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飛行器結(jié)構(gòu)中的關(guān)鍵部件越來越多地采用纖維增強復(fù)合材料。纖維增強復(fù)合材料屬于易損結(jié)構(gòu)，在制造中經(jīng)常會產(chǎn)生開膠、分層缺陷，在服役過程會造成彈孔、裂紋等損傷，這些損傷需要得到及時的維修以保證結(jié)構(gòu)的安全服役。在受損結(jié)構(gòu)的外表面膠接復(fù)合材料補片來進行補強是一種常用的膠接修理方法。本文建立了層合板穿透型損傷和半穿透型損傷修理的有限元分析模型，探討了補片直徑、厚度、鋪排方式等修理參數(shù)對修理效果的影響規(guī)律，并對計算分析結(jié)果進行了試驗驗證。
試驗采用的母板為某直升機復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)的梁腹板材料，由雙向碳纖維預(yù)浸布ECS002010鋪設(shè)而成，鋪層方式為，通過熱壓機按材料的固化參數(shù)在180℃的高溫下固化成型。在完好母板上機械加工孔來模擬穿透型損傷和半穿透型損傷，如圖所示。半穿透型母試樣孔深為母板厚度的1/4補片材料采用DH5217.325.30(單層厚度為0.175)，粘接材料采用3125膠膜。修理方式為補片預(yù)浸布鋪設(shè)并與母板用膠膜粘接，然后中溫固化成型，加壓方式為抽真空袋。為了防止試件與試驗機夾頭滑脫以及試件被夾碎，在試件兩端貼了加強片，加強片材料為DBC3/6，與補片一起進行固化。在MTS810/13試驗機上完成無損傷板試樣和修理試樣的靜力拉伸試驗，記錄破壞載荷。修理效果以強度恢復(fù)表示，即修理試樣的靜強度與無損傷試樣的靜強度的比值。
由于現(xiàn)有的復(fù)合材料三維基本數(shù)據(jù)不完整，因此需要構(gòu)造二維有限元簡化模型，其關(guān)鍵問題在于如何模擬膠層以及考慮修理結(jié)構(gòu)的附加彎曲效應(yīng)。孫洪濤在研究金屬結(jié)構(gòu)損傷修理時提出了“雙板一彈簧元”修正模型。該模型利用“彈簧元”與Mindlin板共同考慮橫向剪切效應(yīng)。模型具有較高的計算精度，并且可以考慮修理結(jié)構(gòu)中的彎曲效應(yīng)。本文采用“雙板一彈簧元”修正模型對穿透型損傷修理結(jié)構(gòu)進行模擬計算。母板及補片采用四節(jié)點Mindlin板元模擬，膠層用3種線性彈簧元來模擬，其中兩種剪切彈簧元模擬平面的橫向剪切力，一種軸向彈簧元模擬z方向的軸向正應(yīng)力。對于非穿透型損傷，在“雙板一彈簧元”修正模型的基礎(chǔ)上，提出“三板一彈簧元”模型。其思路如下：將具有非穿透損傷的母板簡化為兩層Mindlin板，母板損傷部分簡化為孔板，母板未損傷部分簡化為完好板，孔板與完好板之間采用位移約束進行連接。膠層還是利用上述的3種線性彈簧元來模擬，如圖所示。
為了獲得修理結(jié)構(gòu)的剩余強度，需要對以下幾種破壞方式進行校核：(1)帶孔層合板的拉伸破壞；(2)層合板的拉伸破壞；(3)膠層剪切破壞；(4)膠層剝離破壞。帶孔層合板的拉伸強度采用平均應(yīng)力失效準則進行估算，即認為距離孔邊某一特征長度之內(nèi)的平均應(yīng)力達到材料的極限強度時層合板破壞。該準則中特征長度的選取與材料本身的質(zhì)量和成型方法有很大關(guān)系，一般在23~-7.6~之間。根據(jù)Nuisner的研究結(jié)論，本文取特征長度為38mm層合板失效準則采用Tas}Wu準則。同MSC.NASTRTAN保持一致，取失效準則中有爭議的參數(shù)膠層視為各向同性材料，破壞準則采用最大應(yīng)力理論：只要膠層內(nèi)剪應(yīng)力或剝離應(yīng)力值到達其剪切強度或剝離強度，膠層就發(fā)生破壞。修理結(jié)構(gòu)的破壞總是從上述最薄弱的環(huán)節(jié)開始，逐漸發(fā)展至整體破壞。修理結(jié)構(gòu)剩余強度即為上述各種破壞形式對應(yīng)剩余強度的最小值。由于缺少相應(yīng)的材料參數(shù)，本文在計算修理結(jié)構(gòu)極限強度的時候沒有進行剝離破壞的校核。
穿透型損傷修理的的強度恢復(fù)為40%-70%，半穿透型的強度恢復(fù)為50%-86%。修理參數(shù)對修復(fù)效果和破壞模式的影響非常顯著。通過選擇合理的修理參數(shù)，穿透型的強度恢復(fù)最大可達75%，半穿透型的強度恢復(fù)能夠達到90%。從破壞模式上看，由于存在膠接缺陷，補片和母板很容易脫粘。半穿透型損傷試件發(fā)生脫粘的情況比穿透型損傷試件要大。補片和母板同時斷裂的情況主要發(fā)生在補片厚度比較小以及補片直徑比較大的情祝。
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