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摘要：论文以飞机复合材料蒙皮为研究对象，研究探讨含穿透性孔损伤的复合材料蒙皮的修理方法。由于胶铆混合修理传力机制较为复杂，故只针对简单的含穿透性孔损伤的复合材料层合板平板的模型进行相关力学性能分析研究，研究胶铆混合修理的修理效果。论文基于ANSYS12.0软件有限元分析软件进行相关建模和有限元分析，对胶铆混合修理方式进行研究。
Research on Hybrid Repair of Composite Skin Fuselage
Abstract In this paper，the composite material skin of the aircraft is taken as the research object，and the repair method of the composite skin with penetrating hole damage is studied. Because of the complexity of the mechanism of adhesive-rivet hybrid repair，it is only for the simple mechanical properties of composite laminates with penetrating holes. The thickness of laminates are studied. To study its effect on adhesive-rivet hybrid repair. Based on ANSYS12.0 finite element analysis software，the correlation modeling and finite element analysis are carried out. The effect of different thickness laminates on the mechanical properties is studied.
1 背景内容
1.1 复合材料胶铆混合修理国内外研究现状对比
复合材料由于其比强度和比刚度高、抗疲劳性、减振性和热稳定性好等特点，使其在航空航天域应用广泛[1-7]。波音787占飞机结构重量的50%使用复合材料[4-8]。大型民航客机大量的使用复合材料，必将使航空公司和航空维修企业由传统的主要对金属结构的维护与修理转到主要对复合材料的维护和修理。
目前，复合材料的修理方式通常有胶接修理、机械修理和机械-胶混合修理三种方式。这三种修理方式各自有其独特的优点，由于胶接修理的修理手段多样，不仅能够在时间紧、任务急的情况下采用临时贴补修理来处理损伤不严重的情况，而且还可以通过永久挖补修理的方式最大效率的恢复结构强度且能够对气动外形要求较高的蒙皮表面进行有效处理而被广泛采用。在复合材料胶铆混合修理的研究中，Kweon J H，Jung J W[8-13]两位学者在研究文献中研究了胶层材料对胶螺混合连接接头的性能影响。白瑞祥、郭兆璞等人[14-15]对复合材料层合板、壳胶铆混合连接件进行了有限元分析；从中可以发现，现有大部分的研究人员的研究还不够深入，所以，复合材料机身蒙皮混合修理的研究是十分具有现实意义的。
1.2 本文主要研究内容
本文基于ANSYS12.0主要对复合材料胶铆混合修理进行有限元仿真分析，以复合材料机身蒙皮的单侧贴补法为研究背景，以复合材料含穿透性孔损伤的层合板为基本模型，对胶铆混合修理进行力学性能特性分析，研究胶铆混合修理对复合材料模型的应力分布的影响。
2 有限元模型
2.1 力學性能参数选择
根据相关文献和实验结论，胶接修理效果并不随着胶层厚度的增加一直提高，通常胶层厚度取0.1mm-0.15mm，为方便建模，论文中胶层厚度取0.1mm。胶层材料采用 EC3448，其力学性能参数如表2-2所示。
2.2 胶铆混合修理有限元建模
胶铆混合修理有限元模型中，层合板、胶层和补片都采用扫掠式网格划分方法，胶层和层合板及补片的接触类型为Bond（always）接触，铆钉和其他部件的接触部位定义的接触类型为standard接触。胶铆混合有限元模型中各部件的有限元模型如图2-2所示，图2-3是各部件的网格划分状态。
3 加载和结果分析
胶铆混合修理模型先对层合板四周进行固支，再对铆接模型的钉头所在的一侧平面进行外部加载大小为0.06MPa的均布载荷。然后进行分析计算，得出相关的应力云图。图3-1显示了层合板每一层的应力分布云图。
由8层层合板每一层的Von-mises等效应力云图易知每一层的应力分布，应力较大的区域分布在四周固支区域和补片贴补区域边缘区域，四颗铆钉的引入没有明显改变低应力区的分布，同时可以通过应力云图可以得知每一层的最大最小应力，如表3-1所示。
由表3-1易知，胶铆混合修理的复合材料铺层最大应力发生在第6层，大小为4479MPa，胶层铺层最大应力发生在第2层，大小为223.592MPa。胶铆混合修理用于胶接的单层胶层的等效应力图如图3-2，胶层的剥离应力图如图3-3所示。
由图3-2和图3-3易知，胶层的最大等效应力为60.355MPa，最大剥离应力为42.511MPa，最大剥离应力已经大于胶层所允许的最大应力6.8MPa，故胶层已经发生破坏失效。
参考文献
[1] 王善元，张汝光等. 纤维增强复合材料[M]. 上海：中国纺织大学出版社，1998.
