干货ℱ碳纤维表面处理技术前瞻

本文摘要：（由ai生成）本文讨论了飞机复合材料结构的损伤容限设计要求，重点介绍了冲击损伤对复合材料结构的影响及其设计考虑。概述了损伤容限的演变，特别是从金属结构方法到针对复合材料特性的方法转变，包括美国军机规范的发展及其对复合材料损伤、断裂和疲劳性能的认识加深。1 引言飞机结构强度设计强度规范中包含损伤容限设计要求，损伤容限的基本要求是在规定的“设计使用寿命和设计使用方法下，机体结构应有足够的损伤容限能力，即在存在材料、制造及工艺缺陷以及在正常使用和维护中引起的损伤的情况下，直到损伤在定期的计划检查时被查出，机体的飞行安全结构和其他的选定结构应具有足够的剩余强度。”具体包括初始缺陷尺寸、剩余强度要求和损伤扩展限制三部分内容。金属结构损伤容限设计主要考虑可捡初始疲劳裂纹的尺寸假设、疲劳裂纹扩展规律和相应于剩余强度要求的临界裂纹长度。复合材料结构在现有的设计水平下，制造缺陷（孔隙率、制造分层等）基本上不会在使用中扩展，也不会出现疲劳裂纹，因此考虑的主要损伤形式是制造和使用中遇到的冲击损伤。由于复合材料结构冲击损伤的特殊性，复合材料结构的损伤容限设计要求也不同于金属结构。虽然本文主要介绍飞机复合材料结构的损伤容限设计要求，但这些基本要求同样适用于有类似杆板壳结构组成的其他工业领域复合材料结构。虽然本文主要考虑冲击损伤，因为冲击引起的损伤程度是复合材料结构厚度的函数，结构在制造和使用过程中遇到的冲击能量不可能无限大，故外来物冲击对复合材料结构承载能力的威胁主要针对中厚蒙皮结构，飞机结构多采用136J的截止值，针对这一截止值，通常超过10mm的复合材料结构可以不考虑冲击损伤对强度的影响，表1和图1分别给出了ACT计划研制的机翼结构的冲击后压缩（CAI）许用值。表1 ACT计划给出的机翼上蒙皮CAI许用应变厚度层数（mm）压缩设计许用值（最小主应变，me）室温湿热2（2.8）-3381-31933（4.2）-3381-31934（5.6）-3381-31935（7.0）-3381-31936（8.4）-3407-32187（9.8）-3690-34858（11.2）-3876-36619（12.6）-4310-401710（14.0）-4690-437111（15.4）-4867-453612（16.8）-4867-4536图1 ACT计划给出的机翼上蒙皮CAI许用应变2 飞机复合材料结构损伤容限要求的演变2.1 美国军机规范复合材料在飞机主要结构中的应用始于1970年，而耐久性/损伤容限设计概念基本上也是在同一时期形成并提出的。包含这一内容的最初文本是1971年颁布的美国空军规范MIL-A-008866A(USAF)“可靠性要求，重复载荷和疲劳”，MIL-A-008867A(USAF)“地面试验”及其1975年8月的修订版MIL-A-008866B(USAF)和MIL-A-008867B(USAF)，1974年7月2日颁布的美国空军规范MIL-A-83444“飞机损伤容限要求”和1975年12月颁布的军用标准MIL-STD-1530A“飞机结构完整性大纲 ── 飞机要求”。由于这些规范和标准的编制主要基于金属结构的经验，因此在文本中不包含复合材料结构的内容。为了保证所研制的复合材料结构的安全性不低于同类金属结构，对这一时期研制的复合材料结构，也要求在设计时满足耐久性/损伤容限要求。由于当时对复合材料损伤、断裂和疲劳的研究很不充分，缺乏使用经验，在设计时基本上是套用金属结构的方法，例如主要考虑拉伸载荷下的裂纹问题，采用断裂力学的方法进行分析等，“复合材料断裂力学设计手册”就反映了当时的情况。从1970年代中期开始到1980年代初，随着使用经验的积累和研究的深入，设计人员逐渐认识到，复合材料的损伤、断裂和疲劳性能与金属有很大差别，金属结构的设计与验证方法往往不能直接用于复合材料结构。在此基础上，美国空军1985年2月28日颁布的规范MIL-A-87221“飞机结构通用规范”中明确指出“损伤容限要求适用于所有结构材料体系”，并指出：“对有机基复合材料，当对结构进行分类、定义可检度和建立初始缺陷尺寸假设时，必须考虑使用中引起的缺陷（外来物损伤、操作损伤等）。与低能量冲击源有关的损伤尺寸，是在常规目视检查不易检测出的尺寸。对结构的每一区域，设计中假定的冲击能量水平，应为使结构产生目视勉强可见前表面损伤的能量水平。由于达到这一损伤所需的能量值，通常是结构厚度的函数，故对于结构的不同区域，应按可能的损伤源，确定一能量水平上限截止值。”