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民航復(fù)合材料的應(yīng)用和損傷預(yù)防研究

2013-12-25 07:25:47古加正
關(guān)鍵詞:復(fù)合材料金屬飛機(jī)

高 宇,張 磊,古加正

(中國(guó)民航科學(xué)技術(shù)研究院維修工程室,北京 100028)

飛機(jī)研制是國(guó)家工業(yè)、科技、綜合實(shí)力的集中體現(xiàn),代表了國(guó)家的競(jìng)爭(zhēng)力水平,材料制造是飛機(jī)適航安全的工業(yè)技術(shù)保證。隨著大飛機(jī)項(xiàng)目的展開,先進(jìn)的復(fù)合材料技術(shù)在民用航空領(lǐng)域的應(yīng)用也越來(lái)越廣泛。我國(guó)對(duì)復(fù)合材料在民用航空器的應(yīng)用研究與國(guó)外存在一定差距,一些先進(jìn)復(fù)合材料的生產(chǎn)還達(dá)不到國(guó)外標(biāo)準(zhǔn)。從民用航空器應(yīng)用復(fù)合材料的發(fā)展歷程、性能特點(diǎn)、制造技術(shù)、適航認(rèn)證、故障類型及預(yù)防方法這幾方面展開論述。

1 民航應(yīng)用復(fù)合材料

1.1 發(fā)展歷程

復(fù)合材料的研究自1960年代正式開始,由于具有重量輕、高比強(qiáng)度、抗疲勞、耐腐蝕等優(yōu)異的性能,復(fù)合材料在一定程度上可以取代鋁合金[1];1975年,NASA實(shí)施ACEE計(jì)劃,復(fù)合材料開始在航空領(lǐng)域展開應(yīng)用;1988年,NASA實(shí)施ACT先進(jìn)復(fù)合材料計(jì)劃,從主要承力部件出發(fā),改進(jìn)機(jī)身結(jié)構(gòu)性能;1996年,NASA、FAA實(shí)施CAI低成本復(fù)合材料計(jì)劃,降低制造成本,以大量應(yīng)用在大型飛機(jī)的機(jī)翼壁板、機(jī)身;目前,隨著復(fù)合材料制造技術(shù)的低成本和數(shù)字化發(fā)展,復(fù)合材料在民用航空器應(yīng)用的比重越來(lái)越大。例如空客A380應(yīng)用GLARE鋁合金層板復(fù)合材料制作機(jī)身,整機(jī)復(fù)合材料比重25%,波音B787整機(jī)復(fù)合材料比重更達(dá)到50%。發(fā)動(dòng)機(jī)上復(fù)合材料的應(yīng)用也很普遍,GE90的復(fù)合材料風(fēng)扇葉片經(jīng)過(guò)十多年應(yīng)用,證明可靠性很高,新一代GENX發(fā)動(dòng)機(jī)也采用了復(fù)合材料前風(fēng)扇機(jī)匣和帶鈦前緣的復(fù)合材料風(fēng)扇葉片。民用航空器應(yīng)用復(fù)合材料的發(fā)展歷程如表1所示。

表1 復(fù)合材料的發(fā)展歷程

1.2 復(fù)合材料的性能與分類

復(fù)合材料具有比強(qiáng)度、比模量高,可鋪層設(shè)計(jì),抗疲勞,各向異性,韌性、減振性高等特點(diǎn),可減少連接件的使用,但易受溫濕度影響[2]。復(fù)合材料比金屬輕,B767上使用了3380磅的復(fù)合材料,節(jié)約了1250磅的傳統(tǒng)鋁材,減少了燃油消耗;復(fù)合材料抗腐蝕性能好,B777采用了CFRP地板梁,提高了抗腐蝕性能,減少了計(jì)劃維修任務(wù),延長(zhǎng)了檢查間隔。由于復(fù)合材料力學(xué)性能優(yōu)異,B787采用了復(fù)合材料制造機(jī)身,艙內(nèi)氣壓能保持在6000英尺高度(金屬飛機(jī)氣壓一般在7000~9000英尺),艙內(nèi)濕度可恒定在10~15%(金屬機(jī)艙濕度在5~10%),提高了旅客舒適度。

