鈦合金板鉚接修理復(fù)合材料機身蒙皮分析

劉禮平 戚春亮 王瑞峰 徐建新 周志強

(中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300)

鈦合金板鉚接修理復(fù)合材料機身蒙皮分析

劉禮平 戚春亮 王瑞峰 徐建新 周志強

(中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300)

文 摘 波音787飛機的機身蒙皮采用全復(fù)合材料，對于復(fù)合材料機身蒙皮的修理，波音787結(jié)構(gòu)維修手冊給出了明確的修理方案，其中包括復(fù)合材料機身蒙皮的鈦合金板鉚接修理。然而，對維修方案背后的理論依據(jù)，即強度、剛度等力學(xué)特性要求沒有敘述?；诖?，本文對復(fù)合材料機身蒙皮的鈦合金板鉚接修理建立了兩種維修的三維有限元模型，分析了這兩種維修方案母板、補片和填平板的應(yīng)力大小和應(yīng)力分布特性。研究表明：復(fù)合材料機身蒙皮大的穿透型裂紋鈦合金板鉚接修理能夠滿足靜強度要求，兩種維修方案的鈦合金補片破壞源發(fā)生在不同位置。

復(fù)合材料，機身蒙皮，損傷，修理

0 引言

復(fù)合材料由于其比強度和比模量高，抗疲勞、減振和熱穩(wěn)定性好等特點，使其在航空航天域應(yīng)用廣泛[1-2]。目前小型商務(wù)飛機和直升機上的復(fù)合材料使用量已占到70%～80%，大型民航客機占到15%～50%使用復(fù)合材料。國產(chǎn)大飛機C919達到20%的復(fù)合材料使用量；空客A380碳纖維復(fù)合材料的用量達到32 t左右，占飛機結(jié)構(gòu)質(zhì)量的22%，加上其他各類復(fù)合材料，總用量達到25%左右；波音787占飛機結(jié)構(gòu)質(zhì)量的50%使用復(fù)合材料[3-7]。大型民航客機大量使用復(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。

復(fù)合材料的修理主要有膠接修理、膠鉚混合修理和鉚接修理。復(fù)合材料膠接修理研究較為成熟，也是工程上采用的主要修理方式。程起有等建立了單面膠接修理結(jié)構(gòu)三維有限元模型，并試驗驗證此模型的正確性，分析了補片尺寸對膠接質(zhì)量的影響[8]。徐建新等對復(fù)合材料加筋板階梯式挖補修理結(jié)構(gòu)建立了有限元仿真模型，并對補片半徑，補片階梯數(shù)，筋距對挖補修理結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的影響進行研究[9]。Erdogan等針對膠接修理結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布和裂紋尖端的應(yīng)力強度因子，采用復(fù)變函數(shù)法對其進行分析[10]。J. Cho和C. T. Sun研究了復(fù)合材料膠接修理中的殘余熱應(yīng)力[11]。

相對于膠接修理的研究，復(fù)合材料膠鉚混合修理的研究較少，國內(nèi)外學(xué)者主要針對膠鉚混合連接技術(shù)的研究。劉禮平等針對復(fù)合材料機身蒙皮提出了一種膠鉚混合修理方式，其補片采用階梯凸臺設(shè)計，對比膠接修理和膠鉚混合修理結(jié)果表明，膠鉚混合修理承載能力提高，膠層最大剝離應(yīng)力大幅度下降[12-13]。黃文俊、程小全等采用有限元方法建立膠螺混合連接接頭的仿真模型[14]。張明星等進行了膠螺混合連接接頭的拉伸試驗[15]。徐建新等對復(fù)合材料層合板的鉚接、膠接及膠鉚混合連接建立了三維有限元仿真模型，對不同連接方式下的應(yīng)力場及位移場進行分析，對比所得數(shù)據(jù)，獲得膠鉚混合連接的適用性[16]。Kelly等對膠螺連接接頭傳力機制進行分析，得到螺栓和膠層的傳載比例[17]。Gomez創(chuàng)立膠鉚混合接頭的計算方法，采用阻尼彈簧模型，并進行實驗驗證[18]。Barut等對復(fù)合材料膠螺單搭接頭進行分析，分析過程中考慮了螺栓的預(yù)緊[19]。Dhanasekar等采用有限元法研究螺栓松動對膠螺雙搭接頭的影響規(guī)律[20]。Kweon等分析膠層材料對膠螺混合連接接頭性能的影響[21]。

