复合材料胶接修复技术在飞机金属结构修理中的应用现状及展望

随着复合材料技术的不断突破，复合材料胶接修复技术在飞机金属结构修理中获得了越来越广泛的应用。本文总结了该技术的主要特点及其关键点，详细论述了该技术在军机、民机上的应用情况，阐述了目前国内复合材料胶接修复飞机金属结构的应用现状，并对该技术未来的发展方向进行了展望。

引言

为了满足重量轻、强度高的要求，飞机金属结构以高强度铝合金材料为主。随着飞机服役时间的延长，疲劳载荷或应力腐蚀效应日趋明显，铝合金构件产生塑性应变集中，萌生裂纹，破坏正常传力路径，性能退化严重，甚至造成构件断裂，严重威胁飞行员的生命安全和任务的执行。

目前，飞机金属材料裂纹的修理方式仍以机械修理为主，包括在裂纹尖端打止裂孔或者在裂纹区域通过机械连接的方式添加金属加强角盒。然而，机械修理存在机械连接不可达、修理周期不可控、修理增重等多种弊端。为解决上述复杂区域结构裂纹损伤问题，需开发应用新型飞机修理技术，其中，飞机金属结构复合材料胶接修复技术因其优异的性能，具有广阔的应用前景。

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复合材料胶接修复技术特点

针对飞机结构裂纹、腐蚀等典型损伤，传统的机械修复通常是在损伤区域进行打磨，并在裂纹尖端加工出防止裂纹进一步扩展的止裂孔，采用螺栓连接、铆接等方法以金属补片、加强角盒等对损伤区域进行局部加强。然而，飞机构件往往构型复杂，裂纹扩展路径不规律，在形状复杂区域机械连接修理的工艺性差；采用机械修复对构件进行钻孔加工，不可避免地破坏了原有承载结构和载荷传递路径，在止裂孔周边易产生应力集中，有可能致使损伤部位的受力情况进一步恶化。

复合材料胶接修复技术避免了机 械连接修复对原有金属结构造成二次破坏的问题。该技术是将已固化、半固化或者未固化的复合材料补片，通过胶接的方式粘接在待修复的结构区域以实现局部加强，从而改善受力结构的应力分布，将损伤后的力学性能恢复到损伤之前，使其能够继续满足飞机服役的需求。相较于传统的机械连接修理方式，复合材料胶接修复技术具有独到的优点。

1.1 传载能力

胶接修理同机械连接相比，有较高的载荷传递效率。

如图1所示，在机械连接修理过程中，由于紧固件安装需要一定的边距，通常为孔径的2～3倍，导致跨越间隙处有一部分缺少紧固的区域。同时，由于装配间隙的存在，飞机服役过程中在机身振动和外部载荷的作用下，紧固件有可能发生移动和转动。

图1 等效搭接传载示意图

复合材料胶接接头内的载荷是通过整个结构表面的剪切力进行传递的。由于传递载荷面积大，胶粘剂远远大于金属紧固件的比刚度。传递的长度决定了载荷从损伤结构传递至复合材料胶接补片的效率，小的传递长度等同于高的接头刚度，传输长度随胶粘剂厚度和剪切柔性而增大，因此，胶接需优化胶层厚度及剪切强度。

1.2 工艺实施性强

复合材料胶接修复通过补片对金属损伤区域进行加强修复，针对不同类型金属损伤，可以针对性地开展损伤修复，工艺实施性强，与金属角盒相比，高性能复合材料补片存在诸多优点。

1）可设计性强。飞机金属构件损伤类型随机性强，针对不同大小、形状的金属损伤，可以设计相应的复合材料胶接补片。针对飞机不同承载，可以根据实际传载方向进行复合材料补片铺层角度的设计，保证补片修复后载荷传递路径不会发生突变，即保证零件承载方向的性能优异。

2）抗疲劳性能强。得益于复合材料自身优异的力学性能，采用复合材料补片胶接修复后的金属损伤结构在循环载荷作用下具有高破坏应变和耐久性，从而使金属损伤结构处于较高弹性应变水平，补片破坏风险较小。

3）优异的可成型性。飞机零部件构型复杂，在复杂外形情况下，金属角盒往往需要根据零件图纸进行钣金、钳工加工，而复合材料胶接修复仅需人为进行复合材料补片的裁剪、粘贴，成本更低，生产周期短，在外场保障中优势更为明显。

4）表面处理要求低。金属角盒通常需进行阳极化等表面处理以保证环境可靠性。

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复合材料胶接修复关键技术

2.1 胶接修复材料体系设计

航空构件结构形状多样，材料体系复杂，服役环境苛刻，对复合材料胶接修复材料体系有着严格的要求。补片作为胶接修复的主体材料，需要具备高的强度、刚度，在飞机金属损伤维修工艺中，通常选用硼/环氧、 碳/环氧和玻璃纤维等复合材料作为补片。其中，硼/环氧材料是最早由澳大利亚空军设计的材料体系，比强度高，比刚度高，与航空金属材料热匹配性能好，且避免了碳纤维复合材料的电化学腐蚀，是目前应用最为广泛的胶接补片材料。