復(fù)合材料按基體分為金屬基復(fù)合材料和非金屬基復(fù)合材料,非金屬基復(fù)合材料可分為聚合物基PMC和陶瓷基CMC。各類復(fù)合材料的力學(xué)性能大不相同,樹脂基、陶瓷基、金屬基復(fù)合材料因性能優(yōu)異,逐漸會(huì)被未來(lái)飛機(jī)結(jié)構(gòu)或先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)所采用。樹脂基復(fù)合材料是以有機(jī)聚合物為基體的纖維增強(qiáng)材料,目前碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂復(fù)合材料在飛機(jī)上應(yīng)用較多,發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇葉片也逐漸用樹脂基取代鈦合金材料;陶瓷基復(fù)合材料CMC一般分為非連續(xù)增強(qiáng)和連續(xù)纖維增強(qiáng)的CMC,其中代表性的碳/碳復(fù)合材料多用于制造飛機(jī)剎車片、電子封裝;金屬基復(fù)合材料MMC是由金屬基體和增強(qiáng)相復(fù)合而成的新型結(jié)構(gòu)材料,逐漸向多元化增強(qiáng)相、層狀金屬基(GLARE)、碳納米管增強(qiáng)金屬基、泡沫金屬基等方面發(fā)展,層狀金屬基GLARE和ARALL屬于超混雜復(fù)合材料,其組成成分如表2所示。

表2 金屬基層合板超混雜復(fù)合材料

1.3 復(fù)合材料設(shè)計(jì)制造

復(fù)合材料的設(shè)計(jì)制造日趨成熟,其纖維鋪層設(shè)計(jì)一般分為兩種,如圖1所示。一種是編織,纖維束從多個(gè)方向鋪層,多用于復(fù)雜構(gòu)型,成本較高;另一種是單向帶,纖維束從一個(gè)方向鋪層,多用于平板或復(fù)合構(gòu)型,成本較低。

制造技術(shù)包括液態(tài)復(fù)合成形LCM技術(shù)以及自動(dòng)纖維鋪放AFP 技術(shù)。新一代商用飛機(jī)多采用LCM技術(shù),包括RFI樹脂膜浸滲和RTM樹脂傳遞膜塑,RFI可采用真空袋成形,不需要大型熱壓罐固化[3],纖維未經(jīng)預(yù)浸,不用在致冷器中儲(chǔ)存,可制造厚重承力結(jié)構(gòu)件;RTM可用于機(jī)翼后緣的襟副翼成形。纖維鋪層一般采用自動(dòng)纖維鋪放AFP 技術(shù),用于地板梁和后承壓框的碳纖維鋪層,或采用自動(dòng)鋪帶ATL技術(shù)制造尾翼和中央翼盒材料。

復(fù)合材料關(guān)于設(shè)計(jì)制造方面的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范較多,波音公司在大量使用復(fù)合材料的同時(shí),制定了自己的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范。從BMS9-8 標(biāo)準(zhǔn)的T300基準(zhǔn)型碳纖維、BMS8-256標(biāo)準(zhǔn)的T300/ 環(huán)氧樹脂作操縱面、尾翼材料,到BMS9-17標(biāo)準(zhǔn)的中模量、高強(qiáng)度型碳纖維T800、BMS82276標(biāo)準(zhǔn)的高韌性環(huán)氧樹脂T800H/3900-2、T800S作主承力的蒙皮、翼梁,經(jīng)過(guò)多年發(fā)展,其制造技術(shù)日趨成熟。B767上的部分復(fù)合材料規(guī)范如表3所示。

1.4 復(fù)合材料的適航驗(yàn)證

目前,我國(guó)復(fù)合材料在民用航空器上的應(yīng)用需要通過(guò)CCAR25部“運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)”和FAA AC-20-107B“復(fù)合材料結(jié)構(gòu)”的適航審定需求。復(fù)合材料的疲勞損傷容限設(shè)計(jì)必須保證材料在運(yùn)行中不會(huì)因疲勞、環(huán)境等因素完全失效,由于其損傷容限和疲勞性能與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有關(guān),包括材料表面層壓堆疊次序、間距、剛性材料、損傷識(shí)別特性、結(jié)構(gòu)冗余度等,因此需要進(jìn)行損傷容限評(píng)估。金屬飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)通常采用全尺寸試驗(yàn)來(lái)驗(yàn)證,而復(fù)合材料結(jié)構(gòu)通常運(yùn)用積木式方法由試樣、元件、子部件、零部件的多層次設(shè)計(jì)驗(yàn)證。對(duì)于零部件需要進(jìn)行峰值載荷試驗(yàn),測(cè)試靜強(qiáng)度、疲勞、損傷容限特性,如果具備相似的設(shè)計(jì)、材料、負(fù)載的使用經(jīng)驗(yàn),能表明試樣、元件、子部件已經(jīng)通過(guò)了充分分析和測(cè)試,那么零部件可以不需要進(jìn)行測(cè)試。

