高清可复制 HB 8606-2021 飞机复合材料结构修理要求

　　ICS 49.045 V 15

　　HB 8606-2021

　　飞机复合材料结构修理要求

　　Requirements of composite structure repair for aircraft

　　2021-04-19 发布 2021-07-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本标准按照 GB/T 1. 1-2009《标准化工作导则 第 1 部分：标准的结构和编写》给出的规则起草。本标准由中国航空综合技术研究所归口。

　　本标准起草单位：航空工业第一飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。

　　本标准主要起草人：王 哲、栗晓飞、吴建华、代 瑛、袁 伟。

　　飞机复合材料结构修理要求

　　1 范围

　　本标准规定了飞机复合材料结构修理的一般要求及保障要求。

　　本标准适用于飞机复合材料结构，其他复合材料结构可参考使用。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　HB 8438 民用飞机复合材料结构设计通用要求

　　《中国民用航空规章 第 25 部(运输类飞机适航标准)》(CCAR 25) 2016 年 3 月 11 日 中华人民共和国交通运输部令 2016 年第 19 号

　　FAA AC 20-107B composite aircraft structure 复合材料飞机结构

　　FAA AC 145-6 repair stations for composite and bonded aircraft structure 复合材料和胶接飞机结构修理站

　　3 术语和定义

　　HB 8438 中界定的及下列术语和定义适用于本文件。

　　3.1

　　飞机结构 aircraft structure

　　用于抵抗、承受或传递力或运动的， 具有刚度和力学稳定性的金属或非金属机体部件、构件、元件或零件，包括机身、机翼、尾翼、起落架、操纵系统的机械/结构元件、操纵面、雷达罩、天线、发动机架、发动机短舱、挂架、结构操作机构、完成结构功能的构件等。

　　3.2

　　结构完整性 structural integrity

　　在要求的结构安全性、结构能力、耐久性和可保障性水平下， 结构可正常使用以及功能未受削弱时

　　所处的状态，其内容包含影响飞机安全使用和成本费用的机体强度、刚度、耐久性、损伤容限和功能等。

　　3.3

　　损伤 damage

　　飞机结构的裂纹、缺陷、腐蚀、脱胶、分层和(或)其他降低(或有可能降低)结构特性的特征。

　　3.4

　　损伤容限 damage tolerance

　　在规定的不修理使用期内，机体抵抗由于缺陷、裂纹或其他损伤引起破坏的能力。

　　3.5

　　可检性 inspectability

　　对材料和按工艺规程与连接方法加工制造的构件，选取满足最小检出概率要求的可用检测方法，能可靠地检测出其缺陷的来源和类型。

　　3.6

　　无损检测(NDI) nondestructive inspection (NDI)

　　可揭示元件或材料表面或内部状况，不会对被检测材料或元件产生有害影响的检测工艺或技术。

　　3.7

　　稳定性 stability

　　材料、工艺和连接方法成熟，达到一致的和可重复的质量及预期成本，从而满足系统生产要求。

　　4 缩略语

　　ADL-allowable damage limit，允许损伤极限

　　FEA-finite element analysis，有限元分析

　　NDI-nondestructive inspection，无损检测

　　SRM-structure repair manual，结构修理手册

　　RDL-repairable damage limit，可修理损伤极限

　　5 一般要求

　　5.1 缺陷和损伤

　　缺陷通常是生产制造过程中产生的问题，源于制造时未严格执行工艺规范，质保、质检措施不利等因素。复合材料结构缺陷主要表现为分层、脱胶、压陷、空隙、疏松、夹杂、富脂、贫脂、翘曲/畸变、铺层方向不准、角度超差、次序不对、厚度超差等。

　　有些缺陷是能修的，如分层、脱胶、空隙等。有些是不能修的， 如铺层方向不准、角度超差、次序不对、厚度超差等。

　　损伤是在复合材料结构加工和使用过程中产生的。

　　产生损伤的原因为冲击、雷击和疲劳等， 通常最主要的是冲击损伤，损伤源可为跑道的沙石、冰雹、鸟撞和不良的维护等。损伤表现为分层、脱胶、表面划伤、错钻孔、孔边损伤、冲击损伤、雷击损伤、裂纹、燃烧/过热等。

