一種蒙皮修補(bǔ)方案對(duì)夾層結(jié)構(gòu)壓縮性能的影響

摘 要：文章介紹了一種蒙皮修補(bǔ)方案對(duì)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)壓縮性能的不利影響，采用在蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的上面板中置入分層缺陷，并采用貼補(bǔ)片補(bǔ)強(qiáng)的方法，測(cè)試該試驗(yàn)件的抗壓性能。結(jié)果表明：該修補(bǔ)方式會(huì)導(dǎo)致蜂窩夾層結(jié)構(gòu)典型壓縮試驗(yàn)件抗壓性能的降低。

關(guān)鍵詞：蜂窩夾層；分層；修補(bǔ)

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)是復(fù)合材料的一種特殊類(lèi)型[1]。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)通常是由比較薄的面板與比較厚的芯子膠接而成[2]。一般面板采用強(qiáng)度和剛度比較高的材料，芯子采用密度比較小的材料，如蜂窩芯、泡沫芯、波紋板芯等。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有比強(qiáng)度和比剛度高的優(yōu)點(diǎn)，可以充分發(fā)揮材料的抗彎強(qiáng)度和抗彎剛度，比傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)減重10%～30%[3]。夾層結(jié)構(gòu)具有重量輕、彎曲剛度及強(qiáng)度大、抗失穩(wěn)能力強(qiáng)、耐疲勞、吸音、隔熱等優(yōu)點(diǎn)，因此在飛行器結(jié)構(gòu)上得到了廣泛應(yīng)用，對(duì)結(jié)構(gòu)減重有良好的效果。然而復(fù)合材料層間強(qiáng)度低，抗沖擊性能差的固有缺點(diǎn)導(dǎo)致在制造和使用過(guò)程中不可避免的會(huì)存在缺陷或損傷，所有復(fù)合材料的損傷以及受損結(jié)構(gòu)的修補(bǔ)問(wèn)題得到了國(guó)內(nèi)外專(zhuān)家及研究者的廣泛關(guān)注。然而目前在這方面的研究中，絕大部分是理論上的研究，不針對(duì)特定結(jié)構(gòu)，能針對(duì)典型結(jié)構(gòu)給出指導(dǎo)性的修補(bǔ)方案的研究還比較少，文章通過(guò)試驗(yàn)研究了一種針對(duì)蒙皮的修補(bǔ)方案對(duì)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)抗壓性能的影響。

1 試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及損傷情況

試驗(yàn)件示意圖見(jiàn)圖1，主要由下蒙皮、膠粘劑、蜂窩芯、膠粘劑、上蒙皮組成。試驗(yàn)件平面尺寸為500mm×500mm，面板材料為T(mén)300/BA9913預(yù)浸料：含膠量為31±2%，固化后單層厚度為0.125mm，由中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司生產(chǎn)，上下面板鋪層為[-45/0/45/90]s；芯材材料為芳綸紙蜂窩芯材（NRH-2-48（0.05）），蜂窩高度6mm：由中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司生產(chǎn)；上下面板與蜂窩芯材之間的膠膜為J-272C膠膜：厚度（0.25±0.02）mm，面密度：（300±30）g/m2，紗網(wǎng)載體膠膜，黑龍江石化所。

模擬分層缺陷采用預(yù)制缺陷的方法，即在鋪疊預(yù)浸料過(guò)程中，按表1規(guī)定的位置、尺寸預(yù)先在上蒙皮置入兩層無(wú)孔聚四氟乙烯薄膜，缺陷位置及補(bǔ)強(qiáng)片位置示意圖見(jiàn)圖2。蒙皮修補(bǔ)方式采用貼補(bǔ)法補(bǔ)強(qiáng)，補(bǔ)強(qiáng)面板材料為T(mén)300/BA9913預(yù)浸料，鋪層為[90/+45/0/-45]，補(bǔ)強(qiáng)材料與試驗(yàn)件面板膠接采用J-272B膠膜：厚度（0.18±0.02）mm，面密度：（220±30）g/m2，紗網(wǎng)載體膠膜，黑龍江石化所。補(bǔ)強(qiáng)材料貼補(bǔ)在上面板靠近蜂窩一側(cè)。預(yù)制缺陷及補(bǔ)強(qiáng)片和上蒙皮的剖面示意圖見(jiàn)圖3。

試驗(yàn)件分組見(jiàn)表1。

2 試驗(yàn)件制造

其工藝過(guò)程如圖4所示。

上蒙皮固化工藝為：室溫抽真空，加壓≥0.4MPa后，升溫至120℃，保溫2小時(shí)，降溫至70℃以下卸壓。0.5℃/min≤升溫速率≤1.5℃/min，降溫速率≤1.5℃/min。

膠接共固化工藝為：室溫抽真空，加壓≥0.3MPa后，升溫至85℃，保溫0.5小時(shí)，升溫至120℃，保溫2小時(shí)，降溫至70℃以下卸壓。0.5℃/min≤升溫速率≤1.5℃/min，降溫速率≤1.5℃/min。

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

對(duì)五種不同的類(lèi)型的典型壓縮試驗(yàn)件進(jìn)行了壓縮試驗(yàn)測(cè)試，其試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表2。

從圖5可以看出，試驗(yàn)件的應(yīng)變-載荷曲線都是呈線性的。從表2的試驗(yàn)結(jié)果可以看出：

（1）B組的平均抗壓力比A組低6%，C組的平均抗壓力與A組低0.9%，說(shuō)明面板置入分層缺陷后，抗壓力降低，置入的分層缺陷尺寸越大，抗壓力降低的越顯著。

（2）D組的抗壓力比C組低11.1%，E組的抗壓力比B組低20%，主要原因可能是由于上面板貼補(bǔ)強(qiáng)片后，補(bǔ)強(qiáng)片與蜂窩膠接的區(qū)域蜂窩發(fā)生變形，導(dǎo)致試驗(yàn)件整體抗壓性能降低。

對(duì)破壞后的典型壓縮試驗(yàn)件進(jìn)行無(wú)損檢測(cè)，發(fā)現(xiàn)面板的分層缺陷尺寸保持原來(lái)的大小，面板也未發(fā)現(xiàn)新的缺陷，初步判斷試驗(yàn)件的破壞方式為蜂窩破壞。

4 結(jié)束語(yǔ)

該修補(bǔ)方式會(huì)導(dǎo)致蜂窩夾層結(jié)構(gòu)典型壓縮試驗(yàn)件抗壓性能的降低。

復(fù)合材料有著巨大的發(fā)展?jié)摿Γ覀円矐?yīng)該看到其面臨的各種難題，并不斷努力使其盡快完善起來(lái)。

參考文獻(xiàn)

[1]美國(guó)軍用手冊(cè) MIL-HDBK-17F 聚合物基復(fù)合材料的使用、設(shè)計(jì)和分析[S].國(guó)防科技工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)化研究中心，2004.

[2]負(fù)欽東.復(fù)合材料在飛機(jī)上的應(yīng)用與修理[J].民航科技，2009，3：114-116.

[3]梁春生.蜂窩夾層結(jié)構(gòu)復(fù)合材料膠接共固化工藝技術(shù)研究[J].航空制造技術(shù)，2014.

作者簡(jiǎn)介：臺(tái)元月（1982，12-），女，山東諸城人，碩士，漢族，中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司，工程師，研究方向：先進(jìn)復(fù)合材料制造技術(shù)。