復合材料機翼結構損傷建模與維修效果評估

摘" 要：當今，使用復合材料補片修復復合材料蒙皮損傷已成為常見做法。然而，目前對損傷位置影響的研究較少，而進行實驗研究所需的成本也相對較高。該文利用ABAQUS有限元仿真軟件對某型低速飛機的復合材料機翼進行靜力學分析，并比較不同位置損傷條件下修復前后的力學性能。結果顯示，損傷部位的最大位移與最大應力會隨著翼展方向發(fā)生變化。此外，貼片修復能有效減少損傷部位承受的應力大小，為復合材料機翼結構損傷修復提供有效手段。

關鍵詞：復合材料機翼；損傷部位；貼片修復；有限元分析；數(shù)值模型

中圖分類號：TB33" " " 文獻標志碼：A" " " " " 文章編號：2095-2945（2024）33-0052-04

Abstract： Using composite patch repair to address damage on composite skin is a common practice nowadays. However， there is limited understanding of the influence of damage location， and experimental research on this topic tends to incur relatively high costs. In this study， static analysis of a composite wing of a certain type of low-speed aircraft was conducted using the ABAQUS finite element simulation software. The mechanical performance before and after repair was compared under different damage conditions. The results indicate that the maximum displacement and maximum stress at the damaged area vary with the spanwise direction. Additionally， patch repair can effectively reduce the stress experienced at the damaged area， serving as an effective method for repairing damaged composite wing structures.

Keywords： composite wing; damage site; patch repair; finite element analysis; numerical model

先進復合材料以其優(yōu)異的設計性能和減重性能已經(jīng)成為航空領域最重要的結構材料之一，在新型飛機上的用量也正大幅提高。在使用和維護過程中不可避免地會發(fā)生結構損傷，復合材料部件的維修任務量呈逐年上升趨勢，對先進維修技術的需求也日益迫切。開展復合材料維修的研究，對維修后復合材料結構的安全性進行定量分析，可為飛行安全提供更有力的數(shù)據(jù)支撐，具有重要的理論和工程價值[1-4]。

近年來，國內外研究者們針對復合材料機翼損傷建模與損傷修復等方面展開了大量研究。鐘成行等[5]采用ABAQUS有限元軟件研究了復合材料機翼結構的力學性能，通過建立某型復合材料機翼的有限元模型并結合實際工況對機翼工藝結構進行仿真模擬。Spyridon等[6]利用低成本的數(shù)值工具對復合材料飛機機翼進行尺寸優(yōu)化，開發(fā)了現(xiàn)代運輸飛機機翼的等效模型，并將其與等效的三維有限元模型進行了比較。通過自然頻率和模態(tài)的結果，表明數(shù)值模型與等效模型之間存在良好的一致性。

在前述研究中，尚未充分考慮損傷位置對維修效果的影響。因此，本文決定采用基于ABAQUS仿真研究的方式，深入探討這一問題。另外，維修效果評價對航空器結構的可靠性至關重要，然而當前研究在此方面尚未得到充分重視。本文將通過ABAQUS有限元軟件，使用數(shù)值仿真模型對部件的損傷部位進行模擬，并對維修后的效果進行剩余性能評估。

1" 復合材料機翼建模

本文將聚焦于某型低速飛機的復合材料機翼結構建模與分析。具體包括以下內容：首先確定機翼的幾何參數(shù)，以確保其符合設計要求；其次進行機翼各部分的結構設計，包括不同部位材料的選擇，以及鋪層方式的設計，以保證結構的強度和輕量化。

1.1" 機翼的結構設計

在進行結構設計時，需要根據(jù)機翼不同部位的受力特性進行簡化設計。文中將重點考慮蒙皮、翼梁、翼肋和蜂窩結構的設計。這些部位在飛行過程中承受著不同的力和扭矩，因此需要根據(jù)飛機設計手冊[7]對其進行合理的設計，以確保機翼整體結構的強度和穩(wěn)定性。

1.1.1" 蒙皮的設計

蒙皮是飛機的氣動外形組成部分，承受著部分剪力和氣動載荷。根據(jù)飛機設計手冊的建議，本文中采用了等弦直長機翼（如圖1所示），蒙皮長度為1 366 mm，寬度為266 mm，高度為44 mm。

1.1.2" 翼梁的設計

翼梁是機翼主要的縱向受力構件，承擔著關鍵的剪力和彎矩。本文中，機翼前緣到主翼盒前梁腹板的距離為41 mm，機翼后緣到主翼盒后梁腹板的距離為103 mm。

1.1.3" 翼肋的設計

翼肋的作用十分關鍵，它能有效地傳遞氣動壓力、升力以及集中載荷到翼梁上，同時保持機翼的良好氣動外形。本文將依靠機翼蒙皮設計，如圖2所示，向機翼沿展方向均勻布置8個翼肋。