　　在生产和使用中造成的损伤需修理，尤其是使用中造成的损伤必须及时处置，以保证使用安全和功能恢复，满足 CCAR 25 或相关标准要求。考虑使用的安全性和修理的经济性等因素，按损伤程度可分为允许损伤、可修理损伤、不可修理损伤。

　　5.2 复合材料结构修理设计准则

　　修理设计准则用于保证修理的构件具有未损伤构件同样的结构完整性和功能，其应当由主制造商制定，用于编制结构修理手册(SRM)中的各项修理。当在 SRM 的范围内进行修理时会自动遵守修理设计准则。当设计的修理超出了 SRM 的限制，须按规定的修理准则，对修理进行证实和批准。

　　飞机的修理手册 SRM 通常把结构进行“分区”，以显示所需要的强度恢复量或可接受的标准修理类型。

　　民用飞机复合材料结构修理除满足咨询通告 FAA AC 20-107B 有关要求外，修理设计准则如下：

　　a) 满足结构强度、刚度以及耐久性和损伤容限要求， 即被修复结构在规定的寿命期内能满足功能要求，须满足抗疲劳、腐蚀、热退化、剥离、分层以及冲击损伤等方面的要求;

　　b) 严格控制因修理引起的结构增重;

　　c) 尽量减小气动外形变化，保证原结构光滑完整;

　　d) 修理时间应根据不同的情况限定在一定的范围内;

　　e) 尽量降低修理成本;

　　f) 在修理过程中尽量不使周围的结构受到损伤。

　　5.3 复合材料结构修理方法

　　5.3.1 概述

　　典型的复合材料结构修理方法包括机械连接修理与胶接修理方法，机械连接修理一般采用补片修理;胶接修理的适用范围很广，从简单的表面划痕、凹坑处理到主承力结构件的修理都可使用， 根据是否使用补片，又可将其分为无补片修理方法与补片式修理方法。

　　5.3.2 机械连接修理法

　　机械连接修理中，可能包含一个形成单剪接头的外补片或内补片，或者包含两个补片(每边一个)形成双剪接头。机械连接修理的主要缺点是，在母体结构上钻制新孔，造成应力集中和损伤的起始点，削弱了结构。补片可以是金属板， 也可以是复合材料层合板，通过紧固件(如抽芯铆钉、螺栓)与母体结构机械连接，适合外场紧急修理，但采用铝合金等金属补片时，应注意电化学腐蚀问题。

　　5.3.3 胶接修理法

　　5.3.3.1 无补片式修理

　　无补片式修理一般用于许用损伤等一些小的损伤的修理，操作简单，外场使用方便。常见的非补片式修理方法主要包括以下几种：

　　a) 注射法：将树脂注入损伤区，采用常温固化或加热固化，以修理复合材料结构损伤。一般用于层合板中的小分层、较小的胶接区脱胶等的修理。

　　b) 混合物填充法：将填充物(多为短切纤维-树脂混合物)填充到损伤区，一般用于修复小范围的表面损伤以及蜂窝夹层结构中出现的损伤。

　　c) 涂层法：主要用于修复表面的密封层、防腐层以及导电层等。

　　d) 紧固件法：该方法通过在分层区或脱胶区通过紧固件进行加强，以恢复界面传载能力，抑制损伤扩展，是应用较多的非补片式修理方法。

　　5.3.3.2 补片式修理方法

　　补片式修理方法一般用于承力结构上较大的损伤的修复，其工艺相对复杂。根据补片材料、补片形式以及修理工艺，可以分为以下两种类型：

　　a) 外搭接补片胶接法。补片材料多为与母体相同的复合材料层合板，通过胶接与母体结构相连，一般适合厚度不大的层合板修理， 对于较薄的蒙皮结构，其强度恢复率要高于外搭接补片机械连接法。

　　b) 嵌入式补片修理法(挖补法)。通过挖去部分母体材料形成斜坡或台阶，再与预浸料补片或预固化补片胶接，补片铺层与母体相同或略多，该方法不仅能消除外搭接补片修理引起的偏心弯矩，且外形恢复较好。

　　5.4 复合材料结构修理流程

　　飞机复合材料结构一般修理流程如图 1 所示：

　　5.5 保障要求

　　为保证复合材料修理能够实施，外场、各级修理厂及制造厂还应从设施、设备、工具、材料、备件、

　　技术数据和人员培训等方面给出了复合材料修理基本的保障要求。咨询通告 FAA AC 145-6 规定了复合材料和胶接飞机结构修理站的要求，复合材料修理保障要求可参照执行。FAA AC 20-107B§10 中 d)损伤检出、检测和修理资格中有关要求，也应可参照执行。

