飞机用复合材料结构分层损伤研究进展
冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展
度 和剪切 强度 的大 幅下 降 ［ ５ ． ６ ］ 。钝 器 的 冲击 可诱 发 肉眼不可 见 的亚表 面损 伤 ， 因此 ， 在 目视 检查 中难 以
识别 ［ ７ ， 。沈真等［ ９ ］ 通过研究层合板在冲击载荷下
的损 伤扩展 过程 ． 明确定 义 了 四种 损伤 状 态 ： 无 损 伤 状态 、 目视 不 可 见损 伤状 态 （ Ｂ Ｖ Ｉ Ｄ） 、 目视 可 见 损 伤 状态（ Ｖ Ｉ Ｄ） 和穿透 损伤 状态 。 １ ． １ ． １ 冲击 损伤 理论 研究
２ ０ １ ７年 第 ｌ ２期
玻 璃 钢 ／ 复 合 材 料
９１
冲 击 损伤 下航 空复 合材 料 修 复 技术 研 究进 展
王 长越 ．邢 素 丽
（ 国防科 学技 术大学航 天科 学与工程学院材料科学 与工程 系 ， 长沙 ４ １ ０ ０ ７ ３ ）
摘要 ：先进 复合 材料在航 空领域 的广泛应 用 ， 尤其是在主承 力结构 方面的应用 ， 对复合材料 维护 和修 理工作提 出了新 的、 更加 迫切的要 求。复合材料 结构具有各 向异性和 非均质性 的特 点 ， 对分层损 伤和层 间断裂十分敏 感 ， 此类损伤 会造 成复合材
复合材 料结 构 的各 向异性 和非 均质 性 使其 对 冲
使用量 １ ３ 益增多 ； ②逐渐向主承力结构过渡 ； ③复杂 曲面 的应用 增多 ； ④ 构件 向整体成 型、 共 固化 方 向
发展 【 。
击 极其 敏感 。复合材 料 结构 冲击 损伤 是 多损 伤耦 合 失 效模 式 ， 损 伤机 理 十分 复杂 ， 国内外 学 者 提 出 了不 同的损 伤机 理计算 模 型 。 目前 的模 型多 基 于 Ｈ ａ ｓ ｈ ｉ ｎ
民用飞机复材层压板分层缺陷修理方法研究
民用飞机复材层压板分层缺陷修理方法研究作者：朱宇来源：《科技视界》2019年第01期【摘要】简要介绍了国内外复合材料修理技术现状，主要对机体复合材料制造缺陷修理进行研究，有针对性地提出了复合材料无损检测方法，阐述了修理材料，修理方法以及固化方式等内容，并重点介绍了复合材料层压板分层缺陷修理技术。
旨在为民用飞机复材修理工艺的实施提供参考和借鉴。
【关键词】复合材料;分层缺陷;修理中图分类号： TD453 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2019）01-0022-002先进复合材料由于比强度高、比刚度大、可设计性、耐疲劳性能和抗腐蚀性能良好等优点，采用复合材料已越来越被在飞机上大量使用。
在具有众多优点的同时，复合材料结构也存在层间强度低、抗冲击能力差、对湿热环境和缺口敏感性强等缺点。
因此，复合材料结构在制造过程中不可避免地会产生各种制造缺陷，典型的制造缺陷有孔隙，分层，脱胶，表面损伤，钻孔错误等。
按照当前制造验收技术条件的要求，对于不可许用的缺陷，那么需要予以修理。
国外民机进行了大量的分析和试验验证工作，对复合结构有明确的缺陷损伤评估与修理规定。
总体来说，国外飞机的复合材料修理已经基本实现规范化。
1 复材修理简介层压板的修理问题是复合材料结构修理问题中的基础性研究课题。
层压板由两层或两层以上的浸有树脂的纤维层或组织物经一定顺序叠合、热压结合成的整体板。
与金属结构相比，复合材料会以多种损伤形式相继交互出现，而且分散性大。
复合材料的维修一般分为现场应急/快速修理以及在工厂进行的专业修理，维修的要求包括：满足结构强度，结构刚度要求，耐久性要求等。
修理方法有胶接和铆接两种，维修时根据部件的物理特性和维修要求进行选择。
1.1 胶结修理胶结修理方法的适用范围很广，从简单的表面划痕，缺陷处理到承力结构件的修理都能够应用，这种方法的优点是引起的应力集中小，且对结构重量影响不大。
主要分为挖补修理和注射修理两种，将在第4节中进行详细介绍。
复合材料胶接修补飞机金属结构技术的研究进展及关键技术
中图分 类号 ： ４ ． ； ３ Ｑ３ ６ １ＴＢ ３
文献标识码 ： Ａ
Ｒｅ ｅ ｒ ｈ Ｐｒ ｇ ｅ ｓａ ｄ Ｋ ｅ ｃ ｏ ｏ ｉｓｏ ｎ ｅ ｍ ｐｏ ｉｅＲｅ ａ ｒ ｓ ａ ｃ ｏ ｒ ｓ ｎ ｙ Ｔｅ ｈｎ ｌ ｇｅ ｆＢｏ ｄ ｄ Ｃｏ ｓｔ ｐ ｉ
维普资讯
・９ ・ ０
材料 导报
