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為了滿足重量輕、強度高的要求，飛機金屬結構以高強度鋁合金材料為主。隨著飛機服役時間的延長，疲勞載荷或應力腐蝕效應日趨明顯，鋁合金構件產生塑性應變集中，萌生裂紋，破壞正常傳力路徑，性能退化嚴重，甚至造成構件斷裂，嚴重威脅飛行員的生命安全和任務的執行。
目前，飛機金屬材料裂紋的修理方式仍以機械修理為主，包括在裂紋尖端打止裂孔或者在裂紋區域通過機械連接的方式添加金屬加強角盒。然而，機械修理存在機械連接不可達、修理周期不可控、修理增重等多種弊端。為解決上述復雜區域結構裂紋損傷問題，需開發應用新型飛機修理技術，其中，飛機金屬結構復合材料膠接修復技術因其優異的性能，具有廣闊的應用前景。
復合材料膠接修復技術特點
針對飛機結構裂紋、腐蝕等典型損傷，傳統的機械修復通常是在損傷區域進行打磨，并在裂紋尖端加工出防止裂紋進一步擴展的止裂孔，采用螺栓連接、鉚接等方法以金屬補片、加強角盒等對損傷區域進行局部加強。然而，飛機構件往往構型復雜，裂紋擴展路徑不規律，在形狀復雜區域機械連接修理的工藝性差；采用機械修復對構件進行鉆孔加工，不可避免地破壞了原有承載結構和載荷傳遞路徑，在止裂孔周邊易產生應力集中，有可能致使損傷部位的受力情況進一步惡化。
復合材料膠接修復技術避免了機 械連接修復對原有金屬結構造成二次破壞的問題。該技術是將已固化、半固化或者未固化的復合材料補片，通過膠接的方式粘接在待修復的結構區域以實現局部加強，從而改善受力結構的應力分布，將損傷后的力學性能恢復到損傷之前，使其能夠繼續滿足飛機服役的需求。相較于傳統的機械連接修理方式，復合材料膠接修復技術具有獨到的優點。
1.1 傳載能力
膠接修理同機械連接相比，有較高的載荷傳遞效率。如圖1所示，在機械連接修理過程中，由于緊固件安裝需要一定的邊距，通常為孔徑的2——3倍，導致跨越間隙處有一部分缺少緊固的區域。同時，由于裝配間隙的存在，飛機服役過程中在機身振動和外部載荷的作用下，緊固件有可能發生移動和轉動。
圖1 等效搭接傳載示意圖
復合材料膠接接頭內的載荷是通過整個結構表面的剪切力進行傳遞的。由于傳遞載荷面積大，膠粘劑遠遠大于金屬緊固件的比剛度。傳遞的長度決定了載荷從損傷結構傳遞至復合材料膠接補片的效率，小的傳遞長度等同于高的接頭剛度，傳輸長度隨膠粘劑厚度和剪切柔性而增大，因此，膠接需優化膠層厚度及剪切強度。
1.2 工藝實施性強
復合材料膠接修復通過補片對金屬損傷區域進行加強修復，針對不同類型金屬損傷，可以針對性地開展損傷修復，工藝實施性強，與金屬角盒相比，高性能復合材料補片存在諸多優點。
1）可設計性強。飛機金屬構件損傷類型隨機性強，針對不同大小、形狀的金屬損傷，可以設計相應的復合材料膠接補片。針對飛機不同承載，可以根據實際傳載方向進行復合材料補片鋪層角度的設計，保證補片修復后載荷傳遞路徑不會發生突變，即保證零件承載方向的性能優異。
2）抗疲勞性能強。得益于復合材料自身優異的力學性能，采用復合材料補片膠接修復后的金屬損傷結構在循環載荷作用下具有高破壞應變和耐久性，從而使金屬損傷結構處于較高彈性應變水平，補片破壞風險較小。
3）優異的可成型性。飛機零部件構型復雜，在復雜外形情況下，金屬角盒往往需要根據零件圖紙進行鈑金、鉗工加工，而復合材料膠接修復僅需人為進行復合材料補片的裁剪、粘貼，成本更低，生產周期短，在外場保障中優勢更為明顯。
4）表面處理要求低。金屬角盒通常需進行陽極化等表面處理以保證環境可靠性。
2.1 膠接修復材料體系設計
航空構件結構形狀多樣，材料體系復雜，服役環境苛刻，對復合材料膠接修復材料體系有著嚴格的要求。補片作為膠接修復的主體材料，需要具備高的強度、剛度，在飛機金屬損傷維修工藝中，通常選用硼/環氧、 碳/環氧和玻璃纖維等復合材料作為補片。其中，硼/環氧材料是最早由澳大利亞空軍設計的材料體系，比強度高，比剛度高，與航空金屬材料熱匹配性能好，且避免了碳纖維復合材料的電化學腐蝕，是目前應用最為廣泛的膠接補片材料。
