蜂窝夹层结构雷达罩可允许损伤研究＊

王 轩，王洪达，郭巧荣，李顶河

（1.中国民航大学 航空工程学院，天津 300300；2.中国航空工业集团公司济南特种结构研究所 高性能电磁窗航空科技重点实验室，山东 济南 250023）

1 引言

机载雷达是飞机的千里眼、顺风耳，因此需保证它能够正常工作。特别是对于军用飞机，执行的是战斗任务，工作条件比较苛刻而复杂，雷达天线罩要承受强气流、压力冲击、沙击、鸟撞等随机载荷，还要有良好的电性能。为此，要求雷达罩具有高的比强度、高的比刚度和良好的电磁波透过性能，而复合材料及其夹层结构就成为机载雷达天线罩的首选材料。蜂窝夹层结构雷达罩在外载荷、外来物冲击和环境状态等影响作用下或者在制造过程中往往会出现损伤。雷达罩产生损伤的主要原因有4个[1]，即雨蚀、外来物损伤、雷击损伤和静电烧蚀。由这些原因造成的雷达罩损伤类型主要有磨损、划痕、裂纹、分层、脱胶、夹芯压塌、穿孔和凹坑等。目前，国外军用和商用飞机结构修理手册（Structural Repair Manual，SRM）或部件修理手册（Component Maintenance Manual，CMM）规定了对于不同损伤类型的可允许损伤限制值（Allowable Damage Limit，ADL）以及可允许损伤修复方法。

大量研究证明，不同损伤程度的蜂窝夹层结构具有不同的剩余强度[2-3]，产生的损伤威胁不同。在确定了损伤程度后，需要确定相应的损伤威胁，以决定应采取的处理措施。一旦完成了损伤威胁的评估，可以把各种损伤分为5类。对于带有第1类损伤（可允许损伤）的雷达罩，在飞机结构寿命期间都应能保持极限载荷能力；对于带有超出ADL的第2类和第3类损伤的雷达罩，在检测周期内，其保持的剩余强度水平要足以超过限制载荷的能力（第2类）或者接近限制载荷的能力（第3类），一旦损伤被发现，必须修理；对于产生离散源损伤（第4类）的雷达罩，应具有承受持续安全飞行载荷的能力，返场后修理；对于产生超出设计的非正常损伤（第5类）损伤的雷达罩，应立即检查修理。

2 国内外研究现状

2.1 ADL和相应简单修复技术

国内关于可允许损伤（修理容限下限）确定方法的研究尚处于起步阶段，目前的研究还主要侧重于定性研究。国产民用飞机ARJ21、新舟60、运12等型号主要用目视勉强可见冲击损伤（BVID）来确定结构ADL，这明显偏于保守，不利于飞机维修的经济性。对于可允许损伤对应的修复技术，到目前为止，国内研究主要是跟踪国外技术，在借鉴国外飞机维护手册资料（比如SRM/CMM/AMM）的基础上，结合工程经验制订国产飞机结构损伤的简单修复技术。

波音系列飞机的SRM和空客系列飞机的CMM中都给出了蜂窝夹层结构飞机雷达罩可能的结构损伤类型、相应的ADL和可允许损伤修复方法。以波音737-300飞机雷达罩（玻璃纤维面板蜂窝夹层结构）为例，对于划痕、划槽、磨损、凹坑、分层、脱胶、穿孔，面积小于1 in2可不进行结构修理，只需进行临时性处理，用自带胶的聚酯保护膜覆盖损伤位置，防止水汽侵入蜂窝结构减弱雷达罩的电性能。而空客A320飞机雷达罩（玻璃纤维面板蜂窝夹层结构）CMM指出，对于磨损和划伤，少于1层的损伤是允许的，但需进行补胶和补漆的临时性处理，少于2层的损伤也是允许的，但需贴上保护膜或补片直至下次A检进行永久性修复；对于分层、脱胶和夹芯压瘪，直径小于250 mm的圆面积是允许的，但至下次C检必须进行永久性修理；对于表面穿孔（穿刺）、凹坑损伤，直径小于50 mm的圆面积是允许的，但需贴上保护膜或补片直至下次A检进行永久性修复。

从国内外文献、飞机维护手册和可允许损伤的含义中可以看出，结构ADL的确定关键是要搞清楚影响结构强度的重要损伤类型，研究各类损伤在外载和环境等综合作用下的剩余强度。

2.2 主要损伤类型和损伤结构剩余强度研究

2.2.1 分层

分层对结构完整性的影响取决于分层的尺寸、部位、深度和损伤区域的局部应力状态。在拉伸载荷作用下，强度退化一般比较小，在10%～15%之间。在压缩和剪切载荷作用下，局部失稳会导致极限强度有较大的损失。分层区的局部不稳定，是由于局部层合板（子层）的弯曲刚度减少产生的。分层扩展的机理很复杂，对其研究的文献很多，发展出来的分析方法主要归为两大类，即基于损伤力学的方法和基于断裂力学的方法。

2.2.2 面芯脱胶

在制造复合材料夹芯板的过程中，由于气室、缺胶、富胶和树脂固化不良等造成的缺陷，或者运输、使用和维护过程中受到低速冲击，水中浸泡造成的蒙皮与芯子局部分离，在压缩或剪切载荷作用下，这些损伤将迅速扩展[4]，导致在服役期间内结构承载能力弱化，尤其是压缩或剪切承载能力将大幅降低。为此，对于含面芯脱胶损伤的复合材料夹层板在损伤边缘附近应力分析和开裂破坏机制的研究，已引起了广大力学和设计工作者的极大兴趣，并建立了很多分析模型和方法。

2.2.3 低速冲击（凹坑）

对于低速冲击造成层合板（蜂窝夹层结构面板）的损伤，往往表面上是看不出来的。其损伤类型可能同时伴随有纤维断裂、分层和基体开裂的情况，会导致抗压强度下降到60%[5].