由于这些要求仅是定性的描述，具体设计时很难操作，美国空军于1982年～1987年赞助波音公司军机分部和诺思罗普公司，完成了一项复合材料主结构损伤容限要求与设计方面的研究计划。这些成果构成了美国空军1990年6月8日颁布的AFGS-87221A“飞机结构通用规范”中损伤容限要求。在该规范中首次明确提出了对冲击损伤初始尺寸采用目视可见截止值（凹坑深度2.5 mm）和能量截止值（136 J）的建议（参见图6-2），在1998年颁布的美国空海军联合规范JSSG-2006“Joint Service Specification Guide——Aircraft Structures”中仍然保留了这些建议。此后，美国空军又提出了新的损伤容限研究计划，对冲击损伤试验的标准、湿热环境对冲击损伤的影响以及新的材料体系(如双马来酰亚胺树脂及热塑性树脂等)引入后，这些要求的适用性等开展了研究。1995年8月31日提出草案，并于1998年10月30日正式颁布的“联合使用指导性规范 飞机结构通用规范”是美国海军和空军当局在AFGS-87221A的基础上，考虑了海军飞机的特殊要求和海军的使用经验后提出的统一规范文本，它表明海军和空军当局又一次取得了共识，美国新型歼击机F-22和F-23的复合材料机翼研制，就充分采用了这一计划的研究成果，表2是美国军机强度规范的演变历程。由于规范对初始缺陷的具体尺寸只是给出了建议，在型号复合材料结构的设计中，其尺寸可由用户与制造商具体商定，例如有的型号采用目视可见截止值为1.3 mm。表2 美国军用飞机强度规范的演变军种颁布时间规 范 名 称特 点空军1975MIL-STD-1530A 飞机结构完整性大纲（1975.12）MIL-A-008866B(USAF) 飞机强度和刚度(1975.8.22)MIL-A-008867B(USAF) 飞机强度和刚度(1975.8.22)MIL-A-83444 飞机损伤容限要求(1975.2)无复合材料结构的特殊内容空军1985.2.28MIL-A-87221(USAF) 飞机结构通用规范包含复合材料结构的特殊内容，但缺乏定量的要求海军1987.5-7MIL-A-008866B(AS) 飞机强度和刚度MIL-A-008867B(AS) 飞机强度和刚度包含复合材料结构的特殊内容，增加了有关复合材料的章节，首次提出目视可见冲击损伤和积木式设计试验验证概念，但缺乏定量要求空军1990.6.8AFGS-87221A 飞机结构通用规范只增加了1%内容，全部是有关复合材料的内容，特别是初始冲击损伤尺寸的假设和对薄蒙皮结构的冲击损伤要求海空军1995.8JSSG联合使用指导性规范 飞机结构通用规范基本内容同上，但包括了海军的特殊要求海空军1998.10.30JSSG-2006 联合使用指导性规范 飞机结构通用规范MIL-HDBK-1530C 飞机结构完整性大纲(2005.11)基本内容同上，但包括了海军的特殊要求2.2 民用飞机复合材料结构损伤容限要求的演变复合材料在民机上的应用比军机要迟，考虑到飞机的安全性和经济性，所以比较慎重。70年代中期，由于能源危机迫使美国实施飞机能效计划(ACEE)，该计划包括了复合材料飞机主承力结构的研制。为了对所研制的复合材料结构部件给出适用的适航审定方法，美国联邦航空管理局(FAA)于1978年7月10日颁布了咨询通报AC20-107“复合材料飞机结构”，这是第一个有关复合材料的规范文件。其不足之处在于对复合材料结构的疲劳/损伤容限验证内容中，只是抽象地要求至少不低于同类金属结构的安全水平。Boeing727的升降舵(1979年12月7日通过适航 ── 以下同)、L-1011副翼(1981年8月24日)和Boeing737水平安定面(1982年)就是在它的指导下完成设计和适航审定的。在这项文件的基础上，法国于1981年2月12日颁布了同时适用于军机和民机的技术备忘录81/04 STPA/EG，欧洲联合适航当局颁布了“JAR讨论纪要”。经过一段时间的实践，并根据同一时期所获得的军机和民机的设计和使用经验，FAA于1984年4月25日重新修订颁布了新的咨询通报AC20-107A“复合材料飞机结构”。在该项文件中，首次明确提出了对冲击损伤的设计与验证要求，损伤无扩展的设计概念，并强调了对湿热影响的验证要求等。它是目前对民用飞机复合材料结构取得适航认可所制定的最权威和最详尽的文件。