波音787作为新一代客机运用了许多先进技术，其中787 最与众不同的地方是大量使用先进的复合材料，连机身都用的是复合材料，大约结构重量的一半是复合材料。相比之下，757 飞机这个比例大约是 7%，777 大约是 11%。757 咱修了不少，感觉没有达到 7% 的比例。传统飞机用的是铝合金结构机身。这张照片是在航空中心里照的 787 尾段，可能这是试生产留下的。
注意看复合材料也用铆钉，但铆钉的材料是钛合金或者莫奈合金，这是防腐的需要。
复合材料用的铆钉不能用一般的气动捶击式铆枪，只能用挤压式铆枪，因为复合材料最大的缺点是抗冲击能力太差
复合材料的定义是很广泛的，飞机上使用的复合材料主要是指碳（石墨）纤维、玻璃纤维、凯夫拉纤维和树脂做成的。
以碳纤维复合材料为例，在同等质量条件下，其强度是铝合金的 7 倍。使用复合材料的好处主要就从这里来的。既然复合材料又轻又结实，那用复合材料的飞机就更轻，能载更多的客货了。铝合金容易腐蚀，飞机飞的时间长了还有疲劳问题，会出现疲劳裂纹。
但复合材料就不然，它不腐蚀，也不疲劳。这带来的好处就多了去了。传统飞机大修时，飞机厕所、厨房、前后货舱下面的地板梁，经常腐蚀得白花花的。用复合材料就不怕腐蚀了。
这 787，机身都用复合材料制造，强度远高于铝合金机身，因此，787 客舱的舷窗可以开的更大，客舱里的气压和湿度也可以升高。金属飞机客舱里的气压相当于海拔 2,400 米的气压，气压再高，就太接近机身结构的安全限了。
很多人坐飞机时会觉得机舱里空气太干燥，这可是故意的，太湿润旅客觉得舒服，机身就受不了，要腐蚀了。复合材料部件可以把形状做的很大，很复杂，相对来说还是比较容易的。因为使用复合材料，787 减少了 1,500 个钣金件，40,000 到 50,000 颗铆钉。
复合材料是代表，是方向。复材是设计出来的材料，即科研人员用已知性能的材料：纤维和树脂，用不同的排列组合指向，计算出来，然后变计算为现实材料的。让它在某个或某几个希望的方向上力学性能最好，而在其他不那么重要的方向上性能做些妥协。
最典型的例子，复材在纤维方向上最结实，纤维或纤维布铺层时改变方向，可以做到平面/曲面上其他方向上也结实。
但在纤维布的层间力量还是差，垂直方向很容易分层。但这是可以容忍的缺点。什么材料没弱点呢？铝合金好，但容易腐蚀；钛合金好，但贵还容易裂纹。
看一下 787 上的部件都是那里制造的吧，小国旗标的很明白了。中国制造的有机身机翼整流罩，垂直安定面前缘，还有方向舵。最难做的飞机部件之一是飞机的大翼。制造商是日本三菱重工
制造 787 机身的热压炉，里面的温度和压强是严格控制的，复合材料部件在热压炉里固化成型
维修中的复合材料发动机罩
个人感觉 787 修理的时候，航空公司就开始做恶梦了，飞机维修公司就笑逐颜开了。
比如说修发动机风扇机匣整流罩时，可以把它拆下来送到复合材料车间去修，不太严重的损伤就直接在原位修理了。修理时首先要把损伤的碳纤维层打磨掉，打磨掉了几层纤维，就要按原来纤维布的铺层方向修补几层。
所以损伤部位最后要打磨成圆形或椭圆形的（理想状态），中间最低，一层比一层扩大半英寸的斜面。这可是技术活，复合材料部件上一层碳纤维布也就 0.01 英寸，修三层，0.03 英寸厚，你要把它打磨成 1.5 英寸宽的斜面，还要分清楚每一层纤维布的铺层方向！（英寸换毫米？1 英寸=25.4 毫米，您来做算术）一家飞机修理公司也就只有几个人能把这活做得漂亮。