鉚接主要用于金屬蒙皮的修理，復(fù)合材料鉚接的研究主要集中在其連接特性，目前只在波音結(jié)構(gòu)維修手冊上見到相關(guān)敘述。謝永剛建立了復(fù)合材料多釘連接載荷分配有限元模型，對鋪層及釘數(shù)對釘載分配的影響進行分析，并對多釘連接結(jié)構(gòu)的載荷分配進行優(yōu)化設(shè)計[22]。趙美英采用有限元方法對單釘連接強度進行分析，對釘孔接觸力的分布、孔邊應(yīng)力分布及單釘連接極限強度進行計算，建立復(fù)合材料鋪層比例對釘孔邊緣應(yīng)力分布的影響機制[23]。本文建立了兩種復(fù)合材料機身蒙皮鈦合金板鉚接修理有限元模型，分析兩種修理方案的母板、補片、填平板的應(yīng)力大小和應(yīng)力分布特性，從而為制定復(fù)合材料蒙皮鈦合金板鉚接修理和維護方案提供理論支持。

1 復(fù)合材料修理有限元建模

1.1 母板有限元模型

母板采用20層T300/QY8911材料，單層厚度0.2 mm，母板幾何尺寸為431.8 mm×431.8 mm×4 mm，損傷區(qū)幾何形狀為152.4 mm×120.65 mm的方形孔。補片幾何形狀為349.25 mm×311.15 mm的方形板，依據(jù)相關(guān)修理手冊，補片厚度為2 mm的鈦合金板。修理區(qū)幾何形狀如圖1所示。

層合板母板采用Solid 46來模擬復(fù)合材料層合板T300/QY8911，表1給出了它的力學(xué)性能參數(shù)。母板沿厚度方向鋪層角為[0°/-45°°/45°/90°/0°/0°/90°/45°/-45°/0°]s，在母板與補片之間定義接觸，其中摩擦因數(shù)取0.2。

表1 T300/QY8911層合板力學(xué)性能參數(shù)[17]

1.2 損傷區(qū)修理有限元模型

采用鉚釘實體模型，并定義接觸來模擬鉚釘，該建模方法能夠很好地模擬鉚釘與層合板釘孔之間的相互作用，摩擦因數(shù)取0.3。鉚釘?shù)膶嶓w模型選用標(biāo)準(zhǔn)沉頭鉚釘，釘身半徑R=6.35 mm，鉚釘采用二次六面體單元Solid 95。

復(fù)合材料母板損傷去除部分，分兩種情況修理。第一種，損傷孔不填平；第二種，損傷孔用鈦合金板填平；如圖2所示。模型加載方式為母板四周固支，修理后結(jié)構(gòu)內(nèi)側(cè)施加面均布載荷0.06 MPa。

(a) 損傷孔未填平修理結(jié)構(gòu) (b) 損傷孔鈦合金板填平修理結(jié)構(gòu)

圖2 兩種修理的三維有限元模型

Fig.2 Finite element models for corresponding repair

2 復(fù)合材料修理效果對比與總結(jié)

應(yīng)用ANSYS后處理模塊，分別得到兩種修理結(jié)構(gòu)母板各層最大等效應(yīng)力和應(yīng)力云圖分布特征、修理補片的等效應(yīng)力云圖和法向應(yīng)力云圖、以及填平修理結(jié)構(gòu)的填平鈦合金板等效應(yīng)力云圖。

由圖3可以看出，損傷孔鈦合金板填平修理與損傷孔不填平修理相比，鈦合金板填平修理有效降低了母板的最大等效應(yīng)力水平。圖4為兩種修理結(jié)構(gòu)的應(yīng)力云圖分布特征，損傷孔的鈦合金板填平修理沒有影響各層的應(yīng)力分布情況，并且總體上，90°鋪層所受應(yīng)力水平明顯高于其他角度鋪層。