胶粘剂则是将补片与待修复金属构件粘结在一起的核心材料，复合材料胶接修复的质量主要受胶粘剂性能的影响。根据航空构件使用要求，通常要求胶粘剂具备良好的抗疲劳性能、抗剪切性能和抗剥离性能。受限于航空装配服役环境，胶粘剂还需要具备一定的油液耐受性和抗湿热老化性能。目前常用的复合材料胶粘剂通常包括两类：一类为胶膜型胶粘剂，通常为丁腈系环氧树脂材料，如AF130、AF126等，国产化的相关材料包括J-42、J-159等，这类材料可以在复合材料胶接过程中单独使用，通常为中温固化；另一类为双组分胶粘剂，根据一定的体积或重量配比作为A-B胶混合使用，如SY-23B、J-48等。

在实际工程应用中，一方面需要考虑胶粘剂材料自身的剪切强度、剥离强度等界面力学性能，另一方面需要分析胶接修复的固化工艺要求、环境限制等。由于航空服役环境极为恶劣，通常需要根据实际情况对胶粘剂进行一定改性， 使其满足特殊使用要求，如添加偶联剂以提高胶粘强度，添加橡胶以提升胶粘层的韧性等。

2.2 补片设计

航空构件损伤形式多样，损伤位置、尺寸等随机性强，在开展复合材料胶接修复过程中，通常需要根据实际损伤形式进行个性化的补片设计，从而实现个性化修复。需要考虑的设计要素通常包括补片的尺寸、形状以及铺层角度。根据实验和理论计算研究，补片的几何尺寸对最终胶接修复质量有着直接影响。

在裂纹长度一定的情况下，适当增加补片的长度和宽度能够有效提升结构修复强度，补片的厚度和长度存在最佳配比，能够实现裂纹尖端应力强度因子最小化。由于复合材料通常由纤维进行承载，因此在进行补片铺层设计时，通常将损伤结构的最大受力方向作为纤维方向。虑及成本、补片重量、修复质量等因素，通常补片的最大长度设置为裂纹长度的1倍，而厚度约为待修复金属构件厚度的二分之一。

为了避免补片边缘位置发生应力集中，补片的几何形状不应太过特殊，根据应力强度因子理论，通常选择圆形、椭圆形、多边形。其中，对于多边形补片，在补片边缘处应当设置足够的圆角过渡。在补片体积相同的条件下，相较于增加面积，增加厚度可以使尖端应力强度因子下降约18%。

在补片边缘的厚度方向，还应当设计一定锥度的楔形，实现从补片到待修复构件在厚度方向上的均匀过渡，处理。另一种典型方法是先使用化学溶剂进行表面清洗，去除影响粘接的各种外来物、氧化物、疏松层等，再对待修复表面进行机械喷砂，最后采用硅烷耦合剂进行处理。美国空军已审查批准的用于铝合金连接构件的表面处理方法为喷砂（硅烷）处理和使用磷酸阳极化抑制系统（PACS）的磷酸阳极化。

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复合材料修复飞机金属应用现状

3.1 国内应用现状

自20世纪70年代澳大利亚科学与技术研究中心的航空与海运研究所提出采用复合材料修复F-111战斗机金属部件的损伤断裂破损理论和技术以来，国外在热固化复合材料补片胶接修复金属结构领域进行了大量的理论与试验验证研究工作，使该技术进入工程实用阶段，已广泛应用于军民 用飞机和舰船等损伤结构的修复中。这些国家已经研制出性能优异且工程实用的金属基体表面处理工艺与设备，如磷酸包容系统等，以及多种适用于不同环境下的高性能胶粘剂和复合材 料补片材料，性能稳定的后固化与检测设备，并制定了规范化的修补工艺、尺寸与铺层参数选取技术等。

20世纪90年代，我国研究机构联合希腊首次实现了该技术对某型飞机平尾腐蚀区域的修理，但修理材料、设备均由外方提供。迄今为止，受修复原材 料、部分修复技术以及工艺设备的限制，国内复合材料修复金属结构技术仍未实现大规模工程应用。

澳大利亚空军对F-111飞机机翼下蒙皮筋条与辅助梁的连接区域产生的48mm穿透性裂纹进行的胶接修复如图2所示，采用硼/环氧补片配合FM73胶进行了多次固化。修复后应力降低30%以上，该飞机累计飞行了665.9h，没有任何脱胶、退化或者补片下方裂纹扩展的情况，在其退役后对修复机翼进行了长达8074.4h的全尺寸疲劳试验，没有发现裂纹扩展或者修理的退化。

