蜂窩夾層結構雷達罩可允許損傷研究＊

王 軒，王洪達，郭巧榮，李頂河

（1.中國民航大學 航空工程學院，天津 300300；2.中國航空工業(yè)集團公司濟南特種結構研究所 高性能電磁窗航空科技重點實驗室，山東 濟南 250023）

1 引言

機載雷達是飛機的千里眼、順風耳，因此需保證它能夠正常工作。特別是對于軍用飛機，執(zhí)行的是戰(zhàn)斗任務，工作條件比較苛刻而復雜，雷達天線罩要承受強氣流、壓力沖擊、沙擊、鳥撞等隨機載荷，還要有良好的電性能。為此，要求雷達罩具有高的比強度、高的比剛度和良好的電磁波透過性能，而復合材料及其夾層結構就成為機載雷達天線罩的首選材料。蜂窩夾層結構雷達罩在外載荷、外來物沖擊和環(huán)境狀態(tài)等影響作用下或者在制造過程中往往會出現(xiàn)損傷。雷達罩產生損傷的主要原因有4個[1]，即雨蝕、外來物損傷、雷擊損傷和靜電燒蝕。由這些原因造成的雷達罩損傷類型主要有磨損、劃痕、裂紋、分層、脫膠、夾芯壓塌、穿孔和凹坑等。目前，國外軍用和商用飛機結構修理手冊（Structural Repair Manual，SRM）或部件修理手冊（Component Maintenance Manual，CMM）規(guī)定了對于不同損傷類型的可允許損傷限制值（Allowable Damage Limit，ADL）以及可允許損傷修復方法。

大量研究證明，不同損傷程度的蜂窩夾層結構具有不同的剩余強度[2-3]，產生的損傷威脅不同。在確定了損傷程度后，需要確定相應的損傷威脅，以決定應采取的處理措施。一旦完成了損傷威脅的評估，可以把各種損傷分為5類。對于帶有第1類損傷（可允許損傷）的雷達罩，在飛機結構壽命期間都應能保持極限載荷能力；對于帶有超出ADL的第2類和第3類損傷的雷達罩，在檢測周期內，其保持的剩余強度水平要足以超過限制載荷的能力（第2類）或者接近限制載荷的能力（第3類），一旦損傷被發(fā)現(xiàn)，必須修理；對于產生離散源損傷（第4類）的雷達罩，應具有承受持續(xù)安全飛行載荷的能力，返場后修理；對于產生超出設計的非正常損傷（第5類）損傷的雷達罩，應立即檢查修理。

2 國內外研究現(xiàn)狀

2.1 ADL和相應簡單修復技術

國內關于可允許損傷（修理容限下限）確定方法的研究尚處于起步階段，目前的研究還主要側重于定性研究。國產民用飛機ARJ21、新舟60、運12等型號主要用目視勉強可見沖擊損傷（BVID）來確定結構ADL，這明顯偏于保守，不利于飛機維修的經(jīng)濟性。對于可允許損傷對應的修復技術，到目前為止，國內研究主要是跟蹤國外技術，在借鑒國外飛機維護手冊資料（比如SRM/CMM/AMM）的基礎上，結合工程經(jīng)驗制訂國產飛機結構損傷的簡單修復技術。

波音系列飛機的SRM和空客系列飛機的CMM中都給出了蜂窩夾層結構飛機雷達罩可能的結構損傷類型、相應的ADL和可允許損傷修復方法。以波音737-300飛機雷達罩（玻璃纖維面板蜂窩夾層結構）為例，對于劃痕、劃槽、磨損、凹坑、分層、脫膠、穿孔，面積小于1 in2可不進行結構修理，只需進行臨時性處理，用自帶膠的聚酯保護膜覆蓋損傷位置，防止水汽侵入蜂窩結構減弱雷達罩的電性能。而空客A320飛機雷達罩（玻璃纖維面板蜂窩夾層結構）CMM指出，對于磨損和劃傷，少于1層的損傷是允許的，但需進行補膠和補漆的臨時性處理，少于2層的損傷也是允許的，但需貼上保護膜或補片直至下次A檢進行永久性修復；對于分層、脫膠和夾芯壓癟，直徑小于250 mm的圓面積是允許的，但至下次C檢必須進行永久性修理；對于表面穿孔（穿刺）、凹坑損傷，直徑小于50 mm的圓面積是允許的，但需貼上保護膜或補片直至下次A檢進行永久性修復。