　　图 1 飞机复合材料结构一般修理流程

　　6 详细要求

　　6.1 损伤检出、检测的要求

　　飞机复合材料零件损伤通常是在例行航线检测、场站检测中发现的， 或者大的损伤是由飞行员发现报告的。主要的检测方式是目视检测，较仔细的检测则在基地进行。如在航线目视检测中查明有损伤，就应对损伤进行定量表征，测量凹坑的深度、表面损伤的范围以及擦伤的长度， 也包括用敲击试验确定结构损伤区域和未损伤区域之间的边界。然后对于重大的修理用仪器的 NDI 技术(超声、X-射线照相等)确定损伤沿厚度方向的特征。在基地中， 可用其他 NDI 方法，如剪应力成像术或热成像技术。损伤检出、检测按咨询通告 FAA AC 20-107B §10 中 b)维护操作中有关要求。

　　6.2 损伤评定要求

　　6.2.1 概述

　　损伤评定是检测和修理之间的一个中间阶段，其内容包括是否对损伤的结构修理和如何修理、修理的性质(永久或临时)，以及在所修理结构剩余寿命期之后所需的检测等。这取决于发现的损伤部位、对损伤表征的精度、确定损伤程度的可用手段及相应的修理设计与实施等。

　　6.2.2 评定人员要求

　　损伤评定是一个综合的过程，评定人员应具有相应技术基础以理解检测结果和可能的设计信息、熟悉修理方法并具有需要的技术和经验，因修理的位置不同而对人员技术专业知识要求也有不同，并应有一定的评定资质。具体要求如下：

　　a) 准确掌握设计和损伤信息;

　　b) 解释检测的结果;

　　c) 评定所需的修理方案和结构的剩余寿命。

　　6.2.3 损伤评定内容

　　损伤评定应按 FAA AC 20-107B §8 中有关要求执行，损伤评定内容如下：

　　a) 损伤的几何性质，包括损伤类型(分层、切口、孔等)、尺寸、形式;

　　b) 损伤的部位，包括在零件上的位置(应当考虑在复合材料层合板中的面内位置和深度)、邻近的其他结构元件或系统、邻近的其他损伤和修理;

　　c) 考虑结构设计要求和结构设计所依据标准，评估损伤及其分布情况导致的结构性能下降，并开展疲劳分析，给出结论，以便与修理后寿命是否满足要求进行对比;

　　d) 根据损伤检测获得的损伤信息和修理场所的能力、资质， 评定修理能力和执行修理方法的可能性。

　　6.3 确定修理方法

　　对航空复合材料的维修级别通常可根据实施维修级别进行划分，一般分为场站内修理和场站外修理，场站外修理通常是由维护人员对损伤构件进行的快速修理，而场站修理是将损伤构件送达修理厂或承制厂，由熟练工人在完善的设备条件下进行的修理。

　　修理的目标是把损伤的结构恢复到所需要的能力，即恢复其在强度、刚度、功能特性、安全性、服役寿命及外观等方面的功能。

　　修理前须知道构件的结构组成，并应按照相关的考虑因素选择合适的设计准则。

　　从工艺角度讲，对复合材料实施修理的方法主要有胶接和机械连接两种，选择哪种将取决于修理设计准则、构件构型，以及实施修理的环境。在决定较合适的修理类型时，主要的考虑因素见表 1。

　　表 1 确定修理类型时主要考虑的因素

　　6.4 修理材料及选材要求

　　6.4.1 修理材料

　　复合材料修理涉及到的材料体系主要包括增强纤维、树脂基体、预浸料、蜂窝、泡沫、胶粘剂、金属补片、紧固件和辅助材料等。

　　增强纤维可用玻璃纤维、碳纤维、芳纶等， 修理中常用的是层合板。基体主要分热固性树脂和热塑性树脂两类。

　　复合材料的韧性和环境耐受能力主要取决于树脂。预浸料是复合材料的中间材料， 其性质会带入复合材料，很大程度上影响复合材料的性能。其形式有单向预浸料、织物预浸料。胶粘剂多使用结构胶粘剂，主要考虑剪切强度和剥离强度以及耐热性、耐介质和老化性能等。

