民航復(fù)合材料的應(yīng)用和損傷預(yù)防研究

高 宇，張 磊，古加正

(中國民航科學(xué)技術(shù)研究院維修工程室，北京 100028)

飛機(jī)研制是國家工業(yè)、科技、綜合實(shí)力的集中體現(xiàn)，代表了國家的競爭力水平，材料制造是飛機(jī)適航安全的工業(yè)技術(shù)保證。隨著大飛機(jī)項(xiàng)目的展開，先進(jìn)的復(fù)合材料技術(shù)在民用航空領(lǐng)域的應(yīng)用也越來越廣泛。我國對復(fù)合材料在民用航空器的應(yīng)用研究與國外存在一定差距，一些先進(jìn)復(fù)合材料的生產(chǎn)還達(dá)不到國外標(biāo)準(zhǔn)。從民用航空器應(yīng)用復(fù)合材料的發(fā)展歷程、性能特點(diǎn)、制造技術(shù)、適航認(rèn)證、故障類型及預(yù)防方法這幾方面展開論述。

1 民航應(yīng)用復(fù)合材料

1.1 發(fā)展歷程

復(fù)合材料的研究自1960年代正式開始，由于具有重量輕、高比強(qiáng)度、抗疲勞、耐腐蝕等優(yōu)異的性能，復(fù)合材料在一定程度上可以取代鋁合金[1]；1975年，NASA實(shí)施ACEE計(jì)劃，復(fù)合材料開始在航空領(lǐng)域展開應(yīng)用；1988年，NASA實(shí)施ACT先進(jìn)復(fù)合材料計(jì)劃，從主要承力部件出發(fā)，改進(jìn)機(jī)身結(jié)構(gòu)性能；1996年，NASA、FAA實(shí)施CAI低成本復(fù)合材料計(jì)劃，降低制造成本，以大量應(yīng)用在大型飛機(jī)的機(jī)翼壁板、機(jī)身；目前，隨著復(fù)合材料制造技術(shù)的低成本和數(shù)字化發(fā)展，復(fù)合材料在民用航空器應(yīng)用的比重越來越大。例如空客A380應(yīng)用GLARE鋁合金層板復(fù)合材料制作機(jī)身，整機(jī)復(fù)合材料比重25%，波音B787整機(jī)復(fù)合材料比重更達(dá)到50%。發(fā)動(dòng)機(jī)上復(fù)合材料的應(yīng)用也很普遍，GE90的復(fù)合材料風(fēng)扇葉片經(jīng)過十多年應(yīng)用，證明可靠性很高，新一代GENX發(fā)動(dòng)機(jī)也采用了復(fù)合材料前風(fēng)扇機(jī)匣和帶鈦前緣的復(fù)合材料風(fēng)扇葉片。民用航空器應(yīng)用復(fù)合材料的發(fā)展歷程如表1所示。

表1 復(fù)合材料的發(fā)展歷程

1.2 復(fù)合材料的性能與分類

復(fù)合材料具有比強(qiáng)度、比模量高，可鋪層設(shè)計(jì)，抗疲勞，各向異性，韌性、減振性高等特點(diǎn)，可減少連接件的使用，但易受溫濕度影響[2]。復(fù)合材料比金屬輕，B767上使用了3380磅的復(fù)合材料，節(jié)約了1250磅的傳統(tǒng)鋁材，減少了燃油消耗；復(fù)合材料抗腐蝕性能好，B777采用了CFRP地板梁，提高了抗腐蝕性能，減少了計(jì)劃維修任務(wù)，延長了檢查間隔。由于復(fù)合材料力學(xué)性能優(yōu)異，B787采用了復(fù)合材料制造機(jī)身，艙內(nèi)氣壓能保持在6000英尺高度(金屬飛機(jī)氣壓一般在7000～9000英尺)，艙內(nèi)濕度可恒定在10～15%(金屬機(jī)艙濕度在5～10%)，提高了旅客舒適度。

