当前复合材料已成为飞机结构最主要的材料之一，然而我国复合材料应用与世界先进水平相比还存在一定差距，典型特征是复合材料用量占比较低。和金属结构相比，连接是复合材料结构制造与装配的薄弱环节，复合材料各向异性、脆性等特点决定了其连接面临的问题更复杂。复合材料结构采用铆接对于飞机减重、控制制造成本具有积极作用，但复合材料铆接易产生损伤，限制了其在关键连接部位应用。对航空复合材料结构铆接技术的应用进行了系统介绍，包括铆接工艺及方法、复材铆接结构形式和复材铆接所用紧固件；指出铆接过程中复合材料产生损伤的3个主要方面：制孔过程的损伤，铆接过程复合材料结构表面承受的冲击损伤，以及镦头成形、钉杆膨胀时对复合材料的挤压损伤；重点针对安装过程对复合材料造成的冲击损伤、铆钉膨胀对复合材料造成的挤压损伤进行分析并提出相应的解决措施，主要从减小钉杆膨胀对复材的挤压程度、对复合材料采取保护措施两个方面入手；对比研究结论认为，制定合理的工艺规范、采用先进的铆接工艺方法和重视垫圈的保护作用可以有效抑制复材铆接损伤、提高复材铆接质量。最后，对复合材料铆接技术的发展提出了展望。
（1.西北工业大学，西安 710072；2.陕西大工旭航电磁科技有限公司，西安 710100；3.凌云科技集团有限责任公司，当阳 444100；4.中国民用航空飞行学院，广汉 618307）
碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）具有比强度高、可设计性强、优异的耐疲劳和耐腐蚀性以及高阻尼等特点，在飞机制造中得到广泛的应用。复合材料用量已成为评价飞机结构先进性的重要指标。统计数据显示，采用复合材料结构的前机身段相比金属结构，可减轻质量31.5%，减少零件61.5%，减少紧固件61.3%，复合材料垂直安定面可减轻质量32.24%[1]。复合材料的应用极大促进了飞机整体化结构设计与制造技术的发展，在降低飞机重量的同时提高了结构的整体性。随着分离面的减少，结构连接部位随之减少，但尚存的分离面传递载荷更大、受力情况更为复杂。此外由于检查、拆装、维护的需要以及工艺的限制，设计和工艺分离面仍不可避免，这就使得分离面的连接愈加重要和关键[2]，在复合材料使用占比不断提升的趋势下，连接接头设计成为复合材料结构设计的关键。复合材料结构的连接方式主要有胶接、机械连接和混合连接。胶接载荷分布均匀，但可靠性低，破损–安全性差[3]；机械连接主要包括螺栓连接和铆钉连接，具有可传递较大载荷、可靠性高、对环境不敏感等优点，其应用最为广泛[4]。然而，机械连接破坏了复合材料结构的完整性，纤维在连接孔的不连续导致孔周应力分布复杂和应力集中严重。为了弥补制孔后层合板强度下降的缺陷，层合板局部一般需要加厚处理，加之紧固件本身的重量，导致整体结构重量进一步增加。
相比铆接，螺栓连接除了能拆卸、可传递更大载荷外等优点外，复合材料连接的钉孔间隙易于控制，可避免安装损伤。近年来学者们的研究重点也集中在复合材料螺栓连接，对复合材料螺接的安装损伤[5–6]、力学行为和结构破坏失效机理等[7–8]展开了大量研究，对干涉配合[9]、衬套螺栓[10]及复杂外界环境下[11]对连接性能的影响也开展了细致的工作。
而复材结构采用传统的铆接工艺，由于钉杆膨胀不均匀和铆接过程的冲击等因素，极易造成复合材料结构损伤，大大限制了铆接技术在复合材料连接上的应用。笔者和航空工业成飞合作的某项目对某机型复材结构铆接损伤进行了统计分析，发现使用普通铆接方法按照现有工艺规范操作，50%以上的铆钉孔周围复材都会有损伤。损伤作为不可预知的破坏因子会在结构承载服役过程中迅速扩展，降低整个复合材料连接结构的强度和疲劳寿命，造成结构的失效或者断裂，最终引发灾难性后果[12]。因此，设计人员会尽量避免采用铆接而选用螺接。但为便于装配制造，目前我国在制飞机实际结构如翼面、口盖及舱门等部位，仍采用一定数量的铆钉连接。此外，随着我国航空制造业的蓬勃发展，多材料、多结构混用在降低产品自重的同时为产品设计提供更多的选择，已经成为轻量化技术发展的趋势[13]，而采用铆接对于飞机减重和控制制造成本具有积极的作用。