圖5中，損傷孔填平修理的補片等效應(yīng)力水平低于損傷孔未填平修理的情況。損傷孔未填平修理中，最大等效應(yīng)力出現(xiàn)在鉚釘孔處，損傷孔區(qū)域的補片應(yīng)力水平要高于其他區(qū)域；因此，未填平修理的補片疲勞源將出現(xiàn)在最大應(yīng)力釘孔處和損傷孔區(qū)域。損傷孔填平修理后，由于鈦合金板的填平作用，補片在損傷孔區(qū)域邊緣位置出現(xiàn)了應(yīng)力集中現(xiàn)象；因此，損傷孔區(qū)域邊緣位置的補片將是鈦合金板填平修理的疲勞源。圖6中，填平修理中的鈦合金填平板最大等效應(yīng)力出現(xiàn)在釘孔處，其應(yīng)力水平遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于自身修理結(jié)構(gòu)鈦合金補片的應(yīng)力水平；因此，在填平修理中，鈦合金填平板與鈦合金補片相比，鈦合金填平板的檢修周期可以適當(dāng)延長。

圖3 兩種修理結(jié)構(gòu)母板各層最大等效應(yīng)力

Fig.3 Maximum equivalent stress on each layer of laminate for repair structures

(a) 未填平修理0°層

(c) 未填平修理-45°層

(e) 未填平修理45°層

(g) 未填平修理90°層

(a) 未填平修理補片

綜合圖3～圖6可知，復(fù)合材料機身蒙皮鈦合金板鉚接修理的兩種方案都能滿足各自母板、補片、填平板的靜強度要求，并且填平修理的方案優(yōu)于不填平修理方案。

3 結(jié)論

針對復(fù)合材料機身蒙皮鈦合金板鉚接修理，應(yīng)用有限元軟件研究了兩種復(fù)合材料鈦合金板鉚接修理方案對修理效果的影響。研究結(jié)果表明：

(1) 采用鈦合金板鉚接修理，復(fù)合材料機身蒙皮損傷孔不填平修理和損傷孔填平修理都能滿足靜強度要求。

(2) 復(fù)合材料機身蒙皮損傷孔鈦合金板填平修理效果優(yōu)于損傷孔不填平修理，兩種修理方案的母板90°鋪層所受應(yīng)力水平高于其他角度鋪層。

(3) 未填平修理的補片疲勞源將出現(xiàn)在最大應(yīng)力釘孔處和損傷孔區(qū)域。

(4) 損傷孔填平修理的補片疲勞源將出現(xiàn)在損傷孔區(qū)域邊緣位置，鈦合金填平板的應(yīng)力水平遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于自身修理結(jié)構(gòu)鈦合金補片的應(yīng)力水平。

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Research on Composite Fuselage Skin Repair With Titanium Plates Riveting

LIU Liping QI Chunliang WANG Ruifeng XU Jianxin ZHOU Zhiqiang

(College of Areonautical Engineering，Civil Aviation University of China,Tianjin 300300)

Fuselage skin is all-composite in Boeing 787. Repair programs for composite fuselage skin are given in Boeing 787 structural repair manual, including composite fuselage skin repair with titanium plates riveting. However, the maintenance theory of these repair programs and repair procedures, strength, stiffness and other mechanical properties of these repair programs are not described. Based on this, two dimensional finite element models of composite fuselage skin repair with titanium plates riveting are established in this paper. Stress size and distribution of matrix, patch and fill flat are analyzed on these two repair programs. Studies have shown that repairing large composite fuselage skin penetration crack with titanium plates riveting can meet the static strength requirements. Destroy sources of titanium patches of these two repair programs will occur at different locations.

Composite，F(xiàn)uselage skin，Damage，Repair

2016-12-12

國家自然科學(xué)基金(基金號51405491)；國家自然科學(xué)基金(基金號51605331)；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(3122017028)

劉禮平，博士，講師，主要研究方向：復(fù)合材料先進制造技術(shù)和修理技術(shù)。E-mail：liuliping_tj@163.com

V267

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.02.007