图2 F-111飞机修理部位示意

美国空军针对F/A-18飞机Y470.5中央机身隔框的高曲率区域裂纹（见图3），选用FM300-2环氧－腈胶膜及其复合材料进行了胶接修复，修复后在典型环境下构件的全尺寸疲劳试验件关键区域应力降低21%，疲劳性能提升4.5倍。

图3 F/A-18飞机修复部位示意

针对C-5A飞机机身上部后段7079-T6铝合金蒙皮的多处细小裂纹（25～50mm），圣安东尼奥空军后勤中心对机身站位1700和1784处进行了复合材料胶接修复。选用2024-T3铝板和单相S玻璃纤维/环氧材料构成的混合层压板，基于修理后裂纹尖端k值进行了补片设计及修复，降低了装配应力和T形尾翼弯矩引起的裂纹扩展，避免了整块蒙皮更换问题，将含裂纹结构的C-5A飞机延长了一倍寿命期。

美国空军研究实验室对F-16左机翼下蒙皮燃油通气孔前面和后面的裂纹进行了修复（见图4），基于严重载荷谱理论设计并安装了硼/环氧胶接补片，该飞机在修复后的11800FH内没有出现补片的脱胶或分层扩展迹象。自1993年进行首次修复以来，美国、荷兰、丹麦等国的F-16飞机累计安装了20个胶接修理补片，迄今未发生修复损伤。

图4 F-16飞机修理部位示意

在民航方面，美国波音商用飞机公司对波音747-300飞机的机身搭接接头、机翼前缘、后缘襟翼和发动机反推罩等9个区域进行了复合材料胶接补片修理，据美国DSTO调查报告显示，该机自修复以后安全服役了37000FH，进行了7020FC，仍能保持原来修补的完整性。

美国桑迪亚实验室对DC-10/MD11飞机机身的一般性铆钉机械修理工艺进行了替换，对框、纵梁和其他次要结构元件设计了玻璃纤维复合材料加强件，裂纹扩展分析显示，复材加强件使得结构的安全极限增大了45倍。首次进行复材维修的DC-10/MD-11飞机的60天、6个月和1年的监测显示中没有出现损伤扩展现象，目前复材胶接工艺已编入DC-10飞机结构修理手册。

美国联邦航空局联合Sandia国家实验室开展了民航飞机舱门拐角的复合材料修复研究，对L-1011飞机的P旅客舱门环绕结构的前、上拐角安装了硼/环氧加强件，替代了传统的铆接修复，试验测得修复后极限破坏载荷达到了原有构件载荷的3.5倍。该飞机修复后恢复了跨大西洋飞行能力，并在服役后的第45天、6个月和1年进行了检测，未发现修理有任何缺陷。这一修复技术的成功开展推动了复合材料加强技术正式被引入美国民航飞机维修计划。

3.2 国内应用现状

国内首次具有演示验证性质的采用复合材料维修飞机金属结构的修理实践于1999年7月进行，海军航空兵某部一架长期驻守沿海机场的歼8I型飞机采用硼/环氧复合材料对两个水平尾翼的LC9铝合金腐蚀损伤进行了修复加强。

某研究所对海军某型飞机金属结构腐蚀损伤进行了复合材料高效原位补强修理，针对中央翼端肋与发动机短舱连接部分的上壁板蒙皮腐蚀损伤，根据等刚度原则进行了补片设计，采用国产化单向碳纤维预浸料配合J-150中低温固化胶进行修复，如图5所示。

图5 修复部位示意

国内某重点实验室针对某型飞机2A12铝合金孔边剥蚀腐蚀进行了损伤修理研究，使用1500型碳纤维预浸料配合J-150修补胶进行了贴补加强，修复后构件平均疲劳寿命恢复175%。

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结束语

近年来，损伤飞机结构维修及老龄化飞机延寿一直是制约我国空军战斗力持续生成的瓶颈问题，对于飞机金属结构的修理和延寿工艺有着强烈的理论研 究和工程实施需求。

复合材料胶接修补方法最早由澳大利亚空军和美国海军研究实验室提出，经过几十年的发展，该技术在国外已经成功运用于各型军民用飞机的结构修理中。由于技术保密封锁等原因，我国仍需依靠自己的力量进行探索与研究。目 前该技术在我国军用飞机航空修理领域的应用还不够普遍，尚未建立完整的设计评定标准。

目前，复合材料胶接修复飞机金属结构仍存在诸多有待突破的技术难点，包括特定服役环境和施工现场下的材料体系及修复工艺；隐身吸波等特殊涂层表面的修复工艺；复合材料补片尺寸、形状、铺层角度的参数化设计及优化理论；外场战伤抢修快速固化胶接修复工艺等。尽快开展复合材料胶接修复飞机金属结构的理论分析及实验研究，研发相关工艺设备，并尽快实现该技术的大规模工程化应用，对于提升空军战斗力、保障国家空天安全有着重要意义。

封面图来源于图虫创意