欧洲联合适航当局于1986年6月颁布的咨询通报JAR ACJ25.603“复合材料航空器结构”实际上是它的翻版。DC-10垂直安定面(1986年6月3日)，A320垂直安定面(1988年12月15日)以及全复合材料飞机星舟号(1988年6月24日)就是严格按照这一文件进行设计、验证，并最后通过适航审定的。经过20多年复合材料在民机结构上的应用，取得了更多的经验教训，为民机复合材料结构的设计和使用安全提供了更清晰和可操作的适航要求，FAA于2009年9月8日颁布了最新的AC20-107B，目前所有的民机复合材料结构的适航鉴定均按照该咨询通报执行。表3给出了国外民机复合材料结构有关咨询通报的演变。表3 国外民机复合材料结构有关咨询通报的演变颁布时间发布机构编号和名称特点1978.7.10美国FARAC20-107复合材料飞机结构对复合材料结构的疲劳/损伤容限验证内容中，只是笼统地要求至少不低于同类金属结构的安全水平1984.4.25美国FARAC20-107A复合材料飞机结构明确提出了对冲击损伤的设计与验证要求，损伤无扩展的设计概念，并强调了对湿热影响的验证要求等2009.9.8美国FARAC 20-107B复合材料飞机结构篇幅和内容大大增加，更易于操作2.3 我国军机规范表4所示为我国军机复合材料强度规范演变过程。表4 我国军用飞机强度规范的演变标准号颁布时间规 范 名 称特 点GJB 67系列1985军用飞机强度和刚度规范无复合材料结构的特殊内容HB 7491-971997军用飞机复合材料结构强度验证要求基于国内实践，主要参照美国JSSG草案编制GJB 5193-20032003飞机复合材料结构设计要求同上GJB 67.14-20082008军用飞机结构强度规范——复合材料结构基于国内实践并参照美国JSSG-2006编制3 飞机结构设计的损伤容限要求飞机结构损伤容限要求包括三个要点：初始缺陷尺寸假设、损伤扩展要求和剩余强度要求。对金属结构主要是初始可捡疲劳裂纹尺寸、裂纹扩展速率和剩余强度要求；对复合材料结构，缺陷/损伤有多种形式，包括分层、划伤等，但多年来的实践使设计师把精力主要集中在制造和使用环节出现的冲击损伤。当然这些规范中给出的要求通常不是指令性的，需要由设计师与用户沟通，确定具体型号设计用的规定（需在型号的设计准则中规定）。3.1 冲击损伤的初始尺寸假设3.1.1 目视勉强可见冲击损伤（BVID）概念的提出在复合材料结构损伤容限要求中关于初始冲击损伤尺寸的假设是最关键，也历经多年的探索和研究后才基本定型。对复合材料结构冲击损伤的认识源于薄蒙皮或夹层结构的薄面板使用中出现的冲击损伤，因此最初主要考虑跑道碎石和冰雹引起的损伤，从而主要采用压缩下冲击的研究方法。随着研究的深入，逐渐发现以工具掉落为主的外来物冲击是对复合材料结构使用安全最大的威胁，冲击后压缩成了主要的研究方法。复合材料结构的冲击损伤最大的特点是即使外表面没有任何痕迹，但内部可能已产生了大面积分层，同时结构的压缩承载能力大大降低，有时甚至降至原始强度的40%以下，如图2所示，从而复合材料结构承载能力虽时间的变化不同于金属结构，金属结构的承载能力随时间的变化主要取决于疲劳裂纹的产生和扩展而逐渐降低，直至达到临界裂纹长度，其承载能力降至低于结构剩余强度要求。而复合材料结构在使用过程中不会出现疲劳裂纹，也不会出现疲劳裂纹的扩展，只要不遇到外来物冲击，一般其承载能力不会有明显的变化；一旦在使用中遇到外来物冲击（这种情况可能出现在飞机寿命期的任意时刻），其承载能力会突然降低，使得结构设计必须考虑复合材料结构从出厂开始就带有冲击损伤，否则会低于服役时的载荷要求而出现破坏。这种承载能力随时间的变化规律如图3所示。图2 复合材料层压板冲击损伤的特点复合材料结构承载能力随时间变化的规律不仅适用于飞机结构，同样适用于类似受力复杂的杆板壳结构，包括交通运输车辆结构。在1980年代对复合材料的冲击损伤进行了大量基础研究，其中包括冲击损伤的表征方法、冲击损伤与结构厚度的关系，冲击头尺寸的影响，低速冲击与高速冲击等。损伤容限设计要求必须确定初始缺陷尺寸，如何确定初始冲击损伤尺寸假设是飞机设计师首先关注的重点。金属结构初始裂纹尺寸假设基于使用中采用的无损检测设备；而复合材料冲击损伤的特点是通常只能用超声C扫描来确定冲击损伤的面积，而飞机在外场使用时不可能把用超声C扫描监控冲击损伤作为日常使用的检测手段，从而早期复合材料的初始冲击损伤尺寸假设转而采用其他途径来确定，即假定使用中经常遇到的外来物冲击能量，由该能量冲击产生的初始损伤尺寸。