如何抑制复合材料铆接损伤、提升铆接连接性能，以及对于复合材料结构，铆接能否代替螺栓连接成为设计人员关切的问题。针对新型号研制过程中对轻质、高强、长寿命以及功能高效化整体结构的迫切需求，本文从航空复合材料结构铆接所用紧固件、方法、工艺等方面进行了系统分析，并提出了应用发展的方向。
复合材料的机械连接是借助紧固件将复合材料结构与构件之间（如桁条与蒙皮之间），以及复合材料与金属结构连接成一个整体的连接方法。对于大型运输飞机来说，采用紧固件连接更容易满足结构完整性的要求[14]。紧固件通常有螺栓和铆钉两大类，螺栓进一步可分为普通螺栓、高锁螺栓和锥形螺栓等，铆钉可分为普通铆钉、环槽铆钉和抽芯铆钉等单面施铆的盲铆钉，两类紧固件应用对比如表1所示。
在航空金属结构连接广泛应用的干涉配合连接技术，能够显著降低应力集中、提高连接结构强度和疲劳寿命[15]。随着研究的深入，在复合材料连接上使用上述技术也发现了类似效果[16]，然而复合材料纤维脆性和纤基界面强度低等特点，使其在安装力作用下极易发生分层、脱胶等损伤，若干涉量选取不当反而会大幅降低接头连接强度与疲劳寿命[17]。所以在复合材料机械连接中，设计人员对干涉量的选择特别谨慎，一般采用小干涉量甚至间隙配合的连接方式规避潜在的风险。螺栓连接干涉量通过调整钉孔间隙即可控制，而铆钉钉杆膨胀不均匀，干涉量的确定更为困难，且只有铆接后才能检测最终的干涉量。此外，铆钉的膨胀容易对复材引入更为严重的初始损伤。因此当前复合材料的连接主要采用螺栓连接和胶接，配合一定数量的铆钉连接及混合连接。
铆接是飞机装配制造中应用最广的连接方式，铆接装配工作量占整机制造工作量的20%以上[18]，铆接的主要方式包括锤铆、压铆、拉铆及电磁铆接等，又依据铆钉加载端的选择分为正铆和反铆。锤铆或风动铆接一般由铆工手持工具/风动铆枪多次冲击铆钉后形成镦头，操作灵活、设备成本低、应用最为广泛，但铆接质量严重依赖操作人员的技术水平；压铆一般采用压铆机或自动钻铆设备完成，一致性好、稳定性高，常用于壁板结构等开敞性好的工况环境；近年来，电磁铆接作为一种新兴的铆接技术，在大直径铆钉铆接、钛合金等难成形材料铆钉铆接和复合材料结构铆接中优势明显，逐渐得到越来越多的应用 [19–20]。
铆接过程一般包括定位、夹紧、制孔（锪窝）、施铆和松开等工序，整个铆接循环由铆模接触铆钉开始，至镦头完全成形，铆模离开为止。以平锥头铆钉压铆过程为例，依据钉杆材料流动趋势将压铆过程简化为4个阶段（图1）[21]：铆接准备阶段、钉孔填充阶段、镦头成形阶段以及回弹阶段。学者们对铆接塑性变形过程中钉、孔受力情况开展了大量研究，通过上限法、主应力法、有限元法和试验分析法等[22]为铆接力的选取提供了理论依据。复合材料几乎没有塑性，在钉孔填充、镦头成形阶段钉杆的挤压极易造成复材的损伤，同时铆接力的选取较金属也更加严格。
工程实际中，复合材料铆接结构通常有多种搭配形式，以双层结构为例，通常可分为金属/复材叠层、复材/金属叠层和复材/复材叠层。在具体铆接形式上，针对不同的结构和功能要求可以选择凸头铆钉或沉头铆钉，一般认为只要允许采用凸头铆钉，就尽量不用沉头铆钉[23]，沉头铆接的锪窝工艺繁琐且连接区域需要适当加厚或强化以弥补强度的下降。但出于结构平整性和飞机气动性的考虑，飞机鸭翼、副翼、襟翼和垂尾方向舵的楔形部位的复合材料连接广泛使用了单面或双面埋头铆接的形式，典型结构如图2所示。