２０ ０ ７年 １ ０月第 ２ 第 １ １卷 ０期
复 合材 料 胶接 修 补 飞机 金 属 结构 技 术 的研 究 进展 及 关键 技 术
刘 国春 ， 宗蕻 ， 谢 苏 霓
（ ｔＩ业大学航天学 院， 西； ｌ ； 西安 ７ ０ ７ ） １０ ２ 摘要
ｏ ｅ ａ ｌｃ Ａｉ ｃ ａ ｔＳ ｒ ｃ ｕ ｅ ｆＭ ｔ ｌｉ ｒ ｒ ｆ ｔ ｕ ｔ ｒ ｓ
ＬＩ Ｇｕ ｃ ｕ Ｕ ｏ ｈ ｎ，ＸＩ ｏ ｇ ｏ ｇ，Ｓ Ｎｉ ＥＺ ｎ ｈｎ Ｕ
（ ｏ ｌｇ ｆＡｓｒ ｎ ｕ ｉｓ Ｃ ｌ ｅｏ ｔｏ ａ ｔ ，Ｎｏ ｔ ｗｅ ｔＰ ｌｔｃ ｎｉ ｌＵｎｖ ｒ ｉ ，Ｘｉａ １ ０ ２ ｅ ｃ ｒｈ ｓ ｏ ｙｅ ｈ ｃ ｉｅ ｓｔ ａ ｙ ’ ｎ７ ０ ７ ）
Ｆ ｇ １ Ｔ ｅｐ ｏ ｅ ｓｏ ｏ ｄ ｄ ｃ ｍｐ ｓ ｔ ｅ ａｒ ｉ ． ｈ ｒ ｃ ｓ ｆｂ ｎ ｅ ｏ ｏ ｉ ｒ ｐ ｉ ｅ
动态。
在修补含裂纹损伤的飞机金属结构和老龄化 飞机 延寿方 面， 复合 材料胶接修 补飞机金 属结构是 一 门实
用有效的技 术。主要 介绍 了该技 术的操 作流程和关键技术 ， 以及 国内外该领域 内近 １ 来在理论和 实验 方面的研 究 Ｏ年
关 键 词 复合材料胶接修补 飞机金属结构 复合材料补片 关键技术 部 役 釜 退 件 篡一 Nhomakorabea…
复合材料分层损伤无损检测研究现状
信号 中提取特征信息 ， 建立 损伤指标 ， 与损伤 的 发 生 、 位 置 和 程度联系起来 ， 实 现 对 损 伤 的识 别 。庄 小 燕 和 陈浩 然 基 于 根 据 Ｍ ｉ ｎ ｄ ｌ ｉ ｎ板 理 论 ．通 过 分 层 区域 与 无 分 层 区 域 的 节 点 几 何 协 调 条件建立了含有分层损伤的复合材料薄板结构模型 ， 然 后 应 用
经 济 市 场
复合材料分层 损伤 无损检测研 究现状
成 鑫 磊
（ 重庆 交通 大 学土木 建 筑 学院 ， 重庆 ４ ０ ０ ０ ７ ４ ）
摘 要： 复 合 材 料 由于 自身 轻 质 、 高 强 的特 性广 泛 应 用 于 航 空 航 天 领 域 中 ． 其 内部 损 伤 位 置 及 严 重 程 度 极 大 的 影 响 结 构 安 全 状 况 和 承 载 力 要 求 。为保 障 航 空 航 天 结 构 的 安 全 性 及 使 用 性 ， 复 合 材 料 中最 常 见 的分 层 损 伤 在 无 损 检 测 技 术 也 相 应 得 到 迅 速 发 展 。总 结 了航 空 航 天 复 合 材 料 构 件 无 损 检 测 的 主要 方 法 ， 即 ： 基 于顺 向 问题 的 无损 识 别技 术及 基 于 逆 向 问题 的 无损 识 别 技术 。 关键词 ： 复合材料 ； 分 层 损 伤
目前 ，针 对 所 有 含 有分 层 损 伤 的 结 构 的无 损 检 测 方 法 ， 均 可 以被 划 分 为 ２ 种 类别 ： 基 于 顺 向 问题 （ ｄ ｉ ｒ ｅ ｃ ｔ ｐ ｒ ｏ ｂ ｌ ｅ ｍ） 的无 损 识别 技术 ， 即 在 结 构 损 伤 位 置 的情 况 下 ， 对 结 构 损 伤 的 严 重 程 度进行评估 ； 基 于 逆 向 问题 （ ｉ ｎ ｖ ｅ ｒ ｓ ｅ ｐ ｒ ｏ ｂ ｌ ｅ ｍ） 的无损识别技术 ，
复合材料的分层研究
复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1 分层产生的原因Pagano 和Schoeppner[2]根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一[3， 4]。
在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层 [5，6]。
飞机复合材料结构损伤和检测维修方法分析
飞机复合材料结构损伤和检测维修方法分析摘要：随着经济的高速发展，我国民航制造行业已经进入自主研发阶段，航空制造水平持续提升。
在制造飞机的过程中，复合材料的应用极为广泛，应用比例也在不断扩大，这使得其维修工作也越来越重要。
基于此，本文简单讨论飞机复合材料结构常见损伤，深入探讨检测维修方法，具体涉及目视法、敲击法、注射法、涂层法等内容，希望研究内容能够给相关从业人员带来一定启发。