[2] 苏小萍. 碳纤维复合材料的应用现状[J]. 高科技纤维与应用，2004，29（5）：34-38. [3] 范玉青. 超大型复合材料机体部件应用技术的新进展[J]. 航空学报，2009，30（3）：534-543.
[4] 顾超英. 碳纤维复合材料在航空航天领域的开发与应用[J]. 化工文摘，2009，1：17-18.
[5] 杜善义. 先进复合材料与航空航天[J]. 复合材枓学报，2007，1：1-12.
[6] 范玉青. 波音787复材机身段的制造技术[J]. 航空制造技术，2011，15：26-29.
[7] 林德春，潘鼎，高健等. 碳纤维复合材料在航空航天领域的应用[J]. 玻璃钢，2007，1：18-28.
[8] 冯军. 复合材料技术在当代飞机结构上的应用[J]. 航空制造技术，2009，22：40-42.
[9] Kelly G.Load transfer in hybrid（bonded/bolted）composite single-lap joints[J].Composite Structures，2005，69（1）：35-43.
[10] Gomez S，Onoro J，et al.A simple mechanical model of a structures hybrid adhesive/riveted single lap joint[J].International Journal of Adhesion&Adhesives，2007，27（4）：263-267.
[11] Barut A，Madenci E.Analysis of bolted-bonded composite single lap joints under combined in-plane and transverse loading[J].Composite Structures，2009，88（4）：579-594.
[12] Ding K，Dhanasekar M.Flexural behavior of bonded-bolted butt joints due to bolt looseness[J].Advances in Engineering Software，2007，38（8-9）：598-606.
[13] Kweon J H，Jung J W.Failure of carbon composite-to-aluminum joints with combined mechanical fastening and adhesive bonding[J].Composite Structures，2006，75（1/2/3/4）：192-198.
[14] 黃文俊，程小全等.复合材料混合连接结构拉伸性能与影响因素分析[J].北京航空航天大学学报，2013，39（10）：1408-1413.
[15] 白瑞祥，郭兆璞等.复合材料层合板、壳胶HYPERLINK "http：//epub.cnki.net/kns/detail/detail.aspx？QueryID=2&CurRec=4&recid=&FileName=DLLG200003010&DbName=CJFD2000&DbCode=CJFQ&pr="-HYPERLINK "http：//epub.cnki.net/kns/detail/detail.aspx？QueryID=2&CurRec=4&recid=&FileName=DLLG200003010&DbName=CJFD2000&DbCode=CJFQ&pr="铆混合连接件有限元分析[J].大连理工大学学报，2000，40（3）：280-284.
[16] 马毓，赵启林.复合材料胶HYPERLINK "http：//epub.cnki.net/kns/detail/detail.aspx？QueryID=2&CurRec=6&recid=&FileName=FUHE201104039&DbName=CJFD2011&DbCode=CJFQ&pr="-HYPERLINK "http：//epub.cnki.net/kns/detail/detail.aspx？QueryID=2&CurRec=6&recid=&FileName=FUHE201104039&DbName=CJFD2011&DbCode=CJFQ&pr="螺混合连接接头承载力分析[J].复合材料学报，2011，28（4）：225-230.
（作者单位：中国民航大学航空工程学院）
Research on Hybrid Repair of Composite Skin Fuselage
Abstract In this paper，the composite material skin of the aircraft is taken as the research object，and the repair method of the composite skin with penetrating hole damage is studied. Because of the complexity of the mechanism of adhesive-rivet hybrid repair，it is only for the simple mechanical properties of composite laminates with penetrating holes. The thickness of laminates are studied. To study its effect on adhesive-rivet hybrid repair. Based on ANSYS12.0 finite element analysis software，the correlation modeling and finite element analysis are carried out. The effect of different thickness laminates on the mechanical properties is studied.