愿为修理最重要的一点，就是一定要保证，打磨的时候，绝对不能让石墨纤维乱飞，所以在工作之前必须用塑料布搭个严严实实的帐篷，才能开工。否则石墨纤维飞到燃油流量控制器等电子器件里，那就灾难了，石墨纤维可是导电的！
漂亮的碳纤维布
石墨除了在工业上应用广泛，在军事上也是很厉害的—石墨炸弹 BLU-114/B！海湾战争中，美军的石墨炸弹瘫痪了伊拉克 85% 的电力供应；接下来在科索沃战争中，又摧毁了塞尔维亚 70% 的电力基础设施。
怎么整的？一颗石墨炸弹里有很多小炸弹，小炸弹筒里装了很多超细的，经过化学处理的石墨纤维束，我猜想为了达到更好的破坏效果，石墨纤维束应该是长短不一的。可能也用不着，一炸开，纤维就长短不一了。
石墨炸弹在变电所，变压器跟前爆炸，炸出极多的石墨纤维，搭到哪里，哪里就形成导电通路，然后石墨纤维受热蒸发，形成电弧……，想像一下！金属做的供电设施哪里受的了这般连烧带炸得折腾，Game Over了，修都没法修！
复合材料在航空结构中的应用最初仅限于飞机次承力结构，而现今已广泛应用于各种机型的主承力结构，在结构重量中占有的比例也逐渐增加。复合材料结构在生产、使用和维护过程中不可避免会产生缺陷或损伤，因此复合材料构件修理问题引起人们广泛关注。
1、复合材料的缺陷/ 损伤与修理容限
复合材料结构由于制造工艺的因素会产生缺陷，如空隙、分层、脱胶等；装配过程中，在外载作用下也会出现损伤，常见损伤有分层、脱胶、表面划伤、错钻孔、孔边损伤、冲击损伤、雷击损伤、战伤、裂纹、燃烧等。无论是先天生产缺陷还是后天机械损伤都会使飞机主承力结构受损、表面气动性能下降，从而导致结构使用寿命降低。
在明确结构损伤或缺陷类型后，需根据受力状况及危及飞行安全的严重程度确定损伤容限和修理容限。结构的损伤容限是结构损伤从可检测门槛值到临界值之间的范围，用以界定受损结构在规定的使用期内是否有足够的剩余强度。而修理容限是结合修理工艺水平和经济因素确定结构要修与不要修、能修与不能修的界限。修理容限与损伤容限的关系如图1 所示。
导致飞机复合材料层合板和蜂窝加芯结构产生损伤最主要的原因是冲击损伤，按照检查发现难易程度可分为勉强目视可检损伤（BVID）、目视可检损伤（VID）和目视易检损伤（EVID）。在航空维修领域内普遍认为飞机复合材料结构存在勉强目视可检损伤时，结构承载能力能够保持在1.5 倍限制载荷（1.5LL），假设此时目视检出的概率为0 ；当结构出现较大损伤，即出现目视易检损伤时仍能满足限制载荷（1.0LL）的要求，假设此时目视检出概率为1。据以上标准可以得到表1，冲击损伤与结构承载能力的关系。
复合材料修理容限的定量确定实质上是确定缺陷和损伤的验收标准。当损伤较轻，剩余强度高于或等于缺陷和损伤的标准时，可以不修，此时标准为修理下限。波音公司以损伤后结构强度达到原来的60%~80% 为修理下限，修理下限最大值为结构强度的80%，此时目视可检的概率为60% 以上，对应剩余强度为1.2LL， 符合工程实际。修理下限的最小值为结构强度的60%，这个指标仅仅适用于非承力结构，如翼身整流罩、雷达罩等，此时剩余强度为0.9LL。当缺陷或损伤过于严重，进行修理已经超出经济性、技术性可行范围，选择不进行维修而是更换结构，此时缺陷和损伤的标准为修理上限。
2、复合材料修理方法研究现状
当确定复合材料损伤或缺陷在修理容限之内时可以选择合适的方法对损伤进行修理。常用的修理方法如下。
填充与灌注修理
对于非承力的复合材料结构，如气动整流罩、天线罩等结构，与受载较小的蜂窝夹层结构的不严重损伤可采用填充与灌注的修理方法。修理的损伤主要表现为表面划痕、凹坑、部分蜂窝芯子损伤、蒙皮位置错钻孔、孔尺寸过大等。修理时损伤部位不需要去除，在损伤部位填充合适的封装化合物，在除湿后在损伤部位用一层玻璃纤维/ 环氧布密封，防止湿气渗入及损伤扩大。