关键词：飞机；复合材料；损伤；检测维修引言：制造飞机所使用的复合材料，具有强度高和比刚度高等特点，能够在一定程度上减轻飞机整体的重量，还拥有破损安全性较高、抗腐蚀等优点。
复合材料在实际使用的过程当中，会出现各种各样的损伤，对其进行维修、检测非常重要，合理的检测维修不仅能够避免出现安全事故，还能满足企业发展需要。
1.飞机复合材料结构常见损伤1.1划伤复合材料结构当中划伤和凿伤是常见的损伤类型，属于线性损伤，需要工作人员对破损的长度和破损深度进行详细的检查，以此来进行有效区分。
其中划伤是因为材料和尖锐物体进行了直接接触，从而造成了一定长度和深度的线性损伤，而划伤相对于划伤来说则更加宽，也可能是相对更深程度的损伤。
1.2刻痕在复合材料结构当中刻痕属于小区域损伤，需要工作人员对损伤处进行仔细检查，从其是否穿透表层来判断是否属于刻痕损伤。
1.3分层分层和脱胶这两种情况相对来说比较相似，需要工作人员检查其复合材料的内部，确定出现损伤的位置来判断属于哪种损伤情况。
其中分层是复合材料的层合板结构当中，各个纤维层之间出现剥离破坏，而脱胶则是复合材料结构当中，蜂窝和纤维层之间出现剥离破坏。
1.4穿孔在损伤问题当中，凹坑和穿孔也是比较相似的损伤情况，需要工作人员对损伤的部位进行检查，确认破坏的深度和穿透复合材料的厚度来区分属于哪种破损情况。
1.5雷击在实际的应用当中，复合材料因受到雷击或者明火从而引起复合材料的烧蚀损伤，对这种损伤问题检查工作比较简单，只需要人工观察材料表面就可以找到损伤的位置和相应的问题。
复合材料结构在航空领域的故障及维修研究
图1 飞机发动机防磨带表面故障表面发生划伤、凹坑等故障伤及玻璃纤维的情况下，应确认夹芯结构损伤铺层数不超总数1/10，损伤长比英寸小，宽小于0.25英寸，且距离构件边缘比损伤区倍大。
针对层压复合材料结构，要求损伤铺层层，且损伤长不超3英寸，宽不超0.25伤位置距离边缘、紧固件孔等区域至少保持0.5离。
在结构维修时，需根据损伤铺层增加相同数量的增具体可以采用胶结方法将修补贴片黏贴在结构上，确保结构恢复原本强度或刚度。
贴片可以选择金属材料或复合材料，可以为固化的层合板或为固化的预浸料，需与损伤结构一同固化。
在保护好为损伤区域后，使用图2 蜂窝夹芯水分去除方法如果脱胶故障在透波区，需采用挖补法修理，采用全高度切除法将含缺陷的蜂窝夹芯去除。
在切除夹层面板时，可以与夹芯进行等孔距垂直切除，制作高度为原蜂窝和面板总高的补片，形成突出预浸料结构。
此外，也可以只垂直切除夹芯，层合板通过斜接法或阶梯法局部切除，制作补片高与原本夹芯高相同。
在填充夹芯时，确认与孔保持0.025英寸间隙，方便在周边缠绕泡沫胶带。
清理毛刺和清洁后，将回填夹芯区域密封和抽真空，完成夹芯固定，然后按照修补片方式处理层合板。
图3 蜂窝芯固化封装结语在开展航空器复合材料结构故障维修工作时，首先应通过做好前期检查确认结构损伤程度，确保针对不同故障采取恰当的维修方案。
发生表面损伤、结构分层等故障，在损伤较轻的情况下，可以通过涂覆树脂、注胶等方式修补，损伤较重但未超限可以通过补片法修复。
发生夹芯脱胶故障，根据故障区域采取注胶或挖补方式修补。
针对结构穿透故障，未超工艺标准可通过更换芯体修补，否则，需更换新的零部件。
通过合理运用复合材料结构故障维修技术，保证结构修复效果良好，才能为航空器正常运行保驾护航。
参考文献：。
飞机结构损伤的复合材料胶接修补技术研究进展
损 伤结 构 表 面 ， 以加 强 缺 陷 区域 ， 或使 受 损伤 构 件 的
功 能和 传递 载 荷 特 性 得 以最 大 限 度 地恢 复 ， 达 到 以
塑料 （ Ｆ ｕ） Ｂ ｆＰ 为澳 大 利 亚 皇 家 空 军 （
Ｆ 修 补 了大 ）
延 长结 构 使用 寿命 的 目的 。复 合 材料 用 于 飞机 结 构 胶 接修 补 包括 两 类 ： 类是 对 复合 材 料 飞机 的修 补 ； 一
ｓ ｕ ｔｒ ｒ ｖｅ ｄ ， ｄ ｐ ｏ ｌ ｍ ｏ ｂ ｏｖ ｎ ｔ ｅ ｆ ｔ ｒ ｒ ｒｓ ｎｅ ． ｔ ｃｕ ｅ ａｅ ｒ ｉ ｒ ｅ ｗｅ ａ ｒｂ ｅ ｓ ｔ ｓ ｌｅ ｉ ｕ ｕ ａ ｅ ｐ ｅ ｅ ｔ ｎ ｅ ｄ ｈ ｅ ｄ
Ｋｅ ｒ ｓ Ｄａ ｇ ｐ ｉ ， ｍｐ ｓｔ ｔ ｒａ ， ｒｒ ｆ ｓｒ ｃｕ ， ｎ ｅ ｔｕ ｔ ｅ ｔｓｉｇ， ｍａ ｔｓｒ ｃｕ ｙ ｗｏ ｄ ｍａ ｅ ｒ ａ ｒ Ｃｏ ｏ ｉ ｍａｅ ｌ Ａｉ ａｔ ｔｕ ｔｒ Ｎｏ ｄ ｒ ｃ ｉ ｅ ｔ ｅ ｅ ｉ ｃ ｅ ｓ ｖ ｎ Ｓ ｒ ｔ 合 材 料 胶 接 修 补 技 术 研 究 进 展
