引言

现代航空工业对机身结构的安全性和耐久性提出日益严格的技术要求。复合材料修补技术作为应对结构损伤的手段，应用于航空器维护与延寿领域，通过敷设复合材料补片恢复结构力学性能^[1]。随着碳纤维增强聚合物及玻璃纤维/环氧树脂基复合材料的应用，修补工艺从手工铺层演进至真空热压成型，实现修复质量精确控制。修补效果评估需考虑材料特性、损伤类型、工艺参数及测试方法，冲击损伤和层间剥离修复后的力学响应行为复杂，需通过系统实验设计和定量分析方法解析。

1.修补材料与方法

1.1 修补材料：CFRP、玻璃纤维/环氧树脂等。

在复合材料修补体系中，修补材料的选择直接决定修复效果的基准水平。CFRP因高比强度、高比模量和抗疲劳特性，成为修补机身结构的首选材料，其纤维取向和铺层顺序可根据损伤区域应力分布定制。玻璃纤维/环氧树脂体系刚度较低但韧性和经济性良好，适用于非主承力结构修补^[2]。环氧树脂基体因强附着性和化学稳定性用作胶接层，确保补片与基材界面完整性。材料性能依赖纤维和树脂类型，受固化过程微观结构演变影响，材料筛选需综合考虑力学匹配性、工艺适应性及服役环境要求。

1.2 修补工艺：真空热压、热固化、自加热树脂。

修补工艺的实施是将材料潜力转化为实际修复效果的关键环节。真空热压工艺通过抽真空与加热加压的协同作用排除胶层气泡并促进树脂流动，实现补片与基材间高质量粘接，能精确控制固化温度与压力曲线，避免过热或压力不均导致的界面缺陷。热固化技术依赖外部热源使树脂发生交联反应，形成稳定三维网络结构，固化速率与最终性能依赖温度与时间的匹配关系。自加热树脂体系通过内置加热元件或感应加热实现局部固化，适用于大型结构或现场维修。这些工艺的核心目标均为优化补片与基材的界面结合并最小化内部缺陷。

1.3 试样设计：冲击损伤或层间剥离后的修补

试样设计是模拟真实损伤与修复场景的基础，选取冲击损伤和层间剥离作为典型损伤模型，通过预制缺陷模拟机身结构服役中可能遭遇的异物撞击或疲劳裂纹。冲击损伤试样利用落锤或气动装置制造，层间剥离通过预埋薄膜或机械诱导方式生成^[3]。修补方案根据损伤尺寸和形态定制，冲击凹坑采用阶梯形挖补法，层间剥离采用全厚度贴补法。补片尺寸和铺层角度经有限元分析优化，确保修复区域应力平缓过渡。

1.4 性能测试：拉伸、弯曲、疲劳寿命及断口分析。

性能测试通过量化力学响应和失效模式评估修补效果。拉伸测试测定极限强度和刚度恢复率，应力-应变曲线反映补片与基材协同承载能力。弯曲测试通过三点或四点加载评估抗弯性能和挠曲变形行为，分析层间粘接质量。疲劳寿命测试在循环载荷下记录裂纹萌生与扩展周期，载荷频率和应力比模拟实际飞行条件。断口分析利用扫描电镜或光学显微镜观察失效界面，揭示纤维拔出、树脂开裂或界面脱粘等破坏机理^[4]。

2. 实验结果与分析

2.1 力学性能对比

本实验采用标准拉伸试验机与疲劳测试系统，对三类工艺修复的试件进行系统测试。真空热压组试件准静态拉伸极限强度恢复率92.3%，刚度恢复率94.7%，弯曲载荷-位移曲线呈线性特征，最大挠度较基准值提升18.6%。传统热固化组强度恢复率85.4%，循环载荷测试出现明显刚度退化。自加热树脂组初始性能良好，10^5次疲劳循环后剩余强度衰减至初始值的78.2%（见表2-1）。数字图像相关技术显示各组破坏应变分布1.8%-2.4%，测试按ASTM标准在恒温恒湿环境进行。

表2-1 复合材料修补实验力学性能对比表

2.2 界面与失效分析

借助扫描电子显微镜和显微CT技术观测修复区界面。真空热压修复试件树脂纤维浸润率超95%，形成80-120μm连续过渡层，力学测试后破坏模式以基材塑性变形为主，修补区结构完整。热固化组存在直径约50μm孔隙群，受力时演变为裂纹起始点。自加热树脂组呈层间剪切破坏特征，断面显示温度梯度引发相分离。能谱分析显示真空热压组界面碳氧原子比稳定，热固化组缺陷处氧元素富集。

2.3 有限元模拟验证

基于ABAQUS平台建立三维渐进损伤模型，模拟结果与实验数据吻合良好。在拉伸工况下，修补区边缘的应力集中系数实测值为2.1，模拟值为2.08，相对误差控制在1%以内。真空热压修复模型的应力云图显示，其最大等效应力分布区域较其他组别更为分散，应力集中系数计算值为1.8。对比不同铺层方案的模拟数据发现，[0/45/90]s对称铺层可使应力集中系数降低15.6%，且主应力方向与纤维轴向的夹角控制在8.7°。在循环载荷模拟中，热固化修复模型在10^5次循环后，其应力集中区域的等效塑性应变达到0.023，这一结果与实验观察到的微裂纹萌生位置高度一致。通过参数化分析进一步证实，补片边缘曲率半径从5mm增大至15mm时，应力集中系数可降低约22.3%。

3. 结论

实验结果表明，三种修补工艺在力学性能恢复、界面质量和应力分布方面呈技术梯度。真空热压工艺界面成型质量良好，静态强度和疲劳寿命表现突出，界面过渡层厚度80-120μm，破坏模式以基材塑性破坏为主。传统热固化工艺存在局部孔隙缺陷，界面分层为主要失效形式，循环载荷下性能退化速率较快。自加热树脂工艺初始性能接近真空热压组，而温度场分布不均导致的固化差异使其长期性能稳定性受限。有限元模拟数据与实验结果吻合度超95%，验证了数值模型预测修补结构力学行为的有效性。优化分析显示，铺层设计和几何形状协同改进可显著改善修补区应力集中现象。

参考文献

[1]谢金标,孙运刚,符彬. 复合材料胶接修复飞机金属结构关键技术及应用[J].航空维修与工程,2023,(02):14-18.

[2]舒明杰,王雪明,刘翀,等. 通用飞机复合材料夹层结构损伤修理研究[J].纤维复合材料,2023,40(01):27-32.

[3]杜晓伟. 基于内聚力模型的斜接修补复合材料强度分析[J].复合材料科学与工程,2021,(01):72-77.