　　复合材料修理中还需许多辅助材料，包括真空袋、透气材料、吸胶布、脱模剂、胶衣树脂、可剥保护层、密封条等。如有带外形的修理需胶接成形的模具和脱模，则还需模具材料。

　　修理所需要的材料一般由修理手册规定，必须按照材料规范进行采购和控制。

　　6.4.2 选材要求

　　修理材料选材要求如下：

　　a) 修理材料的选择依据因修理方法而异，原则上应采用原结构材料，但当无法获得原结构材料，或当特定的修理环境无法满足原结构材料的固化工艺要求时，可采用替代材料，尽量满足修理手册要求或取得设计部门批准。外场修理时要考虑如要求真空压成形、固化温度不能超过结构件最高使用温度、对湿度不太敏感等限制条件。

　　b) 在修理碳纤维复合材料结构时，其紧固件应是钛合金或不锈钢等紧固件，不允许采用铝合金或合金钢，以防止电化腐蚀。紧固件类型的选择应在 SRM 提供的范围内选择。碳纤维复合材料与铝合金零件连接时在接触面上有防腐蚀措施。

　　c) 选择增强纤维的主要考虑是刚度和强度及其在使用环境(如高温、曝露于常用溶剂和液体以及潮湿环境)中的特性，还应考虑纤维供货形式、工艺和验收参数等。

　　d) 临时性修理时用增强材料具有较长的使用活性期;室温或低温下固化速度快;适于接触成形或真空成形且毒性小的材料，增强材料一般选用织物。

　　e) 选择树脂时，要考虑树脂体系将用于何处、树脂体系如何加工处理、其存储期和贮藏要求， 以及是否与周围的材料兼容。

　　f) 应当选择最少种类的树脂体系和材料规范，以减少贮藏、存储期限制和库存控制等保障问题。

　　g) 补片材料可以是铝合金、钛合金或不锈钢或者预浸料或是带有铺层树脂的纤维布等。

　　6.5 修理分析

　　在编写 SRM 期间，或者当需要修理的损伤超过了 SRM 所允许的限制时，需要进行修理的分析;修理分析包括以下内容：

　　a) 估算通过修理部分传递的载荷;

　　估算修理部位通过母体材料传入补片再传出的载荷。

　　b) 修理部分分配的载荷;

　　对于机械连接修理，须求出传递载荷在不同紧固件之间的分布，然后确定每个紧固件区域内在母体结构、补片和紧固件之间的载荷分配。

　　对于胶接修理，传递载荷取决于被胶接体与胶粘剂的弹性特性和连接的几何特征。在某些情况下，可以用搭接或盖板接头的模型来近似其几何特征，用有限元模型/解析法来计算在蒙皮、补片和胶层之间的载荷分布，用非线性解法来计入胶粘剂的非线性应力应变特性。

　　c) 局部破坏分析。

　　局部破坏分析要求如下：

　　1) 机械连接修理时，母体若不适合采用机械固定连接(如母体结构没有足够的厚度或适当的铺层来提供对挤压的抵抗)时，应母体表面粘接额外的铺层，但须避免造成严重不对称的铺层形式。

　　2) 机械连接修理时，正确地估计挤压/旁路比，并考虑所有可能的破坏模式以免因修理部位周边的破坏而使损伤扩大。对于纳入 SRM 的修理，通常要通过试验以验证所作的分析和修理方法。

　　3) 胶接修理载荷确定了母体结构内的应力分布以后即可对其进行应力和破坏分析。

　　4) 可按照分析的结果选择补片的复合材料的材料类型、铺层及厚度， 亦可选择金属补片，补片应提供合适的强度、刚度;对于机械连接修理，应提供正确的边距和紧固件间距。

　　5) 紧固件应当用试验或分析方法决定紧固件的刚度，并用于修理分析，应确定紧固件的拉伸和剪切应力是否满足静强度和对疲劳载荷的要求。

　　6) 胶层应力分析应当考虑到以下的因素：

　　——胶接修理不应当使胶层成为危险的连接元素;

　　——通过设计(采用斜削式或台阶式的被胶接体、充填等)应使剥离应力和剪切应力最

　　小;

　　——考虑胶粘剂的非线性应力-应变特性;