最初认为维护时经常可能遇到的常用工具掉落产生的冲击能量为27J（也曾选用18J）（这也是CAI最初采用27J冲击产生的损伤的原因），但深入研究后发现飞机一倍寿命中实际可能遇到的冲击能量远远大于27J，但具体能量呈某种概率分布需大量数据统计得到，因此用冲击能量来定义初始尺寸也是不可行的。基于上述原因，设计师把解决途径转向飞机在服役使用过程中发现损伤的实际做法。飞机维护目前只能依靠地勤人员在外场目视巡检来确定是否带有冲击损伤，因此初始冲击损伤假设只能基于目视巡检，即目视可见性来确定，但目视可见的定量描述经历了很长时间的研究才确定。对民机结构，1984年发布的咨询通报AC20-107A中只是简单地给出：“应确定初始可检损伤的大小，并与制造和使用时所用的检测技术相一致。” 而1985年发布的MIL-A-87221(USAF) 《飞机结构通用规范》是首次给出复合材料结构初始缺陷尺寸假设的文件，其中对3.12.1 缺陷尺寸一节的指导内容中给出：“对结构的每一区域，设计中假定的冲击能量水平，应为使结构产生目视勉强可见的前表面损伤的能量水平。” 首次提出了目视勉强可见冲击损伤（BVID）的概念。图3 金属与复合材料结构承载能力随时间的变化特点3.1.2 目视勉强可见冲击损伤的定义虽然初始缺陷尺寸规定为目视勉强可见冲击损伤（BVID），但如何执行非常困难。首先大量试验结果表明产生BVID所需能量是冲头直径和结构厚度的函数。研究表明，当冲击能量不变时，尖锐的冲头比大直径冲头易于产生目视可见的凹坑，但同样目视可见凹坑，尖锐冲头产生的损伤面积远小于大直径冲头。大量数据表明冲头直径在12.7mm~25.4mm之间产生的BVID对结构强度降最严重，同时大量外来物（维护工具）的直径也在这一范围，这也是目前普遍采用12.7mm~25.4mm之间冲击头直径的原因。当冲击头直径确定后，产生BVID的冲击能量与结构厚度有关，美国空军1985年颁布的规范MIL-A-87221“飞机结构通用规范”中明确指出“ 由于达到这一损伤所需的能量值，通常是结构厚度的函数，故对于结构的不同区域，应按可能的损伤源，确定一能量水平上限截止值。总之，当承包商在详尽确定其设计、制造方法和检测技术时，作为合同的一部分，有必要对初始缺陷尺寸进行评定。”图4所示就是不同板厚时冲击能量与凹坑深度的函数关系。大量数据表明，薄板易于产生目视勉强可见的冲击凹坑，但损伤面积不大，此时屈曲是对强度最大的威胁。中等厚度的层压板在结构制造和使用中可能遇到的冲击能量下会产生目视勉强可见的凹坑，同时产生大面积内部损伤（主要是分层），引起压缩承载能力的急剧下降。这是复合材料结构损伤容限设计的主要对象。当厚度较大（例如10mm）时，产生（使承载能力急剧下降的）大面积内部损伤所需能量可能超出了制造和使用过程中实际可能遇到的能量，冲击损伤可能不是损伤容限设计考虑的主要问题。美国空军在1990年颁布的AFGS-87221A 《飞机结构通用规范》中首次在指导部分给出了目视勉强可见冲击损伤的尺寸假设：由25.4 mm（1 in）直径半球形端头的冲击物产生的冲击损伤，冲击能量为产生2.5 mm（0.1 in）深凹坑所需能量，最大不超过136 J（100 ft-lb），如图5所示。当时关于凹坑深度的假设有一定的随意性，美国空军《复合材料主结构损伤容限》研究课题负责人曾当面问过军用规范的主编：“2.5 mm的凹坑是否太严酷了，”他回答说：“地面巡回目视检测时，在高大的垂尾蒙皮上出现有2.5 mm的凹坑很明显吗？”至于136J能量截止值的假设则出于这样的假设：一名高大的（1.9m）地面维修人员，手拎沉重的工具箱，不慎将工具箱从1.2m高度掉落在翼面结构上，工具箱的棱角冲击引起的冲击损伤，此时的能量约为136J，这种事件的概率大约为一个机群在一倍寿命期间出现一次。虽然这是美国军机规范的要求，但波音公司在研制Boeing737复合材料平尾结构时也采用了相同的初始冲击损伤尺寸假设。在1980年代末法意联合研制的支线客机ATR72中采用了复合材料外翼，按实际使用的目视检测方法研究了大约200个冲击凹坑的检出概率，确定设计采用详细检测时的BVID值为：平均值0.3 mmA-基准值（95%置信度的99%概率） 0.5 mm，同时基于V10F复合材料机翼的使用经验，确定了冲击能量的截止值：除水平安定面为140 J外，对所有的部件为50 J。