復(fù)合材料全尺寸試驗件引入損傷概述

王春壽

（上海飛機(jī)設(shè)計研究院強(qiáng)度設(shè)計研究部，上海 200232）

0 引言

由于復(fù)合材料優(yōu)秀的力學(xué)性能和減重效果，越來越多的飛機(jī)結(jié)構(gòu)尤其是民用飛機(jī)采用復(fù)合材料，而復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在制造和使用過程中都會產(chǎn)生缺陷或者損傷，這就要求在進(jìn)行適航符合性驗證時考慮到制造缺陷和使用過程中的損傷，使用過程中的損傷主要表現(xiàn)為沖擊損傷。

本文闡述了飛機(jī)復(fù)合材料全尺寸試驗件引入損傷的必要性，引入損傷的類型、損傷尺寸的確定、引入損傷的原則等并以現(xiàn)有機(jī)型的復(fù)合材料全尺寸試驗件的引入損傷為例，形成了飛機(jī)復(fù)合材料全尺寸試驗件損傷引入的方法。

1 引入損傷的必要性

首先，復(fù)合材料零件在制造和使用過程中產(chǎn)生的損傷或者缺陷不可避免，因此為了保證復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件在飛機(jī)服役期的安全就必須在復(fù)合材料全尺寸試驗件中人為引入這些損傷，并且這也是適航規(guī)章和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)積木式試驗驗證方法的要求。其次，有助于在飛機(jī)生產(chǎn)制造過程中的超差處理以及維護(hù)文件中的ADL（Allowable Damage Limit允許損傷極限）的確定。

2 引入損傷的類型

復(fù)合材料全尺寸試驗件的引入損傷分為2類：一類是在試驗件制造過程中預(yù)埋，稱為預(yù)埋缺陷；另一類是在試驗前或者試驗過程中引入，本文中將這類損傷稱為后期引入損傷，主要體現(xiàn)為沖擊損傷。本節(jié)將分別介紹預(yù)埋缺陷和后期引入損傷的類型以及各損傷類型對應(yīng)的損傷容限要求。

2.1 預(yù)埋缺陷

復(fù)合材料全尺寸試驗件預(yù)埋缺陷包括孔隙率、小的分層、脫膠、夾雜等，試驗件中所含的預(yù)埋缺陷應(yīng)該在全壽命期內(nèi)不擴(kuò)展，并且含預(yù)埋缺陷的結(jié)構(gòu)具有極限載荷承載能力，如圖1所示。復(fù)合材料全尺寸試驗件中典型的預(yù)埋制造缺陷如表1所示。

2.2 后期引入損傷

復(fù)合材料全尺寸試驗件后期引入損傷一般包括沖擊損傷、大的劃傷等，其中沖擊損傷又分為BVID、VID和LVID。

根據(jù)表1，含有BVID損傷的復(fù)材結(jié)構(gòu)在飛機(jī)壽命期內(nèi)缺陷或者損傷必須是穩(wěn)定的或者可控的，并且能夠承受極限載荷；含有VID損傷的復(fù)材結(jié)構(gòu)在其檢查間隔內(nèi)損傷必須是穩(wěn)定的或者可控的，并且能夠滿足限制載荷的要求；含有LVID損傷的結(jié)構(gòu)必須在損傷發(fā)生后的短時間內(nèi)明顯可檢，并立即進(jìn)行修理，受到損傷后的結(jié)構(gòu)能滿足限制載荷要求。

3 引入損傷尺寸的確定

3.1 預(yù)埋缺陷尺寸的確定

為了獲得復(fù)合材料全尺寸試驗件預(yù)埋缺陷的尺寸，需要開展的工作有：（1）收集各復(fù)合材料部件供應(yīng)商前期生產(chǎn)的試驗件缺陷易發(fā)生位置、大小等信息；（2）收集各復(fù)合材料部件供應(yīng)商無損檢測系統(tǒng)對各類制造缺陷的檢查能力；（3）收集各復(fù)合材料部件制造驗收條件中對制造缺陷的要求。

3.2 后期引入損傷尺寸的確定

圖1 損傷類型與損傷容限要求示意

沖擊損傷的確定需要前期對復(fù)合材料試驗件不同位置進(jìn)行不同能量的沖擊，通過不同位置損傷的模擬試驗確定沖擊損傷的大小。目前國內(nèi)外對沖擊損傷的要求一般為：BVID損傷要求沖擊損傷回彈后的凹坑深度不小于0.3mm，VID損傷要求沖擊回彈后的凹坑深度不小于1.0mm。

表1 典型的預(yù)埋缺陷

4 損傷引入原則

4.1 預(yù)埋缺陷引入原則

飛機(jī)復(fù)合材料全尺寸試驗件預(yù)埋缺陷的引入原則有：（1）預(yù)埋缺陷應(yīng)盡可能地布置在易于發(fā)生制造缺陷的部位，如梁緣條圓角區(qū)，長桁三角填充區(qū)；（2）預(yù)埋制造缺陷應(yīng)布置在結(jié)構(gòu)危險細(xì)節(jié)處，并且與其他類型損傷對結(jié)構(gòu)的響應(yīng)不發(fā)生耦合影響；（3）預(yù)埋制造缺陷應(yīng)位于結(jié)構(gòu)上層間應(yīng)力較大的厚度位置；（4）由于在試驗過程中需要監(jiān)控缺陷的狀態(tài)，因此預(yù)埋缺陷的位置應(yīng)便于檢測。

4.2 后期損傷的引入原則

飛機(jī)復(fù)合材料全尺寸試驗件后期引入損傷的原則如下：（1）后期引入損傷應(yīng)布置在易于沖擊或者劃傷的部位；（2）后期引入損傷應(yīng)布置在結(jié)構(gòu)危險細(xì)節(jié)處，并且與其他類型損傷不發(fā)生耦合。

5 復(fù)合材料全尺寸試驗件損傷引入示例

圖2中的引入損傷包含試驗件制造階段預(yù)埋的制造缺陷和后期引入的BVID、VID和LVID損傷，這些損傷分布在試驗件的蒙皮、長桁、翼肋、蒙皮與長桁的膠結(jié)面以及蒙皮與翼肋的膠結(jié)面等部位。

圖2 復(fù)合材料全尺寸試驗件損傷引入分布示例

6 結(jié)語

本文通過闡述飛機(jī)復(fù)合材料全尺寸試驗件引入損傷的必要性，引入損傷的類型、損傷尺寸的確定、引入損傷的原則，形成了飛機(jī)復(fù)合材料全尺寸試驗件損傷引入的方法，為復(fù)合材料全尺寸試驗、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的適航符合性驗證提供了參考。

[1]中國民用航空局.CCAR-25-R4中國民用航空規(guī)章第25部運輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].中國：中國民用航空局，2011.

[2]AC 20-107B，Aircraft Composite Structure，F(xiàn)ederal Aviation Administration.

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[5]沈真，張曉晶.復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計與驗證概論[M].上海：上海交通大學(xué)出版社，2011.