1 背景内容
1.1 复合材料胶铆混合修理国内外研究现状对比
复合材料由于其比强度和比刚度高、抗疲劳性、减振性和热稳定性好等特点，使其在航空航天域应用广泛[1-7]。波音787占飞机结构重量的50%使用复合材料[4-8]。大型民航客机大量的使用复合材料，必将使航空公司和航空维修企业由传统的主要对金属结构的维护与修理转到主要对复合材料的维护和修理。
目前，复合材料的修理方式通常有胶接修理、机械修理和机械-胶混合修理三种方式。这三种修理方式各自有其独特的优点，由于胶接修理的修理手段多样，不仅能够在时间紧、任务急的情况下采用临时贴补修理来处理损伤不严重的情况，而且还可以通过永久挖补修理的方式最大效率的恢复结构强度且能够对气动外形要求较高的蒙皮表面进行有效处理而被广泛采用。在复合材料胶铆混合修理的研究中，Kweon J H，Jung J W[8-13]两位学者在研究文献中研究了胶层材料对胶螺混合连接接头的性能影响。白瑞祥、郭兆璞等人[14-15]对复合材料层合板、壳胶铆混合连接件进行了有限元分析；从中可以发现，现有大部分的研究人员的研究还不够深入，所以，复合材料机身蒙皮混合修理的研究是十分具有现实意义的。
1.2 本文主要研究内容
本文基于ANSYS12.0主要对复合材料胶铆混合修理进行有限元仿真分析，以复合材料机身蒙皮的单侧贴补法为研究背景，以复合材料含穿透性孔损伤的层合板为基本模型，对胶铆混合修理进行力学性能特性分析，研究胶铆混合修理对复合材料模型的应力分布的影响。
2 有限元模型
2.1 力學性能参数选择
根据相关文献和实验结论，胶接修理效果并不随着胶层厚度的增加一直提高，通常胶层厚度取0.1mm-0.15mm，为方便建模，论文中胶层厚度取0.1mm。胶层材料采用 EC3448，其力学性能参数如表2-2所示。
2.2 胶铆混合修理有限元建模
胶铆混合修理有限元模型中，层合板、胶层和补片都采用扫掠式网格划分方法，胶层和层合板及补片的接触类型为Bond（always）接触，铆钉和其他部件的接触部位定义的接触类型为standard接触。胶铆混合有限元模型中各部件的有限元模型如图2-2所示，图2-3是各部件的网格划分状态。
3 加载和结果分析
胶铆混合修理模型先对层合板四周进行固支，再对铆接模型的钉头所在的一侧平面进行外部加载大小为0.06MPa的均布载荷。然后进行分析计算，得出相关的应力云图。图3-1显示了层合板每一层的应力分布云图。
由8层层合板每一层的Von-mises等效应力云图易知每一层的应力分布，应力较大的区域分布在四周固支区域和补片贴补区域边缘区域，四颗铆钉的引入没有明显改变低应力区的分布，同时可以通过应力云图可以得知每一层的最大最小应力，如表3-1所示。
由表3-1易知，胶铆混合修理的复合材料铺层最大应力发生在第6层，大小为4479MPa，胶层铺层最大应力发生在第2层，大小为223.592MPa。胶铆混合修理用于胶接的单层胶层的等效应力图如图3-2，胶层的剥离应力图如图3-3所示。
由图3-2和图3-3易知，胶层的最大等效应力为60.355MPa，最大剥离应力为42.511MPa，最大剥离应力已经大于胶层所允许的最大应力6.8MPa，故胶层已经发生破坏失效。
参考文献
[1] 王善元，张汝光等. 纤维增强复合材料[M]. 上海：中国纺织大学出版社，1998.
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[4] 顾超英. 碳纤维复合材料在航空航天领域的开发与应用[J]. 化工文摘，2009，1：17-18.
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[7] 林德春，潘鼎，高健等. 碳纤维复合材料在航空航天领域的应用[J]. 玻璃钢，2007，1：18-28.
[8] 冯军. 复合材料技术在当代飞机结构上的应用[J]. 航空制造技术，2009，22：40-42.
[9] Kelly G.Load transfer in hybrid（bonded/bolted）composite single-lap joints[J].Composite Structures，2005，69（1）：35-43.
[10] Gomez S，Onoro J，et al.A simple mechanical model of a structures hybrid adhesive/riveted single lap joint[J].International Journal of Adhesion&Adhesives，2007，27（4）：263-267.
[11] Barut A，Madenci E.Analysis of bolted-bonded composite single lap joints under combined in-plane and transverse loading[J].Composite Structures，2009，88（4）：579-594.
[12] Ding K，Dhanasekar M.Flexural behavior of bonded-bolted butt joints due to bolt looseness[J].Advances in Engineering Software，2007，38（8-9）：598-606.
[13] Kweon J H，Jung J W.Failure of carbon composite-to-aluminum joints with combined mechanical fastening and adhesive bonding[J].Composite Structures，2006，75（1/2/3/4）：192-198.
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[16] 马毓，赵启林.复合材料胶HYPERLINK "http：//epub.cnki.net/kns/detail/detail.aspx？QueryID=2&CurRec=6&recid=&FileName=FUHE201104039&DbName=CJFD2011&DbCode=CJFQ&pr="-HYPERLINK "http：//epub.cnki.net/kns/detail/detail.aspx？QueryID=2&CurRec=6&recid=&FileName=FUHE201104039&DbName=CJFD2011&DbCode=CJFQ&pr="螺混合连接接头承载力分析[J].复合材料学报，2011，28（4）：225-230.
（作者单位：中国民航大学航空工程学院）