基于復(fù)合材料機身蒙皮的混合修理研究

劉禮平 王宇燦

摘要：論文以飛機復(fù)合材料蒙皮為研究對象，研究探討含穿透性孔損傷的復(fù)合材料蒙皮的修理方法。由于膠鉚混合修理傳力機制較為復(fù)雜，故只針對簡單的含穿透性孔損傷的復(fù)合材料層合板平板的模型進行相關(guān)力學性能分析研究，研究膠鉚混合修理的修理效果。論文基于ANSYS12.0軟件有限元分析軟件進行相關(guān)建模和有限元分析，對膠鉚混合修理方式進行研究。

Research on Hybrid Repair of Composite Skin Fuselage

Abstract In this paper，the composite material skin of the aircraft is taken as the research object，and the repair method of the composite skin with penetrating hole damage is studied. Because of the complexity of the mechanism of adhesive-rivet hybrid repair，it is only for the simple mechanical properties of composite laminates with penetrating holes. The thickness of laminates are studied. To study its effect on adhesive-rivet hybrid repair. Based on ANSYS12.0 finite element analysis software，the correlation modeling and finite element analysis are carried out. The effect of different thickness laminates on the mechanical properties is studied.

1 背景內(nèi)容

1.1 復(fù)合材料膠鉚混合修理國內(nèi)外研究現(xiàn)狀對比

復(fù)合材料由于其比強度和比剛度高、抗疲勞性、減振性和熱穩(wěn)定性好等特點，使其在航空航天域應(yīng)用廣泛[1-7]。波音787占飛機結(jié)構(gòu)重量的50%使用復(fù)合材料[4-8]。大型民航客機大量的使用復(fù)合材料，必將使航空公司和航空維修企業(yè)由傳統(tǒng)的主要對金屬結(jié)構(gòu)的維護與修理轉(zhuǎn)到主要對復(fù)合材料的維護和修理。

目前，復(fù)合材料的修理方式通常有膠接修理、機械修理和機械-膠混合修理三種方式。這三種修理方式各自有其獨特的優(yōu)點，由于膠接修理的修理手段多樣，不僅能夠在時間緊、任務(wù)急的情況下采用臨時貼補修理來處理損傷不嚴重的情況，而且還可以通過永久挖補修理的方式最大效率的恢復(fù)結(jié)構(gòu)強度且能夠?qū)鈩油庑我筝^高的蒙皮表面進行有效處理而被廣泛采用。在復(fù)合材料膠鉚混合修理的研究中，Kweon J H，Jung J W[8-13]兩位學者在研究文獻中研究了膠層材料對膠螺混合連接接頭的性能影響。白瑞祥、郭兆璞等人[14-15]對復(fù)合材料層合板、殼膠鉚混合連接件進行了有限元分析；從中可以發(fā)現(xiàn)，現(xiàn)有大部分的研究人員的研究還不夠深入，所以，復(fù)合材料機身蒙皮混合修理的研究是十分具有現(xiàn)實意義的。

1.2 本文主要研究內(nèi)容

本文基于ANSYS12.0主要對復(fù)合材料膠鉚混合修理進行有限元仿真分析，以復(fù)合材料機身蒙皮的單側(cè)貼補法為研究背景，以復(fù)合材料含穿透性孔損傷的層合板為基本模型，對膠鉚混合修理進行力學性能特性分析，研究膠鉚混合修理對復(fù)合材料模型的應(yīng)力分布的影響。

2 有限元模型

2.1 力學性能參數(shù)選擇

根據(jù)相關(guān)文獻和實驗結(jié)論，膠接修理效果并不隨著膠層厚度的增加一直提高，通常膠層厚度取0.1mm-0.15mm，為方便建模，論文中膠層厚度取0.1mm。膠層材料采用 EC3448，其力學性能參數(shù)如表2-2所示。

2.2 膠鉚混合修理有限元建模

膠鉚混合修理有限元模型中，層合板、膠層和補片都采用掃掠式網(wǎng)格劃分方法，膠層和層合板及補片的接觸類型為Bond（always）接觸，鉚釘和其他部件的接觸部位定義的接觸類型為standard接觸。膠鉚混合有限元模型中各部件的有限元模型如圖2-2所示，圖2-3是各部件的網(wǎng)格劃分狀態(tài)。

3 加載和結(jié)果分析

膠鉚混合修理模型先對層合板四周進行固支，再對鉚接模型的釘頭所在的一側(cè)平面進行外部加載大小為0.06MPa的均布載荷。然后進行分析計算，得出相關(guān)的應(yīng)力云圖。圖3-1顯示了層合板每一層的應(yīng)力分布云圖。

由8層層合板每一層的Von-mises等效應(yīng)力云圖易知每一層的應(yīng)力分布，應(yīng)力較大的區(qū)域分布在四周固支區(qū)域和補片貼補區(qū)域邊緣區(qū)域，四顆鉚釘?shù)囊霙]有明顯改變低應(yīng)力區(qū)的分布，同時可以通過應(yīng)力云圖可以得知每一層的最大最小應(yīng)力，如表3-1所示。

由表3-1易知，膠鉚混合修理的復(fù)合材料鋪層最大應(yīng)力發(fā)生在第6層，大小為4479MPa，膠層鋪層最大應(yīng)力發(fā)生在第2層，大小為223.592MPa。膠鉚混合修理用于膠接的單層膠層的等效應(yīng)力圖如圖3-2，膠層的剝離應(yīng)力圖如圖3-3所示。

由圖3-2和圖3-3易知，膠層的最大等效應(yīng)力為60.355MPa，最大剝離應(yīng)力為42.511MPa，最大剝離應(yīng)力已經(jīng)大于膠層所允許的最大應(yīng)力6.8MPa，故膠層已經(jīng)發(fā)生破壞失效。

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（作者單位：中國民航大學航空工程學院）