图4 不同厚度层压板凹坑深度与冲击能量的关系到目前为止，军机和民机制造商，特别是空客公司对复合材料结构设计用初始冲击损伤尺寸假设和冲击能量截止值进行了大量研究，在海量的使用中冲击凹坑数据统计和目视可见性的试验研究基础上，给出了更为详细的设计用目视勉强可见冲击损伤尺寸假设和冲击能量截止值。例如美国军机设计采用12.7mm直径冲击头引入1.3mm深度凹坑的假设；Boeing787采用满足极限载荷时BVID的假设为：详细目视检测时0.3 mm~0.5 mm深凹坑(必须考虑松弛)和地面巡检时用25 mm直径冲击头产生2.5 mm深凹坑，同时冲击能量截止值为136J。图5 美国空军设计规范中给出的BVID和能量截止值3.1.3 空客公司对BVID定义研究概况3.1.3.1 可检性准则与其相应的门槛值表5给出了适用的可检性准则与其相应的门槛值，表中的可检性门槛值是冲击一侧（外部可检性）的门槛值，在有通道，从而可从冲击背面进行检测时，可以确定相应的可检性门槛值（为0.1 mm；对小厚度内部DET检测可检时在冲击侧为0.1 mm）。3.1.3.2 可检性门槛值3.1.3.2.1 一般原则关于可检门槛值，目前采用凹坑深度作为度量，对损伤容限主要对中厚层压板（一般为3 mm~8 mm）而言的，中厚板可能有大量的内部损伤而外部几乎没有可检的迹象，凹坑深度可以用作可检性的度量。对除机身结构外的复合材料零件，损伤容限分析用的相关冲击源自维护操作，即工具掉落、可拆卸壁板的坠落，少量源自跑道碎石，损伤的形状可只考虑较小的冲击头直径（对复合材料试验和损伤容限验证采用的直径通常在6 ~25 mm之间）；复合材料机身要考虑较大的冲击头直径，因为机身经常会遭受如地面维护车辆那样的钝冲头，如320 mm直径冲击物的冲击。BVID的定义是：由定期检测保证检出的最小冲击损伤。对此要说明的是：a) 对复合材料广泛采用凹坑深度作为损伤的度量（若由适当的试验证实，则在建立可检限制值时采用附加的准则（不只是凹坑深度）也是可接受的）；b) 它对应于置信度95%时的检出概率为90%；c) 它对结构设计提供了合理的鲁棒性（目的是含BVID时承受UL）。要建立两个取决于目视检测种类（即DET和GVI）的BVID准则。大的VID定义取决于检测技术和结构。与地面巡检相联系的损伤尺寸一般认为是“穿透”损伤。表5 可检性准则和门槛值可检性门槛值（松弛后）定义横向冲击边缘冲击专门的详细检测（SDI）对具体项目、安装或组装进行集中检查来检出损伤、破坏或异常。这种检查可能要大量使用专门的检测技术和/或设备。可能需要复杂的清洗、通畅的通道或拆卸程序。当需要进行这种检测时，在无损试验手册（NTM）中要描述详细的NDT方法分层面积分层面积可检性判据逐个情况分析NDT方法影响逐个情况分析NDT方法影响相关尺寸详细目视检测（DET）内部和/或外部结构相对局部的区域进行近距离集中的目视检测，类似于GVI，需要适当的通道以便接近。现有的光线通常要用亮度适当的良好光源加以补充。检测辅助工具和技术可以更复杂些（如放大镜、在清洁元件上的掠光），也可能需要清洁表面凹坑深度凹坑深度+开裂区长度可检性判据0.3 mm0.3 mm深10 mm长相关尺寸一般目视检测（GVI）内部和/或外部结构较大面积的仔细目视检查除非另有规定，这种检测水平在可触及的距离内进行。需要有适当的通道以便接近（如拆除整流罩和检查口盖，使用梯子或工作平台），可能还需要检测辅助工具（如镜子）和清洁表面。这种检测水平在正常的已有光线条件下进行，如日光、机库光线、手电筒光线或吊灯凹坑深度凹坑深度+开裂区长度可检性判据1.3 mm1.3 mm深40 mm长相关尺寸巡回检测（WA）从地面进行的长距离目视检测，来检出大范围的凹坑或纤维断裂，即容易检出的损伤逐个情况分析检测距离的影响逐个情况分析检测距离的影响可检性判据逐个情况分析检测距离的影响逐个情况分析检测距离的影响相关尺寸3.1.3.2.2 确定BVID的支持试验和分析为尽可能降低维护的负担和改善耐久性，制造商希望通过支持性试验和分析及使用调查来提出可被适航当局接受的检门槛值，Airbus公司进行了相关的试验，图6所示为试验概况，采用的试验方法和要求分别为：a) 基于DET的检测方法：1) 对不同的复合材料壁板进行检测（尺寸从100 mm´100 mm到0.8 m2，表面涂漆或不涂漆，表面光滑或粗糙，白、灰、蓝或绿漆、底漆）；2) 检测持续时间：没有限制；3) 检测距离：50 cm；4) 照明条件：已有的照明+辅助灯光（若需要）；5) 几种冲击头直径：6 mm和16 mm；6) 总共902次检测。