000，34(14):1176－1199.

［8］ HANSEN I.Compression behavior of FRP sandwich specimen with interface debonded［J］.Journal of Composite Materials，1998，32(4):335 －360.

［9］ TOMBLIN J S，SALAH L，WELCH J M，et al.Bonded repair of aircraft composite sandwich structures［R］.Washington D C:U.S.Department of Transportation ＆Federal Aviation Administration，2004.

［10］ TOMBLIN J S，LACY T，SMITH B，et al.Review of damage tolerance for composite sandwich airframe structures［R］.Washington D C:U.S.Department of Transportation ＆ FederalAviation Administration，1999.

［11］ 汪海，陈秀华，郭杏林，等.复合材料蜂窝夹芯结构修理后强度研究［J］.航空学报，2001，22(3):270 －273.WANG Hai，CHEN Xiuhua，GUO Xinglin，et al.Strength investigation of composite honeycomb structures afterrepair［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2001，22(3):270 －273.

［12］ 赵美英，孙晓波，万小朋.蜂窝夹芯结构板芯脱胶修补研究［J］.航空学报，2003，24(5):474－476.ZHAO Meiying，SUN Xiaobo，WAN Xiaopeng.Strength investigation of repaired composite honeycomb structure with unbounded damage［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2003，24(5):474 －476.

［13］ 周银华，赵英美，王瑜，等.含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析［J］.西北工业大学学报，2011，29(4):536－541.ZHOU Yinhua，ZHAO Yingmei，WANG Yu，et al.Finite elementanalysis ofcomposite honeycomb sandwich structure with penetrated damage and its repaired structure［J］. Journalofnorthwestern polytechnical university，2011，29(4):536－541.

［14］ ARMSTRONG K B，BEVAN L G，COLE II W F.Care and repair of advanced composites［M］(2nd edition).PA USA:SAE international，2005:263 －265.

［15］ Boeing Ltd.Boeing 737－800 Structural Repair Manual［S］.USA:Boeing Ltd.2003.

［16］ Airbus Ltd.Airbus A320 Structural Repair Manual［S］.France:Airbus Ltd.2007.

［17］ Department of Defense.MIL-HDBK-17-1G Polymer Matrix Composites Guidelines for Characterization of Structural Materials［M］.Washington PA USA:Materials Sciences Corporation，MIL-HDBK-17 Secretariat，2009:465 －586.

［18］ 中国航空工业集团公司.HB 7618－2099聚合物基复合材料力学性能数据表达准则［S］.北京:国防科学技术工业委员会，2009.Aviation Industry Corporation of China.HB 7618 －2099 Data presentation principal of mechanical properties for polymer matrix composite materials［S］.Beijing:Commission ofScience，Technologyand Industry for National Defense，2009.