復(fù)合材料按基體分為金屬基復(fù)合材料和非金屬基復(fù)合材料，非金屬基復(fù)合材料可分為聚合物基PMC和陶瓷基CMC。各類復(fù)合材料的力學(xué)性能大不相同，樹脂基、陶瓷基、金屬基復(fù)合材料因性能優(yōu)異，逐漸會被未來飛機(jī)結(jié)構(gòu)或先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)所采用。樹脂基復(fù)合材料是以有機(jī)聚合物為基體的纖維增強(qiáng)材料，目前碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂復(fù)合材料在飛機(jī)上應(yīng)用較多，發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇葉片也逐漸用樹脂基取代鈦合金材料；陶瓷基復(fù)合材料CMC一般分為非連續(xù)增強(qiáng)和連續(xù)纖維增強(qiáng)的CMC，其中代表性的碳/碳復(fù)合材料多用于制造飛機(jī)剎車片、電子封裝；金屬基復(fù)合材料MMC是由金屬基體和增強(qiáng)相復(fù)合而成的新型結(jié)構(gòu)材料，逐漸向多元化增強(qiáng)相、層狀金屬基(GLARE)、碳納米管增強(qiáng)金屬基、泡沫金屬基等方面發(fā)展，層狀金屬基GLARE和ARALL屬于超混雜復(fù)合材料，其組成成分如表2所示。

表2 金屬基層合板超混雜復(fù)合材料

1.3 復(fù)合材料設(shè)計(jì)制造

復(fù)合材料的設(shè)計(jì)制造日趨成熟，其纖維鋪層設(shè)計(jì)一般分為兩種，如圖1所示。一種是編織，纖維束從多個(gè)方向鋪層，多用于復(fù)雜構(gòu)型，成本較高；另一種是單向帶，纖維束從一個(gè)方向鋪層，多用于平板或復(fù)合構(gòu)型，成本較低。

制造技術(shù)包括液態(tài)復(fù)合成形LCM技術(shù)以及自動(dòng)纖維鋪放AFP 技術(shù)。新一代商用飛機(jī)多采用LCM技術(shù)，包括RFI樹脂膜浸滲和RTM樹脂傳遞膜塑，RFI可采用真空袋成形，不需要大型熱壓罐固化[3]，纖維未經(jīng)預(yù)浸，不用在致冷器中儲存，可制造厚重承力結(jié)構(gòu)件；RTM可用于機(jī)翼后緣的襟副翼成形。纖維鋪層一般采用自動(dòng)纖維鋪放AFP 技術(shù)，用于地板梁和后承壓框的碳纖維鋪層，或采用自動(dòng)鋪帶ATL技術(shù)制造尾翼和中央翼盒材料。

復(fù)合材料關(guān)于設(shè)計(jì)制造方面的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范較多，波音公司在大量使用復(fù)合材料的同時(shí)，制定了自己的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范。從BMS9-8 標(biāo)準(zhǔn)的T300基準(zhǔn)型碳纖維、BMS8-256標(biāo)準(zhǔn)的T300/ 環(huán)氧樹脂作操縱面、尾翼材料，到BMS9-17標(biāo)準(zhǔn)的中模量、高強(qiáng)度型碳纖維T800、BMS82276標(biāo)準(zhǔn)的高韌性環(huán)氧樹脂T800H/3900-2、T800S作主承力的蒙皮、翼梁，經(jīng)過多年發(fā)展，其制造技術(shù)日趨成熟。B767上的部分復(fù)合材料規(guī)范如表3所示。

1.4 復(fù)合材料的適航驗(yàn)證

目前，我國復(fù)合材料在民用航空器上的應(yīng)用需要通過CCAR25部“運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)”和FAA AC-20-107B“復(fù)合材料結(jié)構(gòu)”的適航審定需求。復(fù)合材料的疲勞損傷容限設(shè)計(jì)必須保證材料在運(yùn)行中不會因疲勞、環(huán)境等因素完全失效，由于其損傷容限和疲勞性能與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有關(guān)，包括材料表面層壓堆疊次序、間距、剛性材料、損傷識別特性、結(jié)構(gòu)冗余度等，因此需要進(jìn)行損傷容限評估。金屬飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)通常采用全尺寸試驗(yàn)來驗(yàn)證，而復(fù)合材料結(jié)構(gòu)通常運(yùn)用積木式方法由試樣、元件、子部件、零部件的多層次設(shè)計(jì)驗(yàn)證。對于零部件需要進(jìn)行峰值載荷試驗(yàn)，測試靜強(qiáng)度、疲勞、損傷容限特性，如果具備相似的設(shè)計(jì)、材料、負(fù)載的使用經(jīng)驗(yàn)，能表明試樣、元件、子部件已經(jīng)通過了充分分析和測試，那么零部件可以不需要進(jìn)行測試。