2復(fù)合材料的損傷類型

復(fù)合材料的損傷類型可分為五類,如圖2所示。I類損傷包括輕微分層、擦傷、多孔、環(huán)境損傷;II類包括深度擦傷、制造質(zhì)量、可測(cè)分層脫膠、局部受熱及環(huán)境造成的性能退化;III類包括大的可目視沖擊損傷VID或其他明顯損傷,比如漏油、系統(tǒng)失效、客艙噪音等;IV類包括轉(zhuǎn)子爆裂、鳥擊、爆胎、冰雹引起的嚴(yán)重?fù)p傷;V類包括嚴(yán)重的車輛碰撞、過(guò)載飛行、重著陸、誤頂升、材料丟失等。

圖2 復(fù)合材料損傷等級(jí)

對(duì)于不同的損傷類型,需要采用不同的檢查處理方式[4]。小型堅(jiān)硬物體沖擊造成的劃痕以及鈍物沖擊造成的分層對(duì)復(fù)合材料層板影響較大,如果在目視檢查中發(fā)現(xiàn)II、III類VID,需要進(jìn)行試驗(yàn);如果發(fā)現(xiàn)IV類損傷如梁的受損,需要進(jìn)行損傷識(shí)別試驗(yàn);劃痕不會(huì)明顯降低剩余抗壓強(qiáng)度,其預(yù)載影響很小;鈍物沖擊造成的分層損傷程度與準(zhǔn)靜力有關(guān),準(zhǔn)靜力對(duì)總強(qiáng)度影響很大。一般大修能發(fā)現(xiàn)VID可目視沖擊損傷,多表現(xiàn)為蒙皮面板、縱梁、加強(qiáng)筋、框架、肋的嚴(yán)重?fù)p傷,對(duì)這些損傷有簡(jiǎn)便的判別方式,廠家參考試驗(yàn)分析和運(yùn)行經(jīng)驗(yàn),在VID參數(shù)的基礎(chǔ)上設(shè)置了參數(shù)ADL——可許用損傷極限,如果沖擊造成復(fù)合材料的表面損傷在ADL限制之內(nèi),可以保留故障放行。

橫向沖擊的表征是凹坑深度,由于可見內(nèi)部裂紋和分層,可以用凹坑深度和裂紋長(zhǎng)度來(lái)表征損傷。空客公司認(rèn)為,例行工作可以通過(guò)詳細(xì)目視檢查和一般目視檢查,檢測(cè)到最小的沖擊損傷BVID,在95%的置信區(qū)間可以檢測(cè)的概率為90%;波音公司認(rèn)為,BVID是較小的損傷,一般特征是0.01-0.02英寸深度的凹坑,在大修時(shí)不一定會(huì)被發(fā)現(xiàn),可以用SHM代替目視檢查進(jìn)行監(jiān)控。

為了直觀地了解影響事件的主要因素,這里采用柏拉圖分析法,即按照事件影響因素發(fā)生頻率高低順序繪制直方圖,其中累計(jì)達(dá)到百分之八十的因素可代表造成事件的主要原因。統(tǒng)計(jì)民航近年來(lái)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷的故障,使用柏拉圖分析方法分析,發(fā)現(xiàn)機(jī)翼、動(dòng)力裝置、機(jī)身的結(jié)構(gòu)件故障率較高,占復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷事件的85.5%,如圖3所示。可認(rèn)為這幾個(gè)系統(tǒng)的故障是復(fù)合材料修理的主要對(duì)象。其中機(jī)翼結(jié)構(gòu)主要發(fā)生翼尖小翼雷擊點(diǎn)復(fù)合材料分層,襟翼復(fù)合材料分層;機(jī)身結(jié)構(gòu)主要發(fā)生雷達(dá)罩5點(diǎn)鐘位置復(fù)合材料層與貼膜分層;動(dòng)力裝置結(jié)構(gòu)件主要發(fā)生風(fēng)扇包皮反推包皮復(fù)合材料損壞;艙門結(jié)構(gòu)主要發(fā)生貨艙、輪艙門撞損等故障。一般會(huì)根據(jù)實(shí)際情況采用臨時(shí)措施進(jìn)行處理,比如用金屬膠帶粘貼,然后在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)送復(fù)合材料修理,比如將調(diào)好結(jié)構(gòu)膠的纖維布平整在損傷區(qū)域,且保證沒(méi)有氣泡,在結(jié)構(gòu)膠固化后再將修理表面打磨平整,噴漆處理。