從國內外文獻、飛機維護手冊和可允許損傷的含義中可以看出，結構ADL的確定關鍵是要搞清楚影響結構強度的重要損傷類型，研究各類損傷在外載和環(huán)境等綜合作用下的剩余強度。

2.2 主要損傷類型和損傷結構剩余強度研究

2.2.1 分層

分層對結構完整性的影響取決于分層的尺寸、部位、深度和損傷區(qū)域的局部應力狀態(tài)。在拉伸載荷作用下，強度退化一般比較小，在10%～15%之間。在壓縮和剪切載荷作用下，局部失穩(wěn)會導致極限強度有較大的損失。分層區(qū)的局部不穩(wěn)定，是由于局部層合板（子層）的彎曲剛度減少產生的。分層擴展的機理很復雜，對其研究的文獻很多，發(fā)展出來的分析方法主要歸為兩大類，即基于損傷力學的方法和基于斷裂力學的方法。

2.2.2 面芯脫膠

在制造復合材料夾芯板的過程中，由于氣室、缺膠、富膠和樹脂固化不良等造成的缺陷，或者運輸、使用和維護過程中受到低速沖擊，水中浸泡造成的蒙皮與芯子局部分離，在壓縮或剪切載荷作用下，這些損傷將迅速擴展[4]，導致在服役期間內結構承載能力弱化，尤其是壓縮或剪切承載能力將大幅降低。為此，對于含面芯脫膠損傷的復合材料夾層板在損傷邊緣附近應力分析和開裂破壞機制的研究，已引起了廣大力學和設計工作者的極大興趣，并建立了很多分析模型和方法。

2.2.3 低速沖擊（凹坑）

對于低速沖擊造成層合板（蜂窩夾層結構面板）的損傷，往往表面上是看不出來的。其損傷類型可能同時伴隨有纖維斷裂、分層和基體開裂的情況，會導致抗壓強度下降到60%[5].

2.2.4 表面損傷（磨損、劃傷等）

關于含磨損、劃傷等表面損傷的復合材料結構剩余強度的研究報道很少。之前對于波音737-300飛機玻璃纖維面板蜂窩夾層結構雷達罩的劃痕、劃槽、磨損損傷，面積小于1 in2可不進行結構修理，只需進行臨時性處理，而對于空客A320飛機玻璃纖維蒙皮蜂窩夾層結構雷達罩磨損和劃傷損傷，少于1層或2層的損傷是允許的，但需進行臨時性處理。這里可允許損傷數(shù)據(jù)的確定主要依賴工程和使用經(jīng)驗，未見有關損傷剩余強度研究的報道。

3 可允許損傷的研究內容

3.1 商用飛機蜂窩夾層結構雷達罩可允許損傷

對現(xiàn)役主流波音系列飛機（波音737、波音747、波音777、波音 787）和空客系列飛機（A320、A330、A340、A380、A350）的維護手冊中有關蜂窩夾層復合材料結構雷達罩ADL和可允許損傷修復技術進行統(tǒng)計分析，給出不同機型蜂窩夾層結構雷達罩的可允許損傷，包括雷達罩結構材料體系、可允許損傷類型、ADL、可允許損傷修復技術等。在統(tǒng)計的基礎上，對比分析波音和空客飛機維護手冊中對于蜂窩夾層結構雷達罩可允許損傷規(guī)定的共同性和差異性，給出了現(xiàn)役主流商用飛機蜂窩夾層結構雷達罩共同存在的損傷類型和相對應的ADL大致范圍以及可參考的簡單修復技術。