膠粘劑則是將補片與待修復金屬構件粘結在一起的核心材料，復合材料膠接修復的質量主要受膠粘劑性能的影響。根據航空構件使用要求，通常要求膠粘劑具備良好的抗疲勞性能、抗剪切性能和抗剝離性能。受限于航空裝配服役環境，膠粘劑還需要具備一定的油液耐受性和抗濕熱老化性能。目前常用的復合材料膠粘劑通常包括兩類：一類為膠膜型膠粘劑，通常為丁腈系環氧樹脂材料，如AF130、AF126等，國產化的相關材料包括J-42、J-159等，這類材料可以在復合材料膠接過程中單獨使用，通常為中溫固化；另一類為雙組分膠粘劑，根據一定的體積或重量配比作為A-B膠混合使用，如SY-23B、J-48等。
在實際工程應用中，一方面需要考慮膠粘劑材料自身的剪切強度、剝離強度等界面力學性能，另一方面需要分析膠接修復的固化工藝要求、環境限制等。由于航空服役環境極為惡劣，通常需要根據實際情況對膠粘劑進行一定改性， 使其滿足特殊使用要求，如添加偶聯劑以提高膠粘強度，添加橡膠以提升膠粘層的韌性等。
2.2 補片設計
航空構件損傷形式多樣，損傷位置、尺寸等隨機性強，在開展復合材料膠接修復過程中，通常需要根據實際損傷形式進行個性化的補片設計，從而實現個性化修復。需要考慮的設計要素通常包括補片的尺寸、形狀以及鋪層角度。根據實驗和理論計算研究，補片的幾何尺寸對最終膠接修復質量有著直接影響。
在裂紋長度一定的情況下，適當增加補片的長度和寬度能夠有效提升結構修復強度，補片的厚度和長度存在最佳配比，能夠實現裂紋尖端應力強度因子最小化。由于復合材料通常由纖維進行承載，因此在進行補片鋪層設計時，通常將損傷結構的最大受力方向作為纖維方向。慮及成本、補片重量、修復質量等因素，通常補片的最大長度設置為裂紋長度的1倍，而厚度約為待修復金屬構件厚度的二分之一。
為了避免補片邊緣位置發生應力集中，補片的幾何形狀不應太過特殊，根據應力強度因子理論，通常選擇圓形、橢圓形、多邊形。其中，對于多邊形補片，在補片邊緣處應當設置足夠的圓角過渡。在補片體積相同的條件下，相較于增加面積，增加厚度可以使尖端應力強度因子下降約18%。
在補片邊緣的厚度方向，還應當設計一定錐度的楔形，實現從補片到待修復構件在厚度方向上的均勻過渡，處理。另一種典型方法是先使用化學溶劑進行表面清洗，去除影響粘接的各種外來物、氧化物、疏松層等，再對待修復表面進行機械噴砂，最后采用硅烷耦合劑進行處理。美國空軍已審查批準的用于鋁合金連接構件的表面處理方法為噴砂（硅烷）處理和使用磷酸陽極化抑制系統（PACS）的磷酸陽極化。
3.1 國內應用現狀
自20世紀70年代澳大利亞科學與技術研究中心的航空與海運研究所提出采用復合材料修復F-111戰斗機金屬部件的損傷斷裂破損理論和技術以來，國外在熱固化復合材料補片膠接修復金屬結構領域進行了大量的理論與試驗驗證研究工作，使該技術進入工程實用階段，已廣泛應用于軍民 用飛機和艦船等損傷結構的修復中。這些國家已經研制出性能優異且工程實用的金屬基體表面處理工藝與設備，如磷酸包容系統等，以及多種適用于不同環境下的高性能膠粘劑和復合材 料補片材料，性能穩定的后固化與檢測設備，并制定了規范化的修補工藝、尺寸與鋪層參數選取技術等。
20世紀90年代，我國研究機構聯合希臘首次實現了該技術對某型飛機平尾腐蝕區域的修理，但修理材料、設備均由外方提供。迄今為止，受修復原材 料、部分修復技術以及工藝設備的限制，國內復合材料修復金屬結構技術仍未實現大規模工程應用。
澳大利亞空軍對F-111飛機機翼下蒙皮筋條與輔助梁的連接區域產生的48mm穿透性裂紋進行的膠接修復如圖2所示，采用硼/環氧補片配合FM73膠進行了多次固化。修復后應力降低30%以上，該飛機累計飛行了665.9h，沒有任何脫膠、退化或者補片下方裂紋擴展的情況，在其退役后對修復機翼進行了長達8074.4h的全尺寸疲勞試驗，沒有發現裂紋擴展或者修理的退化。
圖2 F-111飛機修理部位示意
美國空軍針對F/A-18飛機Y470.5中央機身隔框的高曲率區域裂紋（見圖3），選用FM300-2環氧——腈膠膜及其復合材料進行了膠接修復，修復后在典型環境下構件的全尺寸疲勞試驗件關鍵區域應力降低21%，疲勞性能提升4.5倍。