圖3 復(fù)合材料損傷柏拉圖分析

3 復(fù)合材料損傷的預(yù)防措施

復(fù)合材料大量運(yùn)用于結(jié)構(gòu)承力件,由于具有可鋪層設(shè)計(jì)的特性,其性能與材料設(shè)計(jì)方法密不可分,造成損傷形式多種多樣,較為可靠的預(yù)防方法是對(duì)復(fù)合材料的損傷進(jìn)行結(jié)構(gòu)監(jiān)控[5]。結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)控圖例如圖4所示。航空器結(jié)構(gòu)監(jiān)控需要三方面的要求,一是DTA損傷容限分析,包括關(guān)鍵損傷尺寸數(shù)據(jù),二是無(wú)損檢測(cè)的敏感度、精確度和頻次,建立最小檢測(cè)間隔,三是為了達(dá)到要求的敏感度,無(wú)損檢測(cè)技術(shù)遇到的困難。

SHM結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)是最新的結(jié)構(gòu)監(jiān)控技術(shù),可用于復(fù)合材料損傷的預(yù)防,也可用于老齡飛機(jī)的結(jié)構(gòu)檢測(cè)[6],它的原則是在極限載荷下不可見損傷不能降低剩余強(qiáng)度,在限制載荷下?lián)p傷不再延伸。這種方法是FAA與飛機(jī)制造商一起研究提出的,F(xiàn)AA準(zhǔn)備在2014年之前發(fā)布商業(yè)運(yùn)輸類航空器的SHM指南。SHM技術(shù)的核心是在航空器結(jié)構(gòu)中嵌入真空式或壓電式裂紋傳感器,壓電式傳感器在感受外力拉伸壓縮時(shí)能產(chǎn)生信號(hào),正常狀況下,信號(hào)是連續(xù)的的波形,一旦出現(xiàn)裂紋,波形振幅會(huì)產(chǎn)生變化,地面人員可通過(guò)下載傳感器數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)監(jiān)控。建立SHM系統(tǒng)需要傳感器、數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)系統(tǒng)、數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)及數(shù)據(jù)譯碼診斷系統(tǒng),其中診斷系統(tǒng)包括系統(tǒng)識(shí)別、結(jié)構(gòu)建模、結(jié)構(gòu)狀態(tài)評(píng)估和殘值預(yù)測(cè)等幾個(gè)功能模塊。SHM監(jiān)控形式分為兩種,一種是損傷監(jiān)控,即通過(guò)嵌入結(jié)構(gòu)的傳感器直接檢測(cè)損傷載荷;另一種是狀態(tài)監(jiān)控,監(jiān)控?fù)p傷出現(xiàn)的概率。

圖4 結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)控圖例

由于SHM技術(shù)可用以測(cè)量材料的局部沖擊、分層、進(jìn)水、應(yīng)力應(yīng)變值,因此一定程度可用來(lái)代替NDT無(wú)損檢測(cè)方法。在新MSG-3的系統(tǒng)分析和結(jié)構(gòu)分析中,將加入S-SHM例行結(jié)構(gòu)監(jiān)控的概念,通過(guò)維修大綱體現(xiàn)在日常維修工作中。SHM設(shè)計(jì)邏輯如圖5所示。成熟的SHM技術(shù)可以對(duì)材料提出新的設(shè)計(jì)要求,要求材料能夠探傷,可以維修,具有更高的可靠性,有自我診斷能力。

圖5 SHM設(shè)計(jì)邏輯

[1] 彭名鵬.復(fù)合材料修理傳熱分析[J].航空維修與工程, 2012,(5).

[2] 陳俊逸.民航飛機(jī)復(fù)合材料修理[J].中國(guó)科技博覽,2010,(14).

[3] 王鳳文,賀旺,許光群.飛機(jī)復(fù)合材料修理中固化技術(shù)的探討[J].航空維修與工程, 2012,(3).

[4] 劉毅.淺析直升機(jī)復(fù)合材料修理技術(shù)[J].硅谷,2010,(21).

[5] 付國(guó)正.復(fù)合材料修理金屬結(jié)構(gòu)的應(yīng)用技術(shù)[J].直升機(jī)技術(shù),2007,(1).

[6] 王文濤.淺析飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理技術(shù)[J].科技風(fēng),2013,(12).

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