民用飞机复合材料结构孔隙率的影响及检测

民用飞机复合材料结构孔隙率的影响及检测廉 伟中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院上海201210摘要：本文从工程实践出发，总结了民用飞机复合材料结构中孔隙率产生的原因及相关工艺控制措施与孔隙率之间的内在关系，对比分析了目前航空工业界和主制造商可接受的孔隙率标准，探讨了孔隙率对复合材料理化特性及力学特性影响机理，对比了不同孔隙率的检测方法和孔隙率的控制方法，并给出了考虑结构安全和成本，在工程设计、制造和验证中统筹考虑可接受孔隙率的建议。

关键词：民用飞机复合材料结构孔隙率无损检测1 引言机体结构主要采用高性能复合材料的新型民机B787引领了复合材料在民机结构中应用的飞跃式发展和航空结构材料的应用变革，其复材用量重量占比接近50%；其竞争机型A350复材用量更高，达到52%；波音最近声明B777的改进型B777X的机身结构和此前宣布的机翼结构同样将采用复合材料；中俄即将联合研制的宽体客机中结构材料用量也将达同等水平。

由此可见，航空界已对复合材料在降低结构重量、油耗与排放、全寿命周期成本上达成共识。

航空复材结构的飞跃式发展是以材料进步、工艺发展、评价体系逐步成熟和大尺寸产品制造问题解决等为基础的，即便如此，复合材料领域还有诸多问题有待继续研究和解决，孔隙率便是其中之一。

对于孔隙，不同的手册、标准和规范给出了不同的定义，但其本质含义基本统一，即复合材料内部的、几何尺寸很小的、多点分布的孔洞（可能是空气、挥发物或空穴）。

孔隙是复合材料结构中常见缺陷的一种，通常用其体积占材料总体积的百分比来表征，也即孔隙率。

孔隙的尺寸跨度很大，线性尺寸可能从几个微米到几百个微米不等，在波音公司的规范中，甚至认为一簇密集孔穴缺陷中只要最大的直径小于6.35mm，该簇孔穴即被视为孔隙。

2 孔隙产生的原因及其影响目前航空工业领域，复合材料结构主要采用预浸料-热压罐固化工艺或液体成型工艺，虽然工艺形式和参数各不相同，但本质过程都是树脂基体与纤维增强材料之间的复合及树脂固化的过程，因此孔隙总存在于基体、树脂纤维界面或层间，典型的孔隙形貌如图1、2所示。

图1 典型复合材料层压板内部孔隙 图2 R区典型内部孔隙孔隙的产生有多种诱因，且可能源于原材料、铺贴或固化过程中的各个环节。

预浸料制备过程中树脂与纤维的浸润可能是不完全的，特别是固定单向纤维的纬线或织物中经纬纤维搭接位置难以完全浸润，固化后则形成孔隙。

采用单向带和织物预浸料铺贴时空气会裹入层间，若抽真空和加压过程中空气不能排出，孔隙则在层间聚集。

对于液体成型工艺，孔隙和“干区”同样是常见的制造缺陷，而此类缺陷的程度取决于时间-温度曲线、真空度、压力、流量、树脂粘度、树脂成分等因素和参数，树脂流动和浸润不充分将导致孔隙和贫胶缺陷的发生。

目前航空主结构材料上常用的是高温热固性树脂体系，如177°C固化的环氧树脂，其很容易变质，对存储条件、存储期限和操作时间有严格限制，用超期或变质预浸料所生产的层压板，因树脂的流动性较差或部分质变引起的不良固化，其孔隙率可能会很高。

另外热固性树脂在固化反应过程中会产生挥发物，需要施加真空或固化压力予以排除，但树脂一旦凝固，留存其中的挥发物将无法排出，孔隙随之产生。

同时水分是一种易被纤维、基体、预浸料甚至辅助材料吸附的物质，从原材料到后续的下料或铺设过程表面都会吸附空气中的水分，而若这些水分在固化过程中的蒸汽压小于树脂压力不能排出而引发孔隙。