3.2 可允許損傷確定方法研究

3.2.1 含損傷蜂窩夾層結構剩余強度分析研究

確定ADL需要深入研究含損傷復合材料結構剩余強度問題，最終必須由試驗研究確定。由于復合材料結構的分散性比較大，需要大量的試驗研究。利用仿真分析的方法可以有效指導試驗研究工作，減少重復試驗工作量。所以，建立有效的含損傷蜂窩夾層結構剩余強度分析模型對于確定雷達罩ADL有重要的工程價值。

3.2.2 含損傷蜂窩夾層結構剩余強度試驗研究

對無損傷、含不同損傷尺寸（損傷表征）的表面損傷、分層、脫膠和凹坑（沖擊）的蜂窩夾層結構試件進行靜強度試驗，包括拉伸和壓縮，通過剩余強度試驗得到各組試件的破壞載荷。根據(jù)各組試件（相同類型損傷相同表征參數(shù)的每組試件至少3個以上）的破壞載荷和設計極限載荷，分析損傷尺寸（損傷表征）對剩余強度的影響，揭示導致結構失效的主要原因。同時，建立損傷尺寸（損傷表征）與靜強度近似關系表達式，研究確定ADL參考值。

3.2.3 含ADL參考值的蜂窩夾層結構疲勞壽命分析和試驗

對含不同損傷類型ADL參考值的雷達罩結構進行譜載荷（拉-壓）2倍壽命疲勞試驗，驗證含ADL參考值的雷達罩在飛機壽命內無擴展；對含ADL參考值蜂窩夾層雷達罩損傷結構進行極限載荷試驗，證明結構能承受極限載荷作用，并在使用壽命內不能影響飛機的使用。最后，將ADL參考值乘以安全系數(shù)最終確定ADL。

3.3 可允許損傷修復技術研究

在參考現(xiàn)役主流商用飛機蜂窩夾層雷達罩結構可允許損傷修復技術的基礎上，結合已有的簡單修復技術，針對不同損傷類型，研究制訂可允許損傷對應的簡單修復技術（補膠、補漆、貼保護膜），并對可允許損傷修復后結構進行電性能測試，分析判斷其電性能是否合格。

4 結論

針對國產軍機蜂窩夾層結構雷達罩可允許損傷研究，分析了這項工作蘊含的工程意義和經(jīng)濟價值，綜述了國內外研究現(xiàn)狀，給出了比較系統(tǒng)的總體研究方案。本文首先分析、統(tǒng)計了民機雷達罩可允許損傷規(guī)定，然后在此基礎上，利用剩余強度理論研究其ADL的確定方法，發(fā)展其可允許損傷簡單修復技術，通過試驗給出主要典型損傷類型對應的ADL及其簡單修復技術。由相關內容可知，試驗采用的研究方法成熟，方案內容可行。可允許損傷的研究工作為國產飛機雷達罩設計人員編寫SRM 或CMM的雷達罩結構部分、使用維護人員正確處理雷達罩結構損傷和局方進行維護手冊的審定批準提供了有力的支持。

［1］王興業(yè)，楊孚標，曾竟成，等.夾層結構復合材料設計原理及其應用［M］.北京：化學工業(yè)出版社，2007.

［2］Lufthansa Perspectives on Safe Composite Maintenance Practices［C］//FAA Damage Tolerance Workshop Amsterdam，2007：9-11.

［3］Chantal Fualdes.Composite@Airbus Damage Tolerance Methodology［C］//FAAWorkshop for Composite Damage Tolerance and Maintenance，2006：19-21.

［4］Vadakkle V，Carlsson LA.Experimental investigation of compression failure of sandwich specimens with face/core debond［J］.Composites，2000（44）：776-786.

［5］童谷生，孫良新，劉英衛(wèi)，等.復合材料層壓板低能量沖擊后剩余抗壓強度的工程估算［J］.機械工程材料，2004，28（3）：19-21.