童谷 生 孙 良新
南京 ２０１ ） １０６
（ 南京航空航 天大学航 空宇航学 院
刘 英 卫
（ 洪都航 空集团 南昌 ３０２ ） ３０４
文
摘 系统 归纳并 分 析 了国 内外 ３ 来在 复 合 材 料胶 接 修 补研 究 中所取 得 的 成 果 ， Ｏ年 以及 最 近 １ Ｏ年
（ Ｈ ｎｄ ｖ ｔｎＩｄｓｙＧ ｕ ｓ Ｎ ｎｈ ｎ ３０ ０ ） ｏｇｕＡ ｉ ｏ ｎｕｔ ｒ ｐ ａｃａｇ ３００ ａ ｉ ｒ ｏ
Ａｂ ｔａ ｔ Ｔ ｘｅ ｄ ｔｅ ｓ ｒｉｅ ｌ ｅ ｏ ｇｎ ｒ ａ ｇ ｄ ａｒ ｒｆ ，ｔｅ ｄ ｍａ ｅ ｏ ｏ ｅ ｔ ｍｕ ｔ ｅ ｒ ｐ ａ ｅ Ｆｒ － ｓｒ ｃ ｏ ｅ ｔｎ ｈ ｅ ｖｃ ｉ ｆａ ｉｇ ｏ ｍａ ｅ ｉ ａｔ ｈ ａ ｇ ｄ ｃ ｍｐ ｎ ｎ ｓ ｓ ｅ ｌｃ Ｏ ｆ ｄ ｃ ｂ ｄ ｅ
飞机复合材料夹层结构穿透性损伤修理工艺分析
飞机复合材料夹层结构穿透性损伤中国设备工程 2023.05 （下）
伤后，填充材料将会受到损伤，需要对填充材料进行更
所示，采用旋挖的方
图2 飞机复合材料夹层结构图
铺层修复处理
铺层是飞机复合材料的重要组成部分，需要做好铺层的修复工作，具体修复步骤如下：首先，需要对铺层的大小及方向进行确定，对铺层结构进行制作，确保铺层结构与当前形状相符，保障铺层能够与修复形状相吻合，使铺层结构得到合理运用。
其次，根据铺层的层数展开修复过程。
当层数不超过3层时，每层至少要有的重叠；当层数超过3层时，第一层重叠部分为。
民用飞机复合材料胶铆连接的损伤分析
民用飞机复合材料胶铆连接的损伤分析民用飞机复合材料胶铆连接的损伤分析摘要:先进复合材料在飞机结构上的广泛应用己成为一种趋势，它在飞机结构上用量的多少已经成为其技术先进性的一个标志。
复合材料具有优异的性能，其应用也越来越受到人们的重视，但结构连接却是其最薄弱的环节。
在需传递大载荷的区域必须采用机械连接，机械连接在孔洞处易产生应力集中；胶接可以减轻重量，但不能传递大的载荷，而且易发生老化问题，剥离强度低,容易发生瞬间失效。
针对这一问题，本文对铆接，胶接，胶铆混合连接做损伤对比分析。
关键词：复合材料；机械连接；铆接；胶接；胶铆混合连接；损伤1．复合材料在飞机中应用概况复合材料是一种由高强度、高刚度增强材料铺设在基体中所构成的新型材料。
与传统材料相比，复合材料具有高比强度、高比模量、良好的抗疲劳性、抗腐蚀性等一系列优点，日益受到国防、航空航天等领域的青睐，己成为航空航天四大结构材料之一[1]。
先进复合材料在飞机结构上的广泛应用己成为一种趋势，它在飞机结构上用量的多少已经成为其技术先进性的一个标志。
复合材料在飞机结构上的应用方面，经历了大致三个阶段:第一个阶段是应用于受载不大的简单部件，如各类口盖、舵面、阻力板、起落架舱门等，对于这类构件，据统计可减重15%一20%。
第二个阶段是应用于承力大的部件，如安定面、全动平尾、前机身段、鸭翼等，据统计可减重20%~25%。
第三个阶段是应用于复杂受力的部件，如机翼、中机身、中央翼盒等等，此类应用可减重约30%以上[2]。
从大型民用飞机发展来看，美国波音公司第一代大型民用客机B707上没有采用复合材料，复合材料的用量为0。
第二代B747上复合材料的用量为2%一3%，已经有了明显的增长。
B757和B767属于第三代大型客机，复合材料的用量增加到3%一5%。
波音公司最新的B777第四代大型客机，采用复合材料达到8一9t，占该机结构质量的9%左右。
欧洲空中客车公司生产的超大型客机A380任一800可搭乘555名旅客，起飞质量56t，复合材料的用量高达25%[3]。
冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展 武子珺
冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展武子珺摘要:先进复合材料在航空领域的广泛应用,尤其是在主承力结构方面的应用,对复合材料维护和修理工作提出了新的、更加迫切的要求。
本文分析了冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展。
关键词:航空复合材料;冲击损伤;复合材料修复技术一、无损检测1.超声检测。