2復(fù)合材料的損傷類型

復(fù)合材料的損傷類型可分為五類，如圖2所示。I類損傷包括輕微分層、擦傷、多孔、環(huán)境損傷；II類包括深度擦傷、制造質(zhì)量、可測分層脫膠、局部受熱及環(huán)境造成的性能退化；III類包括大的可目視沖擊損傷VID或其他明顯損傷，比如漏油、系統(tǒng)失效、客艙噪音等；IV類包括轉(zhuǎn)子爆裂、鳥擊、爆胎、冰雹引起的嚴(yán)重?fù)p傷；V類包括嚴(yán)重的車輛碰撞、過載飛行、重著陸、誤頂升、材料丟失等。

圖2 復(fù)合材料損傷等級

對于不同的損傷類型，需要采用不同的檢查處理方式[4]。小型堅(jiān)硬物體沖擊造成的劃痕以及鈍物沖擊造成的分層對復(fù)合材料層板影響較大，如果在目視檢查中發(fā)現(xiàn)II、III類VID，需要進(jìn)行試驗(yàn)；如果發(fā)現(xiàn)IV類損傷如梁的受損，需要進(jìn)行損傷識別試驗(yàn)；劃痕不會明顯降低剩余抗壓強(qiáng)度，其預(yù)載影響很??；鈍物沖擊造成的分層損傷程度與準(zhǔn)靜力有關(guān)，準(zhǔn)靜力對總強(qiáng)度影響很大。一般大修能發(fā)現(xiàn)VID可目視沖擊損傷，多表現(xiàn)為蒙皮面板、縱梁、加強(qiáng)筋、框架、肋的嚴(yán)重?fù)p傷，對這些損傷有簡便的判別方式，廠家參考試驗(yàn)分析和運(yùn)行經(jīng)驗(yàn)，在VID參數(shù)的基礎(chǔ)上設(shè)置了參數(shù)ADL——可許用損傷極限，如果沖擊造成復(fù)合材料的表面損傷在ADL限制之內(nèi)，可以保留故障放行。

橫向沖擊的表征是凹坑深度，由于可見內(nèi)部裂紋和分層，可以用凹坑深度和裂紋長度來表征損傷?？湛凸菊J(rèn)為，例行工作可以通過詳細(xì)目視檢查和一般目視檢查，檢測到最小的沖擊損傷BVID，在95%的置信區(qū)間可以檢測的概率為90%；波音公司認(rèn)為，BVID是較小的損傷，一般特征是0.01-0.02英寸深度的凹坑，在大修時(shí)不一定會被發(fā)現(xiàn)，可以用SHM代替目視檢查進(jìn)行監(jiān)控。

為了直觀地了解影響事件的主要因素，這里采用柏拉圖分析法，即按照事件影響因素發(fā)生頻率高低順序繪制直方圖，其中累計(jì)達(dá)到百分之八十的因素可代表造成事件的主要原因。統(tǒng)計(jì)民航近年來復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷的故障，使用柏拉圖分析方法分析，發(fā)現(xiàn)機(jī)翼、動(dòng)力裝置、機(jī)身的結(jié)構(gòu)件故障率較高，占復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷事件的85.5%，如圖3所示?？烧J(rèn)為這幾個(gè)系統(tǒng)的故障是復(fù)合材料修理的主要對象。其中機(jī)翼結(jié)構(gòu)主要發(fā)生翼尖小翼雷擊點(diǎn)復(fù)合材料分層，襟翼復(fù)合材料分層；機(jī)身結(jié)構(gòu)主要發(fā)生雷達(dá)罩5點(diǎn)鐘位置復(fù)合材料層與貼膜分層；動(dòng)力裝置結(jié)構(gòu)件主要發(fā)生風(fēng)扇包皮反推包皮復(fù)合材料損壞；艙門結(jié)構(gòu)主要發(fā)生貨艙、輪艙門撞損等故障。一般會根據(jù)實(shí)際情況采用臨時(shí)措施進(jìn)行處理，比如用金屬膠帶粘貼，然后在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)送復(fù)合材料修理，比如將調(diào)好結(jié)構(gòu)膠的纖維布平整在損傷區(qū)域，且保證沒有氣泡，在結(jié)構(gòu)膠固化后再將修理表面打磨平整，噴漆處理。