　　——胶粘剂弹性力学性能与厚度的关系;

　　——胶粘剂的性能由于环境和长期退化而改变。

　　6.6 损伤清理和修理部位的准备

　　一旦确定了损伤的修理范围，即就可清除损伤。具体要求如下：

　　a) 手工打磨或其他机械方法清除表面涂层，禁止使用化学除漆剂，以免腐蚀复合材料的树脂体系并残留在芯子。

　　b) 确定损伤的铺层，并用砂磨或其他机械方法除去损伤的铺层，如损伤穿透层合板厚度，可进行修割。切掉损伤的芯子时，不要损伤到板对面未损伤的复合材料面板的内表面。

　　c) 对于胶接修理，应根据 SRM 对铺层的规定进行斜削打磨和台阶的切割，以便把载荷逐渐导入和引出修理的材料。

　　d) 对于外补片，用台阶式修理应尽量保持表面光滑过渡，以减小对气流的干扰。

　　e) 检测修理区域有无水分和/或污染物的迹象。

　　6.7 修理步骤

　　6.7.1 机械连接的修理步骤

　　机械连接的一般修理步骤如下：

　　a) 补片准备和钻导孔;

　　b) 补片在母体蒙皮上定位并在蒙皮制孔，如补片覆盖蒙皮上已有孔，将其引孔到补片上;

　　c) 对补片和蒙皮钻/铰孔;

　　d) 安装补片和紧固件;

　　e) 对修理处进行密封处理;

　　f) 进行相应的结构防护。

　　6.7.2 胶接连接的修理步骤

　　胶接连接的一般修理步骤如下：

　　a) 补片与母体部分的表面准备;

　　b) 涂抹胶粘剂;

　　c) 粘接补片并封装;

　　d) 进行固化;

　　e) 进行相应的结构防护。

　　对于夹层结构在以上步骤前应进行芯子更换;对于非补片胶接修理可不按以上步骤修理。

　　6.8 修理的验证

　　实际的修理通常按照批准的文件或维护手册中给出的修理方法进行，对于修理方法应进行以下验证工作：

　　a) 应用分析和/或试验来验证该修理方法和技术会使结构恢复到适航状态;

　　b) 须明确规定和用文件发布描述基于现有数据的不需要修理的允许损伤极限(ADL)和可修结构部件损伤详情的可修理损伤极限(RDL)，二者均须基于足够的分析和试验数据，来满足结构静强度、疲劳和损伤容限等验证要求和其他考虑;

　　c) 超出 SRM 修理范围的损伤类型和尺寸，通常需要有附加的验证数据;

　　d) 某些损伤类型可能需要专门的外场修理指令和相关的质量控制;

　　e) 胶接修理应按咨询通告 FAA AC 20-107B §6.c)要求执行;

　　f) 超出经批准修理文件范围的主要修理或更换工作，应保存相关的文件记录(包括获结构适航性认证所需要的大量分析、设计、工艺和试验)和适航批准以支持后续的任何维护工作。

　　6.9 修理检测

　　6.9.1 过程中的质量控制

　　为保证修理结构的可靠性，需对修理过程进行质量控制。质量控制内容包括：

　　a) 对复合材料和胶粘剂需要保持广泛的记录(如在冷藏库内的存储时间、加热的时间、取出后在车间内的时间，以保证其在寿命期内);记录环境温湿度、固化的温度、时间、压力、升降温速率;

　　b) 需要检测铺贴操作中纤维取向的正确性;

　　c) 必须监控固化周期以保证其符合技术条件;

　　d) 对于重要的修理，要求作随炉试件，并进行试验;

　　e) 对机械连接的修理情况，需要检测其孔有无损伤和孔的尺寸;

　　f) 也需对组装后修理部分检测其紧固件的安装情况。

　　6.9.2 修理后的检测

　　修理完成后应当进行检测，通常使用 NDI 方法来进行检测。对于有雷电防护和透波率等要求的零件，还应进行专门的检测。

　　6.10 修理的确认

　　完成修理后需用已经存在、经过试验验证的数据库及分析来支持修理设计， 保证该修理有能力承受预期的载荷或能够代替母体结构的功能。应采用认可的试验和数据处理方法， 获得设计中使用的修理材料许用值;在处理方法中应反映完成的试验总量、现场的材料及工艺控制以及结构的危险程度。