机械连接修理
在过去的十几年中，已经有许多研究者针对螺栓连接修理方法分别采用解析法、数值法和试验法进行了研究。这一修理方法是在损伤结构的外部用螺栓或铆钉固定一个外部补片，使损伤结构遭到破坏的载荷传递路线得以重新恢复，连接方法大多采用螺栓连接，亦可以采用铆钉连接，尤其是单面铆接。由于复合材料具有脆性及各向异性的属性，螺栓孔或铆钉孔边会产生应力集中，导致抗疲劳性能不佳。现阶段机械连接修理技术已经广泛采用新设备新技术，向自动化、柔性化、智能化的方向发展。
胶结修理
胶结修理通常比机械连接修理更可靠，不会产生孔而导致应力集中，胶结修理又分为胶结贴补修理和胶结挖补修理。
1 胶结贴补修理
近些年来，对复合材料结构的贴补修补技术的研究不断向前推进，在试验和理论方面都取得了一定成果。这种方法适用于外场修理，多用于平面形制件，板厚较薄、载荷不大、气动外形要求不高的结构，用胶结的方法将补片贴于复合材料制件的缺陷或损伤部位。在飞机表面胶结贴补修理时，为了使连接处截面变化较为缓和，补片四周一般做成斜削的形状。胶黏剂选择时应满足剪切强度和剥离强度的要求。
2 胶结挖补修理
对于胶结挖补修理方法的研究始于20 世纪90 年代，近些年来又有了长足的发展。对受冲击损伤的复合材料层合板和蜂窝结构挖补修理是一种非常有效的修理方法，可以最大限度恢复结构的强度。挖去损伤或缺陷的部位，留下一个具有锥度的孔，先对层合板进行干燥处理，然后再用复合材料补片通过胶结的方法将其修补完整。层合板结构和蜂窝夹芯结构填补时均可采用阶梯挖补和楔形挖补法，具体如图2、3 所示。
树脂注射修理
树脂注射修理是用流动性较好的树脂注入分层或脱粘的缺陷、损伤区，但仅限于分层脱粘或板、孔边缘损伤的修理。修理时在分层的层合板上钻出2 个孔，一个空内注入低粘度树脂，另一个孔做通气孔，如图4 所示。修理时先进行材料准备，包括损伤确认、表面处理和钻孔。钻孔时只能钻透层合板的一半厚度，这样注入的树脂也能达到结构内部的损伤裂纹与分层处。之后对修理结构进行预热，抽真空后注入树脂完成修复。
快速修理方法
近些年来，工程上广泛采用了多种适应于外场的复合材料快速修理方法，主要有微波修复方法、电子束固化修理方法、光固化修理方法和激光自动修理方法。
1 微波修复
采用微波对复合材料进行修复能够迅速恢复结构强度，是一种理想的外场修理方法。补片修理损伤或缺陷结构时，微波能加速固化过程，起主导作用的是微波的制热效应，常用树脂等高分子材料，包括胶黏剂多为含极性基团的聚合物，这些极性分子在交变电场的作用下将随外施电场的频率转动，从而制热。为了使制热效应在复合材料中产生，在修复区注入微波吸收剂，以提高材料的导电磁率，或采用能高效吸收微波的高速固化胶黏剂，同时用特殊设计的微波施加器对修复区施加微波能，使之在数十秒之内形成新的、更强的界面，修复损伤。
2 电子束固化修理
电子束固化修理具有固化速度快、温度低、模具成本低的优势，法国、美国、意大利等国家先后开始对这种固化方式在复合材料修理方面的研究。电子束固化基体树脂、结构胶黏剂或预浸料可在室温或接近室温及接触压力下固化，电子束可以被限制在修理区域，大大减少固化应力、热应力和局部加热对周围区域的影响。适用于修理的电子束固化机理是采用高能量电子束碰撞目标分子，释放足够的能量使其产生一系列活泼的粒子，临近的分子激发活泼粒子释放能量，形成化学键，达到固化修理的目的。
