复合材料胶接修复飞机金属结构关键技术及应用

有任何脱胶、退化或者补片下方裂纹扩展的情况，在其退役后对修复机翼进行了长达8074.4h的全尺寸疲劳试验，没有发现裂纹扩展或者修理的退化。

图2  F-111飞机修理部位示意

美国空军针对F/A-18飞机Y470.5中央机身隔框的高曲率区域裂纹（见图3），选用FM300-2环氧－腈胶膜及其复合材料进行了胶接修复，修复后在典型环境下构件的全尺寸疲劳试验件关键区域应力降低21%，疲劳性能提升4.5倍。

图3  F/A-18飞机修复部位示意

针对C-5A飞机机身上部后段7079-T6铝合金蒙皮的多处细小裂纹（25～50mm），圣安东尼奥空军后勤中心对机身站位1700和1784处进行了复合材料胶接修复。选用2024-T3铝板和单相S玻璃纤维/环氧材料构成的混合层压板，基于修理后裂纹尖端k值进行了补片设计及修复，降低了装配应力和T形尾翼弯矩引起的裂纹扩展，避免了整块蒙皮更换问题，将含裂纹结构的C-5A飞机延长了一倍寿命期。

美国空军研究实验室对F-16左机翼下蒙皮燃油通气孔前面和后面的裂纹进行了修复（见图4），基于严重载荷谱理论设计并安装了硼/环氧胶接补片，该飞机在修复后的11800FH内没有出现补片的脱胶或分层扩展迹象。自1993年进行首次修复以来，美国、荷兰、丹麦等国的F-16飞机累计安装了20个胶接修理补片，迄今未发生修复损伤。

图4  F-16飞机修理部位示意

在民航方面，美国波音商用飞机公司对波音747-300飞机的机身搭接接头、机翼前缘、后缘襟翼和发动机反推罩等9个区域进行了复合材料胶接补片修理，据美国DSTO调查报告显示，该机自修复以后安全服役了37000FH，进行了7020FC，仍能保持原来修补的完整性。

美国桑迪亚实验室对DC-10/MD11飞机机身的一般性铆钉机械修理工艺进行了替换，对框、纵梁和其他次要结构元件设计了玻璃纤维复合材料加强件，裂纹扩展分析显示，复材加强件使得结构的安全极限增大了45倍。首次进行复材维修的DC-10/MD-11飞机的60天、6个月和1年的监测显示中没有出现损伤扩展现象，目前复材胶接工艺已编入DC-10飞机结构修理手册。

美国联邦航空局联合Sandia国家实验室开展了民航飞机舱门拐角的复合材料修复研究，对L-1011飞机的P旅客舱门环绕结构的前、上拐角安装了硼/环氧加强件，替代了传统的铆接修复，试验测得修复后极限破坏载荷达到了原有构件载荷的3.5倍。该飞机修复后恢复了跨大西洋飞行能力，并在服役后的第45天、6个月和1年进行了检测，未发现修理有任何缺陷。这一修复技术的成功开展推动了复合材料加强技术正式被引入美国民航飞机维修计划。

 

3.2 国内应用现状

国内首次具有演示验证性质的采用复合材料维修飞机金属结构的修理实践于1999年7月进行，海军航空兵某部一架长期驻守沿海机场的歼8I型飞机采用硼/环氧复合材料对两个水平尾翼的LC9铝合金腐蚀损伤进行了修复加强。 

某研究所对海军某型飞机金属结构腐蚀损伤进行了复合材料高效原位补强修理，针对中央翼端肋与发动机短舱连接部分的上壁板蒙皮腐蚀损伤，根据等刚度原则进行了补片设计，采用国产化单向碳纤维预浸料配合J-150中低温固化胶进行修复，如图5所示。 

图5  修复部位示意

国内某重点实验室针对某型飞机2A12铝合金孔边剥蚀腐蚀进行了损伤修理研究，使用1500型碳纤维预浸料配合J-150修补胶进行了贴补加强，修复后构件平均疲劳寿命恢复175%。

 

 

近年来，损伤飞机结构维修及老龄化飞机延寿一直是制约我国空军战斗力持续生成的瓶颈问题，对于飞机金属结构的修理和延寿工艺有着强烈的理论研 究和工程实施需求。

复合材料胶接修补方法最早由澳大利亚空军和美国海军研究实验室提出，经过几十年的发展，该技术在国外已经成功运用于各型军民用飞机的结构修理中。由于技术保密封锁等原因，我国仍需依靠自己的力量进行探索与研究。目 前该技术在我国军用飞机航空修理领域的应用还不够普遍，尚未建立完整的设计评定标准。

目前，复合材料胶接修复飞机金属结构仍存在诸多有待突破的技术难点，包括特定服役环境和施工现场下的材料体系及修复工艺；隐身吸波等特殊涂层表面的修复工艺；复合材料补片尺寸、形状、铺层角度的参数化设计及优化理论；外场战伤抢修快速固化胶接修复工艺等。尽快开展复合材料胶接修复飞机金属结构的理论分析及实验研究，研发相关工艺设备，并尽快实现该技术的大规模工程化应用，对于提升空军战斗力、保障国家空天安全有着重要意义。