与平面壁板结构相比，斜面或曲面结构的复合材料铆接在工艺方法和实际操作上存在一定困难，铆接过程中复合材料面板更容易受到冲击，镦头不均匀成形、倾斜的现象也更加明显。代瑛[24]和曹增强[25]等针对飞机典型复合材料楔形埋头结构开展了相关研究，利用电磁铆接方法和特制的斜面铆模解决了复合材料斜面铆接难题，并通过试验给出了相关的工艺规范。孙万等[26]对斜面制孔锪窝工艺进行了改进，并通过电磁铆接方法实现了复合材料斜面夹层结构的胶铆混合连接，有效提高了结构的密封效果和疲劳性能。沈阳航空航空大学的李振宇[27]与高岩[28]依据现有工艺，对复合材料楔形双面埋头结构压铆的仿真分析、工艺方法和工艺参数进行了研究，对比了压铆和锤铆两种铆接方法，并对当前生产过程中实际工艺参数进行了改进。从上述研究可以看出，现在实际生产过程中复合材料斜面铆接甚至是曲面铆接的需求很大，但现有工艺规范仍大多以平板结构给出操作指南，研究人员虽然通过试验不断调整工艺方法并取得了一定的效果，但这些工艺规范针对性过强，还未能形成普遍认可的标准。此外，在更深层次的复合材料铆接埋头结构损伤机理和力学行为的研究中，相关的报道较螺栓埋头结构的研究仍然偏少[29–30]。
除过环槽钉、单面抽钉等特殊的铆钉紧固件，普通铆钉按照钉杆镦粗和钉杆局部变形可分为实心铆钉和半空心铆钉[18]。半空心铆钉包括空尾铆钉和半管状铆钉，这类铆钉仅在钉尾变形而主杆部分基本不膨胀，可以有效避免复合材料孔壁的损伤。在复合材料铆接铆钉材料的选取上，由于碳纤维可导电，且与大多数合金存在较大的电位差，在环境介质形成的电解液作用下，极易引起金属的电化学腐蚀。英国韦布里季工厂通过试验评价了腐蚀环境下连接CFRP的铝合金铆钉、不锈钢铆钉和蒙乃尔（Monel）合金铆钉的抗腐蚀性能，结果表明铝合金铆钉受到了明显的腐蚀[31]。
从表2[32]可以看出，钛合金具有高比强度，和碳纤维电位又比较接近，是最理想的铆钉材料。复合材料结构铆接目前主要采用纯钛（TA1）或钛铌合金（Ti45Nb）铆钉。纯钛铆钉曾是我国复材结构使用最多的铆钉，但在塑性指标上还需做出改进[18]，而钛铌合金具有良好的塑性和高温性能且无磁性，与钢铆钉相比，钛铌铆钉比强度高的同时还可降低26%的重量[33]。美国于1974年将钛铌合金列入AMS 4982规范，各种先进军民用飞机广泛使用钛铌合金铆钉，现已完全取代纯钛铆钉[34]，空客和波音的各种机型也大量使用这种铆钉。我国“十一五”期间开展了钛铌合金的应用研究，并确定钛铌合金为复合材料连接的主要铆钉材料[35]，目前已形成了钛铌铆钉的相关标准（HB 8314—2013、HB 8315—2013、HB 8366—2013）。此外，为了兼顾铆钉强度和成形性，出现了由两种不同材料（钉杆材料为TC4，钉尾材料为Ti45Nb）通过摩擦焊连接的双金属铆钉，但这类铆钉使用成本较高。当前我国在航空紧固件的种类、规格及材料方面距离发达国家仍有一定的差距，在针对复合材料新型紧固件的研发上还处于起步阶段[17]。
复合材料结构铆接损伤主要分为制孔过程对复合材料的损伤和铆接本身安装过程对复合材料的损伤，这些初始损伤、缺陷在飞机服役过程中不断积累，最终造成结构失效。制孔是飞机复合材料结构装配连接过程中一个必不可少的环节，已有研究表明，由于制孔原因造成的复合材料零部件不合格比例占到总体返工结构件的60%左右[36]，且制孔过程造成的损伤很难修复，含孔带来应力集中的影响比金属严重得多[2]。学者们对复合材料制孔过程中产生损伤的原因已有一定认识[37–38]，并且也为提高复合材料制孔质量制定了一系列工艺规范[39]。生产中普遍会对复合材料制孔后进行探伤检测，本文重点分析铆接过程对复合材料造成的损伤。
现有工艺规范上普遍明确指出复合材料应当避免锤铆，尽可能采用压铆。李辉等[40]针对复合材料斜面结构对比分析了锤铆和压铆的铆接质量，结果表明对比锤铆，采用压铆不仅没有使得复合材料发生分层损伤，还提升了铆钉的剪切破坏强度。然而在实际生产、维修过程中，由于结构开敞性和经济性等原。