3 光固化修理
光固化预浸料胶结修理技术是利用光敏胶固化速度快的特点，将预浸料补片贴到损伤部位，利用紫外光照射固化，对裂纹、孔洞、腐蚀、灼伤等损伤进行快速修复。修复的补片可预先制备，操作简单、从实施修理到装备投入使用的时间短，修理补片在固化前呈柔性，粘贴可根据需要任意改变形状，适用于各种复杂形状的机件修理，修理后补片与原结构贴合较好，具有恢复原有结构形状和保持气动外形的能力。修理需要操作空间小，适用于空间狭窄的内部损伤修理。
4 激光自动化修理
近年来，国际上也出现了自动修复复合材料的新技术，如采用激光技术自动修复复合材料结构。使用激光清除损坏的材料，用激光将每层复合材料的树脂融化，剩下松动的纤维用刷子刷掉，处理下一层，而损伤区外的纤维和树脂完好无损。该技术对复合材料结构不会产生力量或振动，对整体强度或完整性没有不利影响。损坏区域很干净，使用现场就可固化的加热毡作为替换的补丁来修补。
修理方法对比分析
不同修理方法适用范围不同，在选择修理方法时需要综合考虑结构承载要求、受载情况、气动外形要求、损伤严重程度和修理技术水平和经济性限制等因素。各种方法也有各自优缺点。表2 对上述复合材料结构修理方法进行了简要对比。
3修理效果评估标准
近些年，国外对复合材料构件修理效果的评估逐渐形成了完整的体系，主要评估内容可以归纳如下：
（1）修理后结构强度恢复到设计强度；
（2）修理时保持结构刚度的完整性，并且充分考虑飞行表面和操纵面的弯曲极限，不能改变飞机的飞行特性；
（3）从耐久性的角度考察结构性能，包括疲劳加载对螺栓或胶结接头的影响、损伤的增长，不相似材料导致的腐蚀作用和树脂材料在湿热环境中的降解作用；
（4）结构质量增加最小；
（5）保持飞机外形的气动平滑度；
（6）修理过程可操纵性好，修理成本低。
4 存在问题与发展方向
虽然国际上对复合材料的修理的研究已经日趋成熟，但国内技术的研究起步较晚。从20 世纪80 年代开始针对缺陷影响、无损探伤的修理方法和修理工艺开展探索性研究。20 世纪90 年代开始跟踪国外复合材料修理方法，完成了主要修理方法的验证工作，也针对碳纤维层合板T300/5405、T300/QY8911，胶黏剂J116、J159等具体修理材料进行了初步评定；尝试着对一些机型的复合材料结构进行维修，如服役中歼击机的雷达罩、直升机涵道垂尾、客机的升降舵等复合材料构件，积累了一定的修理经验，但是在很多方面与国外相比还有很大差距。
修理容限的范围界定尚未成熟，尤其是处于复杂应力状态下的结构，在受到损伤后的剩余强度的确定需要试验验证，而国内仍缺少这方面研究的试验仪器和设备。国内积累的复合材料修理经验主要对象为次承力结构，多为外场应急修理，对主承力构件基本没有进行修理适用性研究。修理材料方面，国内尚不能生产用于复合材料修理的原材料（预浸料），复合材料修理手册中提及的胶黏剂缺乏试验测试数据，可供选择经过试验验证的修理材料种类很少。对于最广泛采用的胶结修理方法，仍有很多工作需要开展。如对大曲率层合板结构的修理，对胶黏剂受力特性的在复合材料厚度方向上表现出的非线性特征对修理效果的影响，固化温度对修理效率的影响，疲劳作用对修理结构性能的影响都亟需进一步研究。在修理验证方面，经修理后结构是否恢复强度要求并满足适航条例规定仍需要理论分析做基础，并伴随大量试验支持，试验研究可从试样级到元件级再到部件级，从简单结构到复杂结构逐步进行。
复合材料修理技术需要不断汲取新技术，向优质、高效和低成本方向发展，成熟健全的修理技术是复合材料在航空结构上的广泛使用的有力保障。