圖3 F/A-18飛機修復部位示意
針對C-5A飛機機身上部后段7079-T6鋁合金蒙皮的多處細小裂紋（25——50mm），圣安東尼奧空軍后勤中心對機身站位1700和1784處進行了復合材料膠接修復。選用2024-T3鋁板和單相S玻璃纖維/環氧材料構成的混合層壓板，基于修理后裂紋尖端k值進行了補片設計及修復，降低了裝配應力和T形尾翼彎矩引起的裂紋擴展，避免了整塊蒙皮更換問題，將含裂紋結構的C-5A飛機延長了一倍壽命期。
美國空軍研究實驗室對F-16左機翼下蒙皮燃油通氣孔前面和后面的裂紋進行了修復（見圖4），基于嚴重載荷譜理論設計并安裝了硼/環氧膠接補片，該飛機在修復后的11800FH內沒有出現補片的脫膠或分層擴展跡象。自1993年進行首次修復以來，美國、荷蘭、丹麥等國的F-16飛機累計安裝了20個膠接修理補片，迄今未發生修復損傷。
圖4 F-16飛機修理部位示意
在民航方面，美國波音商用飛機公司對波音747-300飛機的機身搭接接頭、機翼前緣、后緣襟翼和發動機反推罩等9個區域進行了復合材料膠接補片修理，據美國DSTO調查報告顯示，該機自修復以后安全服役了37000FH，進行了7020FC，仍能保持原來修補的完整性。
美國桑迪亞實驗室對DC-10/MD11飛機機身的一般性鉚釘機械修理工藝進行了替換，對框、縱梁和其他次要結構元件設計了玻璃纖維復合材料加強件，裂紋擴展分析顯示，復材加強件使得結構的安全極限增大了45倍。首次進行復材維修的DC-10/MD-11飛機的60天、6個月和1年的監測顯示中沒有出現損傷擴展現象，目前復材膠接工藝已編入DC-10飛機結構修理手冊。
美國聯邦航空局聯合Sandia國家實驗室開展了民航飛機艙門拐角的復合材料修復研究，對L-1011飛機的P旅客艙門環繞結構的前、上拐角安裝了硼/環氧加強件，替代了傳統的鉚接修復，試驗測得修復后極限破壞載荷達到了原有構件載荷的3.5倍。該飛機修復后恢復了跨大西洋飛行能力，并在服役后的第45天、6個月和1年進行了檢測，未發現修理有任何缺陷。這一修復技術的成功開展推動了復合材料加強技術正式被引入美國民航飛機維修計劃。
3.2 國內應用現狀
國內首次具有演示驗證性質的采用復合材料維修飛機金屬結構的修理實踐于1999年7月進行，海軍航空兵某部一架長期駐守沿海機場的殲8I型飛機采用硼/環氧復合材料對兩個水平尾翼的LC9鋁合金腐蝕損傷進行了修復加強。
某研究所對海軍某型飛機金屬結構腐蝕損傷進行了復合材料高效原位補強修理，針對中央翼端肋與發動機短艙連接部分的上壁板蒙皮腐蝕損傷，根據等剛度原則進行了補片設計，采用國產化單向碳纖維預浸料配合J-150中低溫固化膠進行修復，如圖5所示。
圖5 修復部位示意
國內某重點實驗室針對某型飛機2A12鋁合金孔邊剝蝕腐蝕進行了損傷修理研究，使用1500型碳纖維預浸料配合J-150修補膠進行了貼補加強，修復后構件平均疲勞壽命恢復175%。
近年來，損傷飛機結構維修及老齡化飛機延壽一直是制約我國空軍戰斗力持續生成的瓶頸問題，對于飛機金屬結構的修理和延壽工藝有著強烈的理論研 究和工程實施需求。
復合材料膠接修補方法最早由澳大利亞空軍和美國海軍研究實驗室提出，經過幾十年的發展，該技術在國外已經成功運用于各型軍民用飛機的結構修理中。由于技術保密封鎖等原因，我國仍需依靠自己的力量進行探索與研究。目 前該技術在我國軍用飛機航空修理領域的應用還不夠普遍，尚未建立完整的設計評定標準。
目前，復合材料膠接修復飛機金屬結構仍存在諸多有待突破的技術難點，包括特定服役環境和施工現場下的材料體系及修復工藝；隱身吸波等特殊涂層表面的修復工藝；復合材料補片尺寸、形狀、鋪層角度的參數化設計及優化理論；外場戰傷搶修快速固化膠接修復工藝等。盡快開展復合材料膠接修復飛機金屬結構的理論分析及實驗研究，研發相關工藝設備，并盡快實現該技術的大規模工程化應用，對于提升空軍戰斗力、保障國家空天安全有著重要意義。