1.1.4" 蜂窩結構設計

機翼后緣蜂窩結構的作用在于減輕重量、增強剛度、提升氣動效能和保護尾翼，從而提高飛機的性能和安全性。本文中采用直接定義蜂窩材料的方式進行模型搭建，無需對蜂窩結構實體進行建模。

1.2" 機翼結構的材料選擇與鋪層

機翼機構截面形狀圖如圖3所示，機翼上下壁板、前緣壁板、后緣壁板都使用復合材料結構，統(tǒng)一使用鋪層[-45/90/45/90/-45/0/-45/90/45/90/-45]，單層材料為com101（見表1），單層厚度0.21 mm。

機翼后緣使用全高度蜂窩填充，蜂窩材料為hc（見表2）。機翼主翼盒前后梁、翼肋、長桁結構均采用7075鋁合金材料（見表3）。

2" 損傷模型與修復模型的建立

為了深入研究不同損傷部位對機翼結構力學分析的影響，本文預制了機翼結構損傷模型，并在此基礎上對損傷模型進行修復，得到維修模型，具體技術路線如圖4所示。

2.1" 預制損傷模型建立

依據(jù)對機翼前緣多個損傷部位的研究，本文將結合等弦直長機翼結構特性預制3組損傷部位模型，分別為機翼前緣根部損傷、機翼前緣中部損傷及機翼前緣梢部損傷，見表4。

2.2" 維修模型的建立

復合材料修理技術的先進原理是：利用器械無損檢查出復合材料內部損傷位置和源頭，然后將受損材料部分去除掉，繼而補進新的材料進去[8]。本次維修模型建立在損傷部位已經(jīng)完成擴孔處理，且受損材料已經(jīng)去除的基礎之上，對已有損傷的模型通過貼片修復的方式對其進行貼補修復，如圖5所示。

3" 機翼結構靜力學分析與維修效果評估

本文在ABAQUS環(huán)境下完成了對機翼無損模型、損傷模型與維修模型的靜力學分析。作用在機翼模型上的載荷簡化為2部分：升力方向載荷與發(fā)動機載荷。其中，上翼面施加均布壓力載荷，其中升力方向總載荷為10 000 N，在從翼根處第4根翼肋下方施加升力反方向的集中載荷5 000 N用以模擬發(fā)動機集中力。在此基礎上，對機翼左側翼根端進行固定約束，右側翼梢端為自由端，載荷與約束施加示意圖如圖6所示。

3.1" 損傷模型的仿真分析

圖7為其中一種損傷位置的位移云圖，圖8為其中一種損傷位置的應力云圖，考慮到復合材料的各向異性，在應力結果的選取上，我們選用了S11、S22、S33三個主應力分量和S12面內剪切應力結果作為參考。損傷模型位移結果與應力結果匯總表見表5。

3.2" 維修模型的仿真分析

在損傷模型的基礎上對其進行貼片修復，從而得到3個不同修補部位的維修模型，我們對維修模型施加的載荷和約束與分析損傷模型時一致，所得到的維修模型的位移與應力結構見表6。

3.3" 性能對比分析

通過對損傷模型與維修模型的位移、應力結果進行分析發(fā)現(xiàn)：對機翼整體施加載荷與約束后，機翼所承受的最大應力的部位并不位于蒙皮結構。因此，對于蒙皮損傷的觀察上，本文選擇了蒙皮預制損傷口上的10個點（如圖9所示），通過提取10個點的最大位移與最大應力，從而可以基本確定損傷孔周圍蒙皮結構的最大位移與最大應力，提取結果見表7。

由表7可知，①損傷部位的最大位移與S11、S12、S22方向最大應力結果由翼根部沿著翼展方向逐漸增大，在修復后也同樣存在這一規(guī)律；②在對損傷模型進行修復后，損傷部位的S11、S12、S22方向最大應力結果均出現(xiàn)了不同程度的減??；③損傷部位修復前后，在S33方向上的最大應力始終未發(fā)生變化。

4" 結論

文中主要利用ABAQUS有限元仿真軟件對某型低速飛機的復合材料機翼結果進行了靜力學分析，并對比了其在不同位置損傷條件下，修復前后的力學性能，主要得到以下結論。

1）有限元仿真分析可以很好地實現(xiàn)對復合材料機翼結構的損傷模擬與分析。

2）通過比較修復前復合材料機翼損傷部位結點的最大位移和最大應力，可以得知損傷部位的最大位移和最大應力結果會隨著翼展方向的變化而變化。

3）通過比較未修復狀態(tài)和貼片修復狀態(tài)下?lián)p傷部位結點的最大應力結果，可以得出結論：貼片修復可以有效減少損傷部位承受的應力大小，因此是復合材料機翼結構損傷修復的一種有效手段。

參考文獻：

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