b) 基于GVI的检测方法：1) 对大壁板（8 m´1.2 m）进行检测；2) 两种构型：水平和垂直放置壁板；3) 检测距离：1 m；4) 检测持续时间：30 s/每块壁板；5) 代表自然光的人工照明；6) 涂漆壁板上若干个冲击：从0.3 mm深到穿透；7) 几个冲击头直径：从6 mm-120 mm；8) 总共240次检测。图6 确定BVID准则的支持性试验概况c) 对凹坑深度检测结果的统计分析对凹坑深度检测的结果进行统计处理，所用的分析POD（检测概率）函数是对数正态累积分布，统计处理的结果如图7所示，即深度大于0.3mm的凹坑不会出现漏检。图6 对凹坑深度可检性检测数据的统计处理d) 外场检测结果的验证在欧洲航空公司通过GVI（A和C检，日检，周检等）检测得到的冲击损伤检测数据（约1 000个记录）的85%均高于空客公司确定的可检门槛值，表明空客公司确定的BVID（GVI）与航空公司的检测结果是一致的。e) 冲击凹坑的松弛特性冲击损伤凹坑深度会随时间而变化，这是复合材料的特性，冲击后立即检测可能是可检的，但随着时间流逝会变得不可检，因此空客公司对冲击凹坑深度的松弛现象进行了试验研究。对冲击损伤的松弛特性考虑了飞机寿命期间所有的环境和机械影响，包括机械和热循环、大气环境与湿热环境下的老化等因素，特别是要考虑结构在环境条件下的影响。典型的试验数据如图8所示。图8 对冲击损伤凹坑深度松弛现象的试验研究Aerospatiale已经表明，通过详细的目视检测在0.3 mm~0.5 mm之间的深度是可检的，其概率超过0.9，这被称为BVID。后来它们又发现冲击凹坑会随着时间同时伴随疲劳与老化而衰减，这个结论也得到了加拿大的研究支持。凹坑随时间的衰减可能与材料有关，在缺乏数据的情况下应选择至少1 mm的初始凹坑来保证在最长的定期检测间隔末期可检。作者也做过类似的试验研究，得到了同样的结果。3.1.4 空客公司对冲击能量截止值研究概况3.1.4.1 一般原理如图9所示，对民机结构需要考虑两个冲击能量截止值，即实际可能出现的的冲击能量（对应于10-5/fh出现概率和满足极限（UL）载荷即静强度要求）和极不可能出现的冲击能量（对应于10-9/fh出现概率和满足限制（LL）载荷即损伤容限剩余强度要求）。图9 门槛值定义 3.1.4.2 A380用数据Airbus公司对遭遇到的冲击事件进行了调查，截止到2006年的调查数据包括：a) 对机翼冲击损伤的调查覆盖了所有的Airbus系列飞机，总共18 740 000飞行小时和9 800 000飞行起落；b) 类似的调查推广到机身，覆盖了A320系列飞机，总共1 140 000飞行小时；c) 覆盖A320系列飞机全机的调查总共500 000飞行小时；d) 其他数据来源的调查，总共10 330 000飞行小时。对调查数据统计分析后，Airbus对A380复合材料外部部件采用的冲击威胁：a) 通常的冲击威胁：35 J10-5/fh（静强度截止值）90 J10-9/fh（损伤容限截止值）b) 水平安定面根部/后机身蒙皮140 J10-5/fh（静强度截止值）c) 舱门区132.5 J10-5/fh（静强度截止值）238.5 J10-9/fh（损伤容限截止值）注：对某些预期冲击威胁比较低的结构，与实际可能的冲击事件相关的能量会低一些。3.1.5 关于初始缺陷尺寸假设的说明大量试验数据（作者已观察过几百条不同材料体系和铺层顺序层压板的凹坑深度~CAI的试验数据曲线）（如图10所示）表明，当凹坑深度大于1.0mm后，其压缩剩余强度基本上没有变化。因此在执行规范时不必拘泥于得到准确的1.0mm凹坑深度（为什么对冲击损伤的量化采用凹坑深度而非损伤面积将另文阐述）。图10 8种材料体系层压板凹坑深度和CAI的试验数据作者对上述现象进行过破坏机理的试验研究，发现只要层压板冲击部位表面出现纤维断裂，对应的内部损伤面积（主要是分层面积）基本上不再随冲击能量的增加而增加，即已达到最大，从而其压缩剩余强度也变化不大，此时对应的凹坑深度（冲击后立即测量）一般不超过0.5 mm（如图11所示）。考虑到引入和测量规定数值的凹坑深度在执行时有一定的难度；而冲击表面产生的纤维断裂现象可以用目视观察到，不会随时间间隔增加而变化，同时损伤面积与所观察到的纤维断裂程度无关，不同的检测人员和不同的检测时间均可得到同样的结论，因此也可以采用冲击部位表面出现纤维断裂作为目视勉强可见的冲击损伤类初始缺陷尺寸标准。