固化压力是影响孔隙率的重要工艺参数。

固化过程中加压可以排出裹入的空气（结合真空辅助），压缩留存的空气或挥发物的体积，高压力甚至可以将空气、水汽及挥发物溶解在液态树脂中，压力不足会截留固化过程中所产生的挥发物或水蒸气而导致固化后的复合材料孔隙率偏高。

在模具的闭角处或结构厚度变化处（如丢层），常因纤维架桥而出现局部压力无法传递或不均匀，内部树脂压力较低甚至接近于零，气体或水气随之聚集，孔隙（甚至是分层和孔洞）会显著增加。

另外，复合材料固化过程中内应力的存在及其变化也是引起层压板中孔隙或微裂纹的重要原因，同时在铺设和固化工艺的操作过程中，任何来自外界的污染，如空气的漂浮物、护手霜、皮肤分泌物等都会污染材料，这些污染会导致孔隙率增高。

对于胶接结构，孔隙率是固化胶膜的重要缺陷，二次胶接结构都是“硬-硬”胶接，共胶接为“软-硬”胶接，当压力施加到“硬”的构件上时，易出现压力不均或局部压力无法传递的情况，在压力较低区域胶流聚集，湿气、挥发物不能顺利排出，出现较高的孔隙率从而直接导致固化后的胶层的剪切强度和剥离强度降低，特别胶层强度或耐久性会因孔隙率提高导致吸湿量的增加降低更多。

若被粘接复材结构中的空袭出现在临近表面位置，将不利于粘接，且容易吸湿而引发与邻近金属结构的腐蚀。

对于修补结构，特别是外场修补结构，通常是普通自然环境、不良的加热和加压条件，因受设备、外场环境、快速服役要求等限制，通常采用低压力、低固化温度、较短固化时间等工艺过程和参数，同时邻近结构的散热或曲率较大结构的架桥等现象使得修理过程中预浸料、胶膜等固化过程中易受湿度、非均匀加热、较低压力等导致结构内部孔隙率偏高。

孔隙的存在对固化后材料的理化特性[1-3]、静力性能[4-12]、疲劳特性[13-14]或功能[15]都存在一定的影响，且基本上都是不利影响。

孔隙率对复合材料力学性能的影响是结构设计、制造、验证和使用维护中关心的核心问题之一，也是领域研究的热点之一。

因孔隙主要存在于层间或纤维基体界面上，所以孔隙率主要影响基体或界面控制的力学性能（如层间剪切，微屈曲导致的压缩失效），而对纤维控制的力学性能影响不太大（如拉伸）。

当孔隙率较小时，基体裂纹和疲劳裂纹的起始位置主要是富树脂区[14]，而当孔隙率增加时，孔隙本身则成为裂纹萌生点。

特别是孔隙的长轴方向垂直于载荷方向时，较高的孔隙率会导致萌生于相邻不同孔隙的裂纹发生耦合关联，进而显著影响结构力学性能（这与宏观结构中的MSD或WFD概念类似）。

层压板内部的孔隙率会恶化复合材料的吸湿特性[1-3]，当环境中的水汽在基体中扩散导致孔隙区充水而其后暴露在高温环境时，积水气化将加速复合材料的溶胀老化，且蒸汽压力可能导致基体产生更多的微裂纹，从而加剧材料的吸湿老化特性，降低复材结构的静强度和疲劳强度。

这一点对蜂窝夹芯结构尤其严重，因为对于夹层结构,共固化压力较低,孔隙率通常较高,除面板本本身，水分还容易从面板侵入芯子，从引起耐久性问题。

除上述影响之外，孔隙的存在还在其他方面存在不利影响，如：a)对于复合材料中进行外来物检测时，孔隙的存在会增加外来物检测难度；b)孔隙率较高时，进行湿热处理后层压板玻璃态转化温度(Tg)因吸湿量的增加而降低，这将影响Tg值较为临界的复材结构安全；c)对于油箱区域，结构中较高的孔隙率可能使得表面张力极小的航空燃油沿着内部孔隙和缺陷发生渗漏，这对油箱安全和耐久性都有不利影响；d)当采用显微观察法确定纤维体积含量时，是否计入孔隙会影响纤维体积含量的判定；e)孔隙的存在对于一些功能性复合材料，如碳碳复合材料的电磁屏蔽特性也存在一些特殊的影响[15]。

