复合材料由于具有比刚度高、比强度大和可设计性强等优点，在飞机主承力结构上获得了越来越广泛的应用。但是复合材料层板结构的抗冲击阻抗、抗冲击韧性低，且在使用过程中不可避免的会受到冰雹、鸟撞、跑道沙石等物体的冲击，从而造成层板内部不可见的分层损伤，导致结构的压缩强度急剧降低，严重损害了复合材料结构的使用安全性。因而对受损复合材料结构的修补问题日益突出，成为当前飞机维护使用中亟待解决的重要问题。
      对受冲击损伤复合材料层板，挖补修理是一种非常有效的结构修理方法。修补过程为，先将受损部分挖去，留下一个具有锥度的孔，然后再用复合材料补片通过胶接的方法将其修补完整。
      它对于修理曲率较大或有气动外形要求的表面具有一定的优越性，而且由于不存在偏心载荷，补片的剥离应力较小，可以最大限度的恢复结构的强度，因而在复合材料结构维修中得到了越来越广泛的应用。从上个世纪80年代以来不少学者开始关注复合材料挖补修理研究，进行了一系列的试验工作。1984年，Jones，J.S.和Graves，S.R.对受损Celion/LARC-160复合材料层板的挖补修理结构做了大量的试验工作，特别对压缩载荷作用下的破坏载荷、破坏模式作了详细地探讨，指出挖补修理方法可以恢复未损伤层板80%左右的强度。
      1995年，M.S.Found和M.J.Friend对挖补修理结构进行试验研究，比较湿铺贴和使用预浸料2种修补方式的修补效果，指出现场湿铺贴修理至少可以提高未修补板破坏载荷的24%，采用预浸料修补可以得到更高的强度恢复系数。2001年，孟凡颢等对复合材料挖补修理结构进行试验分析，发现挖补修理可以使损伤件的强度恢复到完好母板的90%以上。理论分析方面在相关工作的基础上，采用有限元分析方法进行了初步探讨。由于挖补结构的空间构形比较特殊，胶层厚度相对很薄且处于复杂的三维应力状态，导致在有限元计算中对胶层的处理非常关键。1998年，C.Soutis和F.Z.Hu在斜接式搭接研究的基础上，对挖补修理结构进行有限元计算，其中复合材料母板、补片和胶层均采用8节点体元建模。但是这种方法的通用性不好，因为胶层厚度相对很薄，用8节点体元模拟很容易造成单元体3个方向尺寸相差过大，导致其刚度矩阵出现奇异。若要避免刚度矩阵出现奇异，则需要过密地划分胶层单元，这又势必带来无法承受的计算工作量。2001年，孟凡颢等也采用有限元法对复合材料挖补修理结构进行研究，胶层用16节点节理单元来模拟，节理单元实际上是连续体单元在厚度趋于零时的一种极限情况，这样处理避免了有限单元的奇异性，同时减少了单元数目，简化了运算。但是节理单元不能考虑胶层内应力的变化情况，计算结果也没有与试验结果对比。
      基于Patran/Nastran大型有限元软件对复合材料层板的挖补补强结构进行细节应力分析，在胶层以及靠近胶层的层板部分采用五面体等参元来模拟，其余部分用六面体等参元来划分，这样有效避免了单元的奇异性，并精确计算出结构内部各点的应力状态。继而，引入Tsai-Hill强度准则和最大剪应力破坏判据对挖补补强后的结构进行了压缩强度预报。此外，通过PCL语言(Patran Com-mand Language)实现了挖补结构的参数化建模，通过详细探讨修补参数的影响规律，得出若干具有实用价值的结论。
      挖补结构有限元模型及剩余强度计算复合材料层板挖补修理结构如图所示，受单向或双向的压缩载荷作用。根据结构对称性，本文取1/4板作为研究对象，进行三维有限元建模计算。由于挖补修理角度(简称挖补角)比较小，且胶层厚度相对于层板尺寸非常小，因此几何结构比较复杂。为了有效地避免有限单元的奇异性，划分单元之前，先对挖补结构进行分块处理，将补片和母板分别分成2部分，靠近胶层的部分(补片2和母板2)以及胶层采用五面体等参元来模拟，其余部分采用六面体等参元模拟。公共面上保证单元间的协调性，并消除重复节点。修补结构的有限元网格划分如图所示。
      通过Patran/Nastran有限元计算，可以得到模型中各单元的各个节点的应力在总体坐标下的6个分量，即σx，σy，σz，τxy，τyz和τzx。由于6个应力分量中σx，σy和τxy起主导作用，其余3个应力分量值相对很小，可以略去不计。因而近似认为复合材料板处于平面应力状态，可采用经典层合板理论对其进行刚度计算，求出有限单元各节点上的应变分量εx，εy和γxy，进而根据应变连续的假设以及节点的空间位置确定单元内各单层板的面内平均应变值，从而可以求出各单层板在材料主方向上的应力值σ1，σ2和τ12，最后结合Tsai-Hill强度理论求解单层板的强度。胶层为各向同性材料，其破坏模式主要是沿胶接面的剪切破坏，因此需要将胶层单元的空间应力等效到沿胶接面的剪应力，采用最大剪应力破坏准则进行强度求解。

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