图11 冲击能量、凹坑深度和CAI之间的关系文献[5]中也给出了类似的结论，如图12所示。图12 目视可见性冲击损伤与结构承载能力的关系3.2 剩余强度要求军机和民机结构对剩余强度的要求由于各自的设计目标不同是不同的，军机更强调性能，可以对安全性有所放松，而民机更强调安全性，可以对性能要求略有放松。同样的初始缺陷尺寸假设（BVID），民机要求的剩余强度能力是满足设计极限载荷要求；而军机则只需满足20倍寿命出现一次的载荷（通常不低于设计限制载荷）。飞机结构用限制载荷是使用中可能出现的最大载荷（一般称为使用载荷），而极限载荷则是限制载荷乘以不确定系数（一般也称为安全系数），通常为1.5倍使用载荷。3.3 损伤扩展要求理论上有两种设计概念，即损伤无扩展设计概念和损伤扩展设计概念：a) 损伤无扩展设计概念。损伤无扩展应通过由试验支持的分析或由试样、元件或结构件的疲劳试验来验证。损伤无扩展循环数应考虑复合材料的疲劳分散性，试验还应考虑环境的影响。若采用损伤无扩展设计概念的结构，在规定的检查间隔内出现明显的缺陷/损伤扩展时，必须重新设计。b) 损伤扩展设计概念。采用损伤扩展概念设计的前提条件是：对可能出现的每种缺陷/损伤类型，有在使用载荷谱下可靠的扩展特性数据。同时给出这一扩展规律的统计变异性，并能证实所给出的检测方法足够可靠。由于含缺陷／损伤的复合材料层压板在疲劳载荷下的损伤扩展没有明确的规律性可循，特别是在疲劳破坏前往往很难发现其损伤扩展，一般呈现“突然死亡”的特征，因此复合材料结构无法采用损伤扩展设计概念。根据复合材料结构设计值的确定原则，其压缩设计值往往取决于冲击损伤容限许用值，同时含缺陷/损伤复合材料层压板具有优异的抗疲劳性能，即使最严重的含孔层压板，在拉-压（R=-1）常幅疲劳载荷下的疲劳门槛值（106次载荷循环时的疲劳破坏载荷）也不低于含相应缺陷/损伤试样静强度的50%，其他含缺陷/损伤（包括含机械连接）层压板的疲劳门槛值均不低于含同样缺陷/损伤层压板静强度的60%。这样只要按本规范给出的原则得到的设计许用值进行设计的结构，一般都能满足损伤无扩展要求。3.4 交通运输车辆结构的损伤容限设计要求飞机结构强度设计规范中明确给出了损伤容限的设计要求，而交通运输车辆结构强度设计规范中并未提出损伤容限的设计要求，但交通运输车辆复合材料结构设计时必须考虑冲击损伤的影响，飞机结构的设计要求可供其他工业领域设计师参考。4 军机复合材料结构损伤容限设计要求（引自GJB67.14-2008）4.1 初始冲击损伤假设4.1.1 规范要求缺陷包括初始缺陷和使用损伤。应将使用中外来物低速冲击源产生的损伤归入初始缺陷，用于损伤容限分析和验证：a) 初始缺陷尺寸假设：初始缺陷包括冲击损伤、分层和划伤3种类型，其尺寸根据实际的检测能力、足够的统计数据和具体型号设计要求确定；b) 使用损伤尺寸假设：使用损伤系指鸟撞等高能量外来物冲击及雷击产生的目视易见损伤，这种损伤尺寸假设应由试验或由试验支持的分析方法确定。对高能量的弹击损伤假设见GJB 67.1A—2008的相关要求。4.1.2 使用说明表14B-16 初始缺陷假设缺陷/损伤类型缺陷/损伤尺寸划 伤长100 mm, 深0.50 mm的表面划伤分 层分层面积当量于直径为50 mm的圆，并具有相对所在位置最危险的形状冲击损伤由12.7 mm直径半球形端头的冲击物产生的冲击损伤，冲击能量为产生1.3 mm深凹坑所需能量，最大不超过136 J4.2 损伤扩展要求4.2.1 规范要求复合材料结构应采用损伤无扩展设计概念进行设计，即在2倍设计目标寿命期内结构损伤应不出现明显扩展。4.3 剩余强度要求4.3.1 规范要求结构的剩余强度应满足下列要求：a) 含初始缺陷的结构：含有3.7.2.a)所规定的初始缺陷尺寸的结构在规定的不修理使用期内的剩余强度要求与不可检金属结构基本相同，即带缺陷结构满足GJB 67.6A—2008的剩余强度要求，若设计研制损伤扩展试验采用上限载荷不截除的载荷谱和与耐久性试验相同的环境条件进行，则剩余强度载荷（Pxx）不受在一倍寿命期内最大载荷的1.2倍的限制。剩余强度试验可不考虑湿热环境的影响；b) 含使用损伤结构的剩余强度要求与金属结构相同。5 民机复合材料结构损伤容限设计要求（详见AC20-107B§8结构验证——疲劳和损伤容限）有关初始缺陷假设及其相应的剩余强度要求如下：一旦完成了损伤威胁的评估，可以把各种损伤分为如下所述的5类损伤（见图）。