圖3 復(fù)合材料損傷柏拉圖分析

3 復(fù)合材料損傷的預(yù)防措施

復(fù)合材料大量運(yùn)用于結(jié)構(gòu)承力件，由于具有可鋪層設(shè)計(jì)的特性，其性能與材料設(shè)計(jì)方法密不可分，造成損傷形式多種多樣，較為可靠的預(yù)防方法是對復(fù)合材料的損傷進(jìn)行結(jié)構(gòu)監(jiān)控[5]。結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)控圖例如圖4所示。航空器結(jié)構(gòu)監(jiān)控需要三方面的要求，一是DTA損傷容限分析，包括關(guān)鍵損傷尺寸數(shù)據(jù)，二是無損檢測的敏感度、精確度和頻次，建立最小檢測間隔，三是為了達(dá)到要求的敏感度，無損檢測技術(shù)遇到的困難。

SHM結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)是最新的結(jié)構(gòu)監(jiān)控技術(shù)，可用于復(fù)合材料損傷的預(yù)防，也可用于老齡飛機(jī)的結(jié)構(gòu)檢測[6]，它的原則是在極限載荷下不可見損傷不能降低剩余強(qiáng)度，在限制載荷下?lián)p傷不再延伸。這種方法是FAA與飛機(jī)制造商一起研究提出的，F(xiàn)AA準(zhǔn)備在2014年之前發(fā)布商業(yè)運(yùn)輸類航空器的SHM指南。SHM技術(shù)的核心是在航空器結(jié)構(gòu)中嵌入真空式或壓電式裂紋傳感器，壓電式傳感器在感受外力拉伸壓縮時(shí)能產(chǎn)生信號，正常狀況下，信號是連續(xù)的的波形，一旦出現(xiàn)裂紋，波形振幅會產(chǎn)生變化，地面人員可通過下載傳感器數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)監(jiān)控。建立SHM系統(tǒng)需要傳感器、數(shù)據(jù)采集存儲系統(tǒng)、數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)及數(shù)據(jù)譯碼診斷系統(tǒng)，其中診斷系統(tǒng)包括系統(tǒng)識別、結(jié)構(gòu)建模、結(jié)構(gòu)狀態(tài)評估和殘值預(yù)測等幾個(gè)功能模塊。SHM監(jiān)控形式分為兩種，一種是損傷監(jiān)控，即通過嵌入結(jié)構(gòu)的傳感器直接檢測損傷載荷；另一種是狀態(tài)監(jiān)控，監(jiān)控?fù)p傷出現(xiàn)的概率。

圖4 結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)控圖例

由于SHM技術(shù)可用以測量材料的局部沖擊、分層、進(jìn)水、應(yīng)力應(yīng)變值，因此一定程度可用來代替NDT無損檢測方法。在新MSG-3的系統(tǒng)分析和結(jié)構(gòu)分析中，將加入S-SHM例行結(jié)構(gòu)監(jiān)控的概念，通過維修大綱體現(xiàn)在日常維修工作中。SHM設(shè)計(jì)邏輯如圖5所示。成熟的SHM技術(shù)可以對材料提出新的設(shè)計(jì)要求，要求材料能夠探傷，可以維修，具有更高的可靠性，有自我診斷能力。

圖5 SHM設(shè)計(jì)邏輯

[1] 彭名鵬.復(fù)合材料修理傳熱分析[J].航空維修與工程， 2012，(5).

[2] 陳俊逸.民航飛機(jī)復(fù)合材料修理[J].中國科技博覽，2010，(14).

[3] 王鳳文,賀旺,許光群.飛機(jī)復(fù)合材料修理中固化技術(shù)的探討[J].航空維修與工程， 2012，(3).

[4] 劉毅.淺析直升機(jī)復(fù)合材料修理技術(shù)[J].硅谷，2010，(21).

[5] 付國正.復(fù)合材料修理金屬結(jié)構(gòu)的應(yīng)用技術(shù)[J].直升機(jī)技術(shù)，2007，(1).

[6] 王文濤.淺析飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理技術(shù)[J].科技風(fēng)，2013，(12).