2.2.4 表面损伤（磨损、划伤等）

关于含磨损、划伤等表面损伤的复合材料结构剩余强度的研究报道很少。之前对于波音737-300飞机玻璃纤维面板蜂窝夹层结构雷达罩的划痕、划槽、磨损损伤，面积小于1 in2可不进行结构修理，只需进行临时性处理，而对于空客A320飞机玻璃纤维蒙皮蜂窝夹层结构雷达罩磨损和划伤损伤，少于1层或2层的损伤是允许的，但需进行临时性处理。这里可允许损伤数据的确定主要依赖工程和使用经验，未见有关损伤剩余强度研究的报道。

3 可允许损伤的研究内容

3.1 商用飞机蜂窝夹层结构雷达罩可允许损伤

对现役主流波音系列飞机（波音737、波音747、波音777、波音 787）和空客系列飞机（A320、A330、A340、A380、A350）的维护手册中有关蜂窝夹层复合材料结构雷达罩ADL和可允许损伤修复技术进行统计分析，给出不同机型蜂窝夹层结构雷达罩的可允许损伤，包括雷达罩结构材料体系、可允许损伤类型、ADL、可允许损伤修复技术等。在统计的基础上，对比分析波音和空客飞机维护手册中对于蜂窝夹层结构雷达罩可允许损伤规定的共同性和差异性，给出了现役主流商用飞机蜂窝夹层结构雷达罩共同存在的损伤类型和相对应的ADL大致范围以及可参考的简单修复技术。

3.2 可允许损伤确定方法研究

3.2.1 含损伤蜂窝夹层结构剩余强度分析研究

确定ADL需要深入研究含损伤复合材料结构剩余强度问题，最终必须由试验研究确定。由于复合材料结构的分散性比较大，需要大量的试验研究。利用仿真分析的方法可以有效指导试验研究工作，减少重复试验工作量。所以，建立有效的含损伤蜂窝夹层结构剩余强度分析模型对于确定雷达罩ADL有重要的工程价值。

3.2.2 含损伤蜂窝夹层结构剩余强度试验研究

对无损伤、含不同损伤尺寸（损伤表征）的表面损伤、分层、脱胶和凹坑（冲击）的蜂窝夹层结构试件进行静强度试验，包括拉伸和压缩，通过剩余强度试验得到各组试件的破坏载荷。根据各组试件（相同类型损伤相同表征参数的每组试件至少3个以上）的破坏载荷和设计极限载荷，分析损伤尺寸（损伤表征）对剩余强度的影响，揭示导致结构失效的主要原因。同时，建立损伤尺寸（损伤表征）与静强度近似关系表达式，研究确定ADL参考值。

3.2.3 含ADL参考值的蜂窝夹层结构疲劳寿命分析和试验

对含不同损伤类型ADL参考值的雷达罩结构进行谱载荷（拉-压）2倍寿命疲劳试验，验证含ADL参考值的雷达罩在飞机寿命内无扩展；对含ADL参考值蜂窝夹层雷达罩损伤结构进行极限载荷试验，证明结构能承受极限载荷作用，并在使用寿命内不能影响飞机的使用。最后，将ADL参考值乘以安全系数最终确定ADL。

3.3 可允许损伤修复技术研究

在参考现役主流商用飞机蜂窝夹层雷达罩结构可允许损伤修复技术的基础上，结合已有的简单修复技术，针对不同损伤类型，研究制订可允许损伤对应的简单修复技术（补胶、补漆、贴保护膜），并对可允许损伤修复后结构进行电性能测试，分析判断其电性能是否合格。

4 结论

针对国产军机蜂窝夹层结构雷达罩可允许损伤研究，分析了这项工作蕴含的工程意义和经济价值，综述了国内外研究现状，给出了比较系统的总体研究方案。本文首先分析、统计了民机雷达罩可允许损伤规定，然后在此基础上，利用剩余强度理论研究其ADL的确定方法，发展其可允许损伤简单修复技术，通过试验给出主要典型损伤类型对应的ADL及其简单修复技术。由相关内容可知，试验采用的研究方法成熟，方案内容可行。可允许损伤的研究工作为国产飞机雷达罩设计人员编写SRM 或CMM的雷达罩结构部分、使用维护人员正确处理雷达罩结构损伤和局方进行维护手册的审定批准提供了有力的支持。

［1］王兴业，杨孚标，曾竟成，等.夹层结构复合材料设计原理及其应用［M］.北京：化学工业出版社，2007.

［2］Lufthansa Perspectives on Safe Composite Maintenance Practices［C］//FAA Damage Tolerance Workshop Amsterdam，2007：9-11.

［3］Chantal Fualdes.Composite@Airbus Damage Tolerance Methodology［C］//FAAWorkshop for Composite Damage Tolerance and Maintenance，2006：19-21.

［4］Vadakkle V，Carlsson LA.Experimental investigation of compression failure of sandwich specimens with face/core debond［J］.Composites，2000（44）：776-786.

［5］童谷生，孙良新，刘英卫，等.复合材料层压板低能量冲击后剩余抗压强度的工程估算［J］.机械工程材料，2004，28（3）：19-21.