超声波检测,尤其是超声C扫描,速度块而且直观显示,已成为常用的复合材料检测技术的主要组成部分。
超声波检测可以检测复合材料的分层、夹杂物等多种缺陷,而且在确定材料的密度、纤维取向、弹性模量、厚度和其他特性方面也具有优势。
可检出20mmx20mm的分层缺陷,最小可检测2mm2～-5mm2的其它缺陷。
其缺点是检测效率低,针对不同的缺陷类别使用不同类型的探头,而且在检测过程中需要使用耦合剂。
2.X射线检测。
X射线检测方法在复合材料损伤检测中的经常采用。
最常用的是胶片照相法,它可以检查复合材料的孔隙和体积型缺陷,如夹杂、增强剂的分布不均等。
检测分层缺陷是X射线检测的弱项,一般只有当裂纹平面大致平行射线束时才会被发现,因此该方法只能检测样品表面通常是垂直的裂缝,这一点与超声波检测相反。
随着计算机技术的飞速发展,“x射线实时成像检测技术”已经应用于无损检测,X射线实时成像检测效率高方便实用,具有良好的发展前景。
3.计算机层析成像检测。
计算机层析照相(CT)应用于复合材料检测已有十多年的历史。
首先开展这项工作是医疗设备,复合材料和非金属材料元素与人体组织相近,医用CT非常适合测试其内部非微观的缺陷,并测量密度分布,但医用CT是不适合大尺寸、高密度的物体,如金属材料等。
4.红外热成像检测。
红外热成像检测方法特别适合用于测试复合材料和金属粘接结构的分层缺陷,特别一些不适用于水中超声C扫描检测的情况。
复合材料的红外热成像法检测层压材料具有很大的潜力,能够准确地确定层压复合材料的深度,该方法具有非接触、实时、高效、直观的特点。
使用主动红外热成像检测层状复合材料和金属板材粘接结构脱粘缺陷是完全可行的,检测结果清晰、直观、准确性和可靠型强,缺陷评估和测试速度快,效率高,测试结果可以存储在计算机磁盘中。
关于飞机复合材料损复的研究
关于飞机复合材料损复的研究飞机用的复合材料对飞机的各种性能都有很重要的作用，复合材料的损害会对飞机有很大的影响，譬如：脱胶、蜂窝夹芯板脱层、分层、表面的氧化、表面鼓泡等等，这些问题的出现会影响飞机的正常运行。
因此修复这些问题就变的很重要了，机械连接修理、胶接修理和机械-胶混合连接，这些都是很重要的修复方式，飞机复合材料对飞机的运行安全很重要，所以，必须要好好关注这个问题。
标签：飞机复合材料；损伤；修复随者科技的进步，航天技术的飞速发展，飞机已经变成了我们很普遍的交通工具。
由于复合材料具有轻质量、高硬度、可塑性好等优点，所以成了飞机材料的必然之选。
但随着使用时间的长久和出现的小事故，使得复合材料受损，飞机上复合材料的受损是非常严重的问题，对飞机的安全有很大的影响。
飞机受损后，就得修复，科技的发展已经解决了这些问题，这将使得我们有一个更加安全、和谐的飞行环境。
1 飞机复合材料的受损分析1.1 简述飞机复合材料受损后的后果飞机是高科技产品中的姣姣者，在现在这个科技发达的时代，飞机无疑体现了它最大的价值，它的地位也早已经固定，不能更改。
但是，随着飞机使用时间的长久，或者其它的各种小意外，飞机上的复合材料就会受到各种不同的影响或者损伤，有时这些复合材料受损的部分小，甚至不能用肉眼看到，但是，绝对不能掉以轻心，因为，很多的飞机事故问题就是出现在小问题上，严重的会导致机毁人亡，轻则的也会使飞机被迫降落。
飞机是迄今为止最大的运输器械，已经被普遍运用于各种运输，因为它具有速度快、舒适、高效等优势。
在运输的时候，飞机不仅仅运输人，还有其他的贵重物品，价值都是无法估计的一个中型客机的价值就已经很高了，是国家的财产，是不能凭空产生的。
飞机复合材料的受损，是一个不可忽略的问题，因为它让飞机出事，后果就不是我们能想到的，机毁人亡的惨剧，是我们最不想看到的，所以，重视起飞机复合材料的问题就是很重要的了。
1.2 判断飞机复合材料受损的程度飞机受损伤是不可避免的，在受损伤的过程中，飞机上的复合材料就会有相应的损伤，因为不同的事件就会有不同的损伤，所以，飞机复合材料受损就会有轻重之分，这就是飞机复合材料受损的程度，在进行飞机复合材料的修复前，我们一般会对飞机进行受损程度分析的，一般情况下分为以下几个方面：（1）如果两个或多个损伤区域靠得很近，则它们应视为一个整体的损伤区域；（2）结构按其重要性不同，分成不同的结构区域，如果两个损伤分属不同的结构区域，又要按一个损伤考虑，则应按要求较高一些结构区域规定的方法进行修理；（3）如果一个损伤区域横跨两个结构区域，也要按要求较高一些的结构区域规定的方法进行修理；（4）两个相邻区域损伤修补的铺层不能重叠，如果没有特别指出，修补完成后其间必须有5mm的间隙。