3 孔隙率接受标准在理想条件下制造孔隙率接近于零的结构件并不困难，但在实际生产中，考虑到真实产品的结构尺寸、铺层、厚度变化、几何外形、曲率变化及结构组合，要稳定地批量生产低孔隙率的复材结构是非常困难的。

只有在严格按照相关质量体系和工艺规范，由具有相应资质的工艺人员在符合要求的环境条件下进行谨慎操作才能达到一定孔隙率要求。

虽然从力学性能要求和产品质量来看，孔隙率是越低越好，但是考虑到批量生产的效率和成本，结构设计、强度和制造需要确定一个合理的可接受孔隙率标准。

表1给出了所收集的复合材料结构的孔隙率接受标准。

表1 孔隙率可接受标准型号/规范/标准部位/结构等级接受标准型号/规范/标准部位/结构等级接受标准B xxxx规范(*1)次级复材结构无检测要求原型机(NASA/DOD)[16]主结构-单向带 ≤3%(10%结构面积)B xxxx 规范(*1)主结构≤2%或≥2%时一定面积要求主结构-织物 ≤5%(10%结构面积) R区超声检测不作要求次结构-单向带 ≤3%(15%结构面积) A型号翼梢小翼 ≤2% 次结构-织物 ≤5%(15%结构面积) 方向舵 同C型号 非结构-单向带 ≤4%(20%结构面积) C型号A区(关键区域) ≤1% 非结构-织物 ≤4%(20%结构面积)B区(重要区域) ≤1.5% 生产型(NASA/DOD)[16]主结构-单向带 ≤2%(5%结构面积)C区(一般区域) ≤2% 主结构-织物 ≤3%(5%结构面积) C型号部段研制中央翼（油箱区） ≤1.5%，R区不要求 次结构-单向带 ≤2%(10%结构面积) 后机身 关键区域≤1%，其他区域≤1.5%次结构-织物 ≤3%(10%结构面积) 尾翼 同C型号 非结构-单向带 ≤3%(10%结构面积) 复材机翼(C)外翼及中央翼（油箱区）同C型号非结构-织物 ≤4%(15%结构面积) A(*1)AXXX飞机CFRP结构 ≤2.5% (体积) AST 采用RFI工艺主结构 ≤2%AXXX飞机CFRP结构 ≤3% (面积) 某型号(*1)所有部位 ≤2%AXXX飞机 ATL工艺 ≤2% AGATE(*2)小型飞机复材结构 ≤4%Glare结构 ≤2% (验收标准)Glare结构 ≤2.5% (ADL)*1：为免责，本表格中对部分引用的规范或公司名称进行了隐藏处理；2：AGATE(Advanced General Aviation Transport Experiments)，是美国上世纪90年代后期面向FAR23认证的小型通用飞机复合材料验证试验项目。

从上表中可以看出两个特点：1、我国新型民机飞机复材结构件中孔隙率的要求与其他主制造商或标准相比整体偏严，主要考虑保守设计以确保产品性能；2、即便是同一型号不同部件中可能规定不同的标准，这是因为不同的设计人员对孔隙问题有不同的认识。

严格的孔隙率标准固然对保证结构安全有利，但在非临界条件下孔隙率标准提高将带来制造、检测成本和超差率的上升。

此前工程界曾认为复合材料主结构3%的孔隙率是可以接受的，但通过对具有该孔隙率的结构在湿热环境下的层间剪切、压缩和弯曲强度试验测试证实这些性能下降明显，设计结果是非保守的。

随着人们认识的提高和工艺水平的改进，现在一般认为2%的孔隙率对于主结构来说是可接受的，包括油箱区域，波音、空客等主结构中所要求的孔隙率水平与此相同或相近，甚至在一定条件下可以放松。

而对于次级结构，视其承载大小及失效对飞机安全的影响可降低或不作检测要求。

但不作检测要求并非意味着孔隙率不加控制，而是通过经鉴定的工艺过程保证其孔隙率稳定在一个可以接受的范围内。