(i) 类别1：周期检测或有指导的外场检测可能漏检的允许损伤或允许的制造缺陷。类别1损伤的结构证实包括对可靠服役寿命的验证，期间要保持极限载荷能力。类别1损伤的一些例子包括目视勉强可见冲击损伤（BVID）和在制造或使用中引起的允许缺陷（如小的分层、孔隙率、小的划伤、沟槽和较小的环境损伤），对这些损伤，证实数据表明在飞机结构寿命期间能保持极限载荷能力。(ii) 类别2：在规定的检测间隔期间进行定期或有指导的外场检测能可靠检测出的损伤。类别2损伤的结构证实包括对可靠的检测方法和间隔的验证，在此检测间隔内要保持超过限制载荷的承载能力。类别2损伤的例子包括目视可见冲击损伤（VID），VID（尺寸从小到大）、深的沟槽或划伤、在工厂不明显的制造失误、可检的分层或脱胶以及大的局部灼伤或环境退化，在发现这类损伤前要承受足够的剩余强度。这种损伤不应扩展，或若是出现缓慢或扩展被阻止，则在检测周期内其保持的剩余强度水平要足以超过限制载荷能力。(iii) 类别3：可由并无复合材料检测专业技能的机组或外场维护人员在其出现后几次飞行期间能可靠检出的损伤，这样的损伤必须有某个清晰目视迹象的明显可见部位，或由于零件变形、配合失当或功能丧失，而在短期内出现明显的其他潜在损伤的迹象。类别3损伤的例子包括在地面巡回检测期间或正常的工作项目检测（如油箱渗漏、系统故障或客舱噪声）期间能发现的大VID或其他明显可见损伤。(iv) 类别4：由已知偶发事件引起限制飞机机动性的离散源损伤，类别4损伤的结构证实包括按规章规定的剩余强度验证。类别4损伤的一些例子包括发动机叶片破裂、鸟撞（按规章规定）、轮胎爆裂和严重的飞行中冰雹。(v) 类别5：设计准则或结构证实程序未包括，由异常的地面或飞行事件引起的严重损伤。类别5损伤的一些例子包括勤务车辆与飞机的严重撞击、异常的飞行超载状态、非正常硬着陆、维护用千斤顶操作失误、以及飞行中的零件失落，包括随后可能与相邻结构的高能量、大面积（钝头）冲击。图 表明设计载荷水平与损伤严重性类别关系的简图6说明关于飞机复合材料结构的损伤容限设计要求更具体的内容可参见下列参考文献：[1] 沈真、张晓晶，复合材料飞机结构强度设计与验证概论，上海交通大学出版社，2012年[2] 沈真等，民用飞机结构强度刚度设计与验证指南（第三册）第七部分《复合材料结构》，航空工业出版社，2012年[3] GJB67.14-2008，军用飞机结构强度规范第12部分《复合材料结构》[4] AC20-107B 《复合材料飞机结构》[5] Jens Hinrichsen，Design for Advanced Fuselarge Structures and Materials，2009 International Forum on Composite Material Application fir Large Commercial Aircraft，上海，2009年9月1-2日作者简介沈真，中国复合材料学会荣誉理事、SAMPE北京分会副主席、江苏恒神股份有限公司高级顾问，主要研究复合材料结构强度设计和力学性能表征技术。曾在英国帝国理工学院、德国宇航研究院、意大利都灵工业大学、澳大利亚悉尼大学等国外知名院校从事复合材料力学研究工作。在40多年的科研工作中曾长期担任国防重点预研课题的负责人，参与了迄今为止几乎所有飞机复合材料结构的研制。同时在国内外的重要刊物和学术会议上发表100多篇论文，先后主持编写了多部专著和20多项国标、国军标、航空行业标准，主持翻译了大量国外文献。同时参与编写了多部学术专著。多年来共获国家科技进步二等奖1项、部级科技进步一、二、三等奖共18项，2001年被评为中国人民解 放军总装备部1996~2000年预研先进个人，2006年获航空报国优秀贡献奖。特别声明:公 众号部分文章和图片来源于网络，发布的目的在于传递更多信息及分享，并不代表本公 众号赞同其观点和对其真实性负责，也不构成任何其他建议。版权归原作者所有，任何组织或个人对文章版权或内容的准确性存在疑议，请第一时间联系我们，我们会及时修改或删除。广告免责声明:为了公 众号稳定发展，本公众 号会不定时承接行业广告、产品推广、会议培训推广等广告展示方式有文章前/中/后以图片形式展示、软文展示、产品链接展示等。本公 众号只提供发布平台，对广告内容的真实性或有效性不做评价，请自行判别。所有广告内容及相关事项与本公 众号无关，特此声明。来源：碳纤维生产技术