复合材料结构的损伤与修补问题研究
复合材料结构的损伤与修补问题研究摘要：近几年，复合材料逐渐为人们所熟知，与其相关的研究也变得更加具体和深入。
文章以复合材料为研究对象，先简单地介绍了复合材料结构常见的损伤形式，随后结合实际案例，围绕结构损伤的修补展开了研究，内容涉及修补原则、修补技术等方面，供相关人员参考。
关键词：复合材料结构；结构损伤；损伤修补前言：在耐腐蚀性、可设计性等方面具有突出表现的复合材料，现已在包括航空在内的诸多领域中，得到了广泛应用，所取得效果也十分突出，虽然复合材料出现腐蚀、开裂等情况的几率较低，但是，在实际应用的过程中，受到外界因素影响而导致结构出现损伤的情况始终存在，本文所研究课题的现实意义不言而喻。
1复合材料结构损伤形式在使用过程中，复合材料结构出现损伤的情况无法避免，常见损伤形式包括：其一，外来物冲击、高能量冲击带来的穿透损伤，还有难以通过目视进行检测的低能量冲击带来的损伤；其二，面板和蜂窝芯分层、层压板分层等分层损伤；其三，面板和蜂窝芯脱胶、层压板脱胶、胶接面脱胶等脱胶损伤；其四，以疲劳裂纹为代表的慢性长期损伤；其五，吸潮、渗水损伤。
2复合材料结构损伤修补2.1案例分析修补某复合材料结构损伤的步骤如下：首先，判断损伤处，标明需要切除的位置和坐标；其次，利用金刚石进行掏芯，确定盲孔位置及深度，将计算结果减去0.12mm，获得实际深度，如果相关人员在实践中发现掏盲孔难度较大，则可以视情况对掏芯钻头加以运用，尽快确定盲孔的位置；再次，修补损伤处，将胶膜、挡板和预浸料置于损伤处，参考损坏处特征，调整预浸圈，此次修补所采用补片的纤维方向为-45°，直径为65mm；最后，在室温环境下，通过真空抽取的方式，使修补处成型，完成损伤修补工作[1]。
2.2修补原则复合材料结构修补所遵循原则，可以被归纳为以下五个方面：第一，在修补过程中，预留为后期检查、加工等工作开展提供便利的修补通道；第二，重新设计频繁出现损伤的位置，例如，用可替换、可拆卸零件，对原有零件进行替代；第三，对损伤处修补余量加以考虑，例如，扩孔余量；第四，在条件允许的情况下，可以选择对组合构件加以应用，目的是降低损伤修补的难度；第五，尽量减少修补所需拆卸零件的数量，严格控制安装需要花费的时间，提高修补效率。
含分层损伤复合材料结构现状分析 胡帆帆
含分层损伤复合材料结构现状分析一、工程背景纤维增强复合材料的力学性能具有可设计性，并且与金属材料相比具有比强度高和比刚度高的优点，因此复合材料在各个领域，特别是航空航天领域得到了越来越广泛的应用。
在航空领域中，复合材料结构件在飞机机体结构中所占比例大幅度提高，目前一些先进飞机的复合材料结构件重量已占全机结构重量的25%～65%现代航空发动机为了获得高的推重比，大量采用高强度、轻质的钛合金和复合材料。
早在七十年代，国外一些大的航空发动机制造公司就已经开始把各种先进复合材料应用于燃气涡轮发动机。
F110、F404、M88等发动机都采用了碳纤维增强树脂基复合材料的外涵机匣。
除了应用于静子部件外，碳纤维增强树脂基复合材料还被GE公司应用于GE90发动机的风扇叶片上，该叶片采用全复合材料结构，由石墨纤维环氧预浸带制成。
我国某型涡轮风扇发动机也采用了由碳纤维树脂基复合材料层合板制成的外涵机匣，减重效果明显。
然而，复合材料结构在生产和使用过程中会不可避免地出现各种缺陷或损伤。
由冲击事件、制造过程中的工艺不完善和疲劳载荷等引起的分层损伤是复合材料层合结构主要的损伤形式之一。
这种损伤会引起复合材料层合结构的强度和刚度的降低。
而较低的复合材料层合结构层间性能，在外载荷的作用下可能引发分层的扩展，导致层合结构在远低于设计值时发生结构破坏。
所以研究含分层损伤的层合结构在外载荷作用下的损伤模式及最终的破坏载荷具有重要的意义。
本课题的研究目的就是从工程实际应用出发，针对含初始分层复合材料层合结构，发展一种三维有限元逐渐累积损伤分析技术（包括分析模型与分析方法）。
考虑子板屈曲以及子板之间的接触对层合结构的损伤模式和最终破坏载荷的影响，模拟含分层损伤的层合结构的纤维断裂、基纤剪切、基体开裂和分层四种损伤类型的损伤起始、扩展直至最终破坏的整个过程。
以ANSYS软件为有限元计算平台，应用本论文所发展的模型和方法对含初始分层损伤的某航空发动机复合材料结构件进行损伤及扩展规律分析，从而确定该结构件是否还可以继续安全使用。
