通用飛機復合材料膠結修理規范與適航要求

楊亞寧 毛可毅 鄒田春 解 江

（中國民航大學 ，天津 300300）

通用飛機復合材料膠結修理規范與適航要求

楊亞寧 毛可毅 鄒田春 解 江

（中國民航大學 ，天津 300300）

分析了國內外適航規章對通用飛機復合材料修理的適航要求，復合材料膠結修理基本理論與有關規范，復合材料發現損傷后從修理設計直到適航批準流程。

通用飛機；復合材料；膠結修理；適航要求

通用飛機復合材料結構在使用和維修過程中，常會遭受低速沖擊損傷、離散源損傷、雷擊損傷和環境侵入損傷等多種類型的損傷。當發現超出可允許損傷限制（ADL）的損傷后，為了使復合材料結構的承載功能得到恢復，必須立刻實施修理。對于通用飛機層合板結構，常用的修理方法包括螺栓連接修理，膠結修理和鋪層修理。膠結修理具有成本低，重量低，無鉆孔引起的應力集中，能獲得較為光滑的氣動外形等優點，因此是目前通用飛機復合材料結構上普遍采用的修理方式[1]。適航標準是對民用航空器提出的最低標準性要求，對飛機結構修理的最終目的是使得飛機結構重新恢復到滿足初始適航要求的狀態。本文對復合材料的膠結修理的適航符合性問題進行了研究。

1 通用飛機復合材料結構修理適航要求

1.1 通用飛機適航標準

從事通用航空活動的航空器可以分為飛機（正常類、實用類、特技類、通勤類、運輸類）、旋翼航空器（正常類、運輸類）、超輕型飛行器、輕型運動航空器、甚輕型飛機等。根據通用飛機不同的設計特點和運行條件，其審定要求也是不同[2]。通用飛機的相關分類和適航要求可見表1。

表1 通用飛機分類及適航要求

上述通用飛機按照對應的適航標準，還可以分為3類，第1類是具有明確適航標準的通用飛機，即該類通用飛機具有對應的規章給出初始適航審定標準，例如正常類、實用類、特級類、通勤類飛機，及正常類和運輸類旋翼機；第2類是通用飛機沒有適航審定標準，但具有相關的運營要求，例如超輕型飛行器，輕型運動飛機，滑翔機等；第3類為不受民用航空規章限制的航空器，例如業余自制航空器。從修理要求來講，上述的第一類通用飛機在適航要求上比較完善與成熟，相對安全性標準也更高。

1.2 復合材料結構修理的適航要求

適航標準是對飛機設計提出的要求，目前適航上對于結構修理問題主要以咨詢通告（AC）的形式給出指導。聯邦航空局（FAA）發布的與通用飛機復合材料膠結修理相關的AC包括有AC 20-107B《復合材料飛機結構》，AC 21-26A《復合材料的質量控制與制造問題》，AC 145-6《飛機復合材料搭接結構維修站點》，AC 65-33《復合材料維修技術文件信息的培訓/管理方案的制定》和AC 43-214《飛機復合材料搭接結構的修理和改裝》等。

針對復合材料結構的修理方法還取決于修理程度[3]，而修理程度是由結構的損傷嚴重程度確定的。按照損傷危害性，可將復合材料結構修理分為表2中的A、B、C和D類，對于這4類修理的符合性措施見表2。此外，必須考慮到重復載荷對靜強度的影響。

表2 按損傷危害性分類與符合性措施

2 通用飛機復合材料結構膠結修理設計與規范

2.1 修理方案設計過程

修理設計是一個多階段的過程（見圖1），包括依據膠結強度準則評估可修復性的標準；計算所需的粘接長度和補片尺寸，確定修補片的幾何形狀；檢查修理后結構的完整性；檢查疲勞敏感處，驗證修理后結構耐久性；計算可接受的膠結缺陷尺寸，確定檢查要求。

圖1 維修設計的工藝流程

2.2 結構損傷可修復性準則

膠結修理的一個最主要的優點是膠結強度可以設計成比修理對象材料在無缺陷情況下的屈服強度大[4]。一種快速判別結構損傷是否在修理容限內的一個準則是，如果修理的膠結強度除上一個給定的安全系數后，仍大于修理對象材料在無缺陷情況下的屈服強度，則該損傷在修理容限內。需要注意的是，不滿足上述準則并不意味著受損結構是不可修復的，它只是表明該結構需要進行更深入的修理或者原修理方案需要結合設計通過具體的分析來進行驗證。

2.3 膠結面積

粘接面和修補件的剪切應力在搭接區域的兩端達到最大。若載荷更高，膠結面會在兩端呈塑性。為了便于分析，膠結面一般視為理想的彈塑性，所以塑性區會存在于膠結面的端部（見圖2）。如果將塑性區設計的尺寸足夠大來承擔屈服載荷（見圖3），膠結面的膠結強度將會大于母材料。因此需要進行具體分析或者對于次要結構采用這種修理方法。

圖2 粘接接頭粘合劑的假定剪應力分布

圖3 彈性區和塑性區的維修搭接長度

3 通用飛機復合材料修理方案的適航批準

當FAA批準的文件或維修手冊中有給出修理方案時，應用分析和/或試驗來表明該修理方案和技術會使結構恢復到適航狀態[5]。維修大綱中必須對可修理結構部件的損傷形式和修理容限（RDL）進行詳細描述。還必須明確規定不需修理的可允許損傷限制（ADL）。RDL和ADL均必須基于足夠的分析和試驗數據得到。對于設計驗證過程中沒有考慮到的損傷類型和尺寸，一般要求額外的數據證據。某些類型的損傷可能需要專門的外場修理指令和相關的質量控制要求。

對于超出維修大綱范圍的主要結構修理或更換工作，應確保對維修的驗證中能夠開展并獲得初始結構驗證所需的大量分析、設計、工藝和試驗，應保存相應的驗證文件和批準單，來支持后續的維護工作。

維修中采用的結構膠結設計和工藝步驟應表明滿足相應要求，其中重點關注的問題有膠結材料的相容性、膠結表面制備（包括烘干、清潔和化學處理）、固化加熱控制和材料的機械加工等有關內容。還必須對紫外線層，結構表面保溫層以及防雷擊特征進行修復。

4 結論

研究了通用飛機的適航標準，通用飛機復合材料修理的適航要求，通用飛機復合材料膠結修理的可容許修理范圍的確定方法，通用飛機復合材料膠結修理設計的規范，復合材料發現損傷后從修理設計直到適航批準流程。

經膠結修理后的膠結強度可以比母體材料在無缺陷情況下的屈服強度大是膠結修理的優勢，但隨著使用載荷的增加，膠結面會在兩端呈塑性，補片膠結面積的確定應該基于該塑形對應部位所承擔的載荷。

[1] 馮振宇, 鄒田春. 復合材料飛機結構合格審定[M]. 北京：航空工業出版社. 2012：341-347.

[2] 劉明. 通用航空器適航審定淺論[J]. 航空標準化與質量. 2012(04)：28-40.

[3] FAA. AC 20-107B Composite Aircraft Structure [S]. 2009.

[4] M.J. Davis. The Development of an Engineering Standard for Composite Repairs[C]. AGARD SMP Specialists Meeting. 1994：2-10.

[5] FAA. AC 145-6 Aircraft Line Maintenance [S]. 1996.

（編輯：勞邊）

V267+.4

C

1003-6660（2015）01-0033-03

10.13237/j.cnki.asq.2015.01.009

[收修訂稿日期] 2014-09-24