飞机典型复合材料结构损伤力学性能分析
飞机典型复合材料结构损伤力学性能分析摘要：为探究飞机典型负荷材料结构的损伤力学性能，提出基于玻璃纤维复材筋的损伤力学性能试验研究。
对半径为8mm的玻璃纤维复合材料（fibreglass reinforced plastics ，FRP）筋进行拉伸，分析其损伤前后的力学性能变化规律。
结果表明，该材料的抗拉强度会随着循环拉伸应力的不断增加而出现逐渐下降的情况；当载荷重复次数增加后，其残余形变情况会逐渐缩小。
关键词：飞机；复合材料；损伤力学，性能分析引言：FRP是由合成树脂与玻璃纤维通过复合工艺制作出的一种新型材料，在航空航天领域拥有广泛的应用。
FRP拥有较强的力学性能可以承受较高的拉力和剪切力，但是由该材料制成的飞机结构部件在应力的作用下会出现微观裂痕，若不加以防护则会演变成宏观裂痕，甚至出现材料形变与微空洞时应力场，会严重影响飞机结构部件的整体力学性能[1]。
针对该问题进行损伤力学的性能试验分析。
一、试验部分（一）试验材料试验使用的螺纹式FRP筋材料来自深圳海川材料有限公司，基体的主要成分由乙烯基树脂构成，材料半径为8mm，长为1m，材料两端采用无缝钢管对其进行锚固，钢管长200mm，未覆盖部分即中间段的有效长度为600mm[2-3]。
试验使用的主要设备有，游标卡尺、打磨机、电烙铁、裂缝观测仪、电液伺服万能试验机、静态电阻应变仪以及电阻应变片等[4]。
（二）试验方案试验相关标准依照《定向纤维增强聚合物基复合材料拉伸性能试验方法》GB/T3354—2014进行试验。
在复合材料杆件中间段有效长度的1/2处和1/4处分别加装水平方向的竖向应变片和垂直方向的横向应变片。
试验验证共分析3种情况，每种情况测试4根试件。
情况a代表从单调一次拉伸开始至材料损坏，得出复合材料的极限抗拉强度用“Q”表示。
情况b与情况c分别代表设置应力上限为0.3Q和0.6Q下对复合材料筋体进行的一次预加力和力卸载，消除试验中的非弹性变形。
关于飞机复合材料结构损伤和检测方法探讨
关于飞机复合材料结构损伤和检测方法探讨2陕西昱琛航空设备股份有限公司 710089摘要：复合材料由于其高比强度和比刚度、良好的抗腐蚀和抗疲劳性能，在航空制造领域中应用越来越多。
飞机复合材料是一种复杂的多相体系，并且结构及材料成形同时完成，成型过程中各种不确定的影响因素都难以避免会使结构产生缺陷。
本文进一步阐述了飞机复合材料结构损伤类型并在此基础上提出了几点建议。
关键词：飞机复合材料；结构损伤；检测方法及应用1引言复合材料由于其高比强度和比刚度、良好的抗腐蚀和抗疲劳性能，在航空制造领域中应用越来越多。
飞机复合材料是一种复杂的多相体系，并且结构及材料成形同时完成，成型过程中各种不确定的影响因素都难以避免会使结构产生缺陷。
飞机在使用过程中，复合材料结构会受到载荷的作用、人为因素和自然环境条件的影响而导致各类的损伤产生。
无论制造缺陷还是使用损伤都会严重威胁飞机复合材料结构的安全使用。
了解复合材料结构件损伤的类型及其检测和评估方法，对于保障飞机安全高效运行是十分重要的。
2飞机复合材料结构损伤类型飞机的复合材料构件从制造到服役使用过程都可能会产生各种缺陷和损伤。
复合材料制造过程中缺陷的典型原因包含原材料缺陷、固化过程没控制好、铺层错误、混入杂质，脱模方法错误等。
缺陷主要有气孑L、分层、层间断裂、界面分离、夹杂物、固化不佳、钻孑L损伤等。
在飞机使用过程中，伴随着意外损伤和环境损伤的产生，例如不当操作、疲劳、外来物、撞击，沙石、冰雹和雷击、腐蚀等都是产生损伤的原因。
损伤形式包括裂纹、划伤、烧伤、凹坑、分层、穿透损伤、腐蚀坑、表面氧化、夹层结构脱粘等等。
按照飞机复合材料结构损伤的严重程度，可将其分为允许、可修理和不可修理三种损伤。
可允许损伤是指不影响结构性能或完整性的轻微损伤，界定结构件可允许损伤的范围和标准(例如具体的尺寸和条件等)应由相应机型的结构修理手册中给出。
对可允许损伤，应根据具体情况确定是否修理。
如果允许损伤有扩展的可能性导致结构的剩余强度下降并引起设计寿命的下降，应当在要求的时限内完成修复。
冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展
冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展摘要：随着科学技术的不断发展，越来越多的新型材料被制造并且应用在各行各业的发展中。
尤其是先进复合材料的出现并且在航天领域中的广泛应用，推动了中国航天事业的进一步发展，同时，航天事业也对复合材料的应用提出了新的要求。
在航天器材建造中，所使用的复合材料具有各向异性和非均质性的特点，这种特点使得其对于分层损伤和层间断裂十分敏感，为了减少这种损伤对于航天器材的作用发挥的影响，研究人员开始对于冲击损伤下航空复合材料修复技术进行了研究。
关键词：冲击损伤；航空复合材料；修复技术一、冲击损伤评估（一）冲击损伤航天设备在进行使用的过程中，一般所处的环境都是外太空中，这样的外界环境使得在航天器材发挥作用的过程中，可能会出现众多的不可测因素，这些因素的存在会对航天器作用的正常发挥造成一定的影响，为了减少材料的因素对于航天器材的影响，航天器材制作人员在进行材料选择的过程中，一般都会选择高强度、高刚性的复合材料[1]。
但是复合材料在使用的过程中，难免会在制造、服役、维修的过程中不可避免的出现缺陷或者损伤，因此复合材料修理的难题就受到了业界的广泛关注。
航空复合材料结构损伤产生的原因或是由制造缺陷引起或是由机械载荷引起，或是由于外界环境引起，在结构损伤中，冲击损伤是对航天器材造成影响最大的。
复合材料在进行作用的发挥过程中，由于其各向异性和非均质性对于冲击及其敏感[2]。
并且复合材料冲击损伤的机理较为复杂，因此国内外专家针对复合材料的冲击损伤提出了不同的损伤机理计算模型。
这些模型的出现有助于研究人员对于航空复合材料修复的进一步研究，推动航天事业的发展与进步。
（二）损伤评估在对复合材料进行修复时应当提前进行损伤评估，在对复合材料进行损伤评估的过程中，需要进行多方面内容的评估，但是确定修理容限是损伤评估中最为重要的核心工程。
在材料修复行业中，所讲的修理容限是指在材料发生故障时观察材料的整体性能是否发生了变化，判断材料是否还存在修理的价值。
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ｎｕ ｅｒｃ ｌｓｍ ｕ ａ ｊ ｍ ｊａ ｉ ｌ ｔｏｎ
纤 维增 强复 合材 料具 有 比强度 高 、 比刚 度大 、 疲 抗 劳性能 好等 一 系列优 点 ， 能满 足飞 机结 构重 量轻 、 寿命
其表 面很 难通 过 目视来 发 现 ， 而 ， 故 分层损 伤 对于 复合 材料 层 合板 结构 来说 是一 个不 容 忽视 的具 有隐蔽 性 的 安全 隐 患 。综 上 所述 ， 复合 材 料 结 构 的分层 损 伤 问 对 题进 行 系统研 究 ， 飞 机 结 构设 计 、 造及 使 用 、 护 对 制 维
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第 ２ ７卷
第 ９期
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保 证 复 合 材 料 结 构 的正 常 工 作 而 采 用 的 常 用 无 损 检 测 方 法 ， 报 道 了 国 内 外 学 者 在 含 分 层 损 伤 复 合 材 料 层 并
合 板 实 验 及 数 值 模 拟 方 面 所 做 的研 究 。
关 键 词 ： 合 材 料 ；分 层 损 伤 ； 损 检 测 ； 学 性 能 ； 值 模 拟 复 无 力 数
摘 要 ：复 合 材 料 是 现 代 飞 机 工 业 不 可 缺 少 的重 要 结 构 材 料 ， 复 合 材料 层 合 板 结 构 的 分 层 损 伤 问 题 一 直 是 而 飞 机 研 制 过 程 中经 常要 面对 的结 构 问 题 。文 章 综 述 了 飞 机 用 复 合 材 料 分 层 损 伤 问题 的 研 究 进 展 ， 绍 了为 介
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中 图 分 类 号 ： ３ ＴＢ ３ 文献标志码 ： Ａ 文 章 编 号 ：１ ０ － ９ ６ ２ ｌ ） ９ ０ ４ － ３ ０ ２４ ５ （ ０ Ｏ ０ — ０ ９ ０
Ｒｅ ｅｒｈ ｐｏ ｒｓ ｆｃｍｐ ｓ ｅｌｍｉａｅｗｉ ｅａ ｎ ｔ ｎ ｓａｃ ｒｇｅｓｏ ｏ ｏ ｉ ａ ｎ ｔ ｔ ｄ ｌｍｉａｉ ｔ ｈ ｏ ｄ ｍａ ｅｉ ｅｏ ｐ ｃ ｉｌｓ ａ ｇ ｎａ ｒｓ ａｅｆ ｄ ｅ