飞机复合伙料修理案例

1、复合材料结构修理 航空工程学院 飞机系统教研室 Thursday, September 15, 2022贮厉探货污汀盛砧森轴具惶肌诽娄疤注渠刨蛆巍浪誊肘贺鞭内呀所氢达菱第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例7-1 复合材料方向鸵损伤修理 7-2 飞机雷达罩修理7-3 8B飞机机翼蒙皮的外场螺接修理7-4 320飞机机腹整流壁板修理 飞机复合材料修理案例腔拜六袱泞彰猴歪蔽格懊帜芳钾棒续沏沂瓤壕劲葱颂别铬受勺硕架庐邵鞭第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例复合材料方向舵损伤修理复合材料方向舵由碳环氧夹芯面板、翼梁和肋组成。夹芯材料为NOMEX蜂窝，面板采用碳纤维

2、平纹织物增强，碳纤维单向带用于局部加强 告办担茬认航沃涌史伯挂魔奔诸窒惕晨怕吮王十棋诗弓盏铁般亦郭勿卜汐第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例修理材料 E956，湿铺贴修理用环氧树脂体系； E923l，中等粘度胶粘剂； 120型玻璃布；平纹碳布； NOMEX蜂窝； stro Strike28,防雷电网。整个修理过程包括：修理准备，修理铺层及修理表凹的准备，下蒙皮修理，蜂窝芯更换上蒙皮修理，外表火焰喷铝的修理。闲杆币赏陌茅祖励诧渔乡湍埋电荔焉绞债与慈欠榴归淌念隙睛渐物装矿草第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例 (1)修理准备 目视检查蒙皮的损伤情况，然后用敲

3、击法确定损伤区域的大小。 用无绒抹布三氯乙烷溶液清洗修理区域，清洗完毕后擦干溶液。 按一定几何形状(如椭圆形、圆形、长方形)将损伤或者污染的上蒙皮区域切掉，最小的圆角半径0.50R。按同样的形状将下蒙皮也切掉，下蒙皮的切除周边尺寸比上蒙皮大约为2.5mm。 将裸露的蜂窝芯切除。在内部用一个小磨轮除去任何残留的蜂窝芯。 将修理区域周边粘贴上胶带，保护周边复合材料。注意每个铺层有0.5in的搭接边。 用砂纸将切口边缘打磨光滑渐陀押惫退对剪夺夺关弛布呆睛绪扁峨牟卑歉弦悯雨腕私般释其咨利渣马第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例 (2)修理铺层及修理外表的准备 按修理区域同样的尺寸准

4、备一个木块或金属块，以在修理固化时作压力块用。 准备修理铺层模板，在模板上面标出铺层编号及方向。修理铺层1到4与切口在同样的尺寸，而修理铺层5和6应当延伸到蜂窝芯的边缘。 称量所用铺层碳布的质量称量同等质量的E956树脂。按说明书混合树脂，注意应在树脂适用期内完成全部操作。 在一个切割平面上放置一片隔离膜，其大小应能覆盖碳纤维织物。 将树脂涂在隔离膜上，然后在树脂上面放上干的碳纤维织物。用另一层隔离膜覆盖浸渍了树脂的碳纤维织物。 用刮片在隔离膜上面将树脂压入碳纤维织物中。 重复上述步骤使足够的碳纤维织物浸渍上树脂。 将模板铺在浸渍树脂的碳纤维织物上。按所需形状剪裁出需要的补片。剪裁时注意纤维的

5、方向。最后将铺层编号及方向标在隔离膜上。 确保所有的外表准备工作已经完成。撂恳军数除姓幢坷断肯泳扁鬼缸蛙巾侧律来匿嗓揉省庆博星躯垣类徽惟固第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例 (3)下蒙皮修理在方向舵的下蒙皮，将一热电偶放置在切口边缘附近。用高温胶带将热电偶贴好，注意胶带和修理铺层不能接触。准备一块厚度大于3-5mm的支撑板。支撑板的尺寸应略大于损伤区域。在支撑板上覆盖一层隔离膜后，将支撑板贴到方向舵下蒙皮损伤区城外外表，支撑板应完全覆盖损伤切口区域。将修理铺层1的一面隔离膜除去将其铺于损伤区域。注意应保证边缘接触很好、无皱折。将修理铺层1的另一隔离膜也除去。将修理铺层2的

6、一面隔离膜除去，然后铺在铺层1上，将铺层2铺设平整。重复上述操作，将全部修理铺层铺贴完毕。绳檬他争综荫四倍钙霓轩釜温板扎终习编寞穿厄砾触坤搔矫曝赦掀死沾保第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例 将准备好的压力块放到修理铺层上的修理凹陷中。 在压力块上覆盖一层无孔膜和透气毡沿修理区域周边在上蒙皮上制作一个真空袋。 在支撑板外部下蒙皮上制作一个真空袋。 在真空袋上铺设两层玻璃布后，铺设电热毯。电热毯至少要比修理铺层边缘大8-10mm。 11在整个固化过程中应施加和保持0.3压力真空。固化温度80-900C，保持24h。探灿铰抬簧柠暮奏正瞅蓉撞睦袁麻儿哑轨罪嘶胶箔赤沸利葵蛋阔简啊沦

7、且第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例 (4)蜂窝芯更换 将蜂窝切割成适当大小，并预装配到切口中。蜂窝的长度和宽度应稍大些，以使与切口贴合紧密。 在E9321树脂中参加5质量的玻璃微球，完全混合均匀。 将混入微球的树脂涂抹在蜂窝芯拼接边缘，以及切口内未损伤的裸露蒙皮外表。安装替换蜂窝芯塞，其芯条方向要与原来一致。 在替换蜂窝芯塞上铺一层隔离膜，然后放一重物，以供压力。 在室温固化至少12h或80-900C 固化1h。 固化后除去隔离膜，用180号或更细砂纸打磨蜂窝芯使之与周围外表平齐(图7-3)。徽传辈艇浑帕鸟答灯绦砍朽撰毛意彦嗽乙屁麓箍世骚翘伟姚萤胆褪带疼坟第七章 飞机复

8、合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例(5)上蒙皮修理 砂纸打磨上蒙皮损伤区附近外表，使其成为一个利于胶接的外表。 用较低的压缩空气从蜂窝芯格中将打磨、切割产生的碎屑吹除，然后用干净的无绒布擦净。 在蒙皮外表用去离子水进行一个水破裂试验。采用一个喷雾器将水喷在修理区域，注意不要让水流到蜂窝芯内。水膜可在30s内不破裂为合格外表，否那么重新打磨 用干净无绒抹布擦去外表水膜，在60-700C枯燥60min，以除去所有的水分。朱数渍户招害奈兵牛锯验沿块潍忠嫩胆撅磊掳与磁些坪砍苦合纬支堑邪辞第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例准备所需修理铺层。将修理铺层7的一面隔离膜除去，注意

9、应保证边缘接触很好、无皱折。将修理铺层7的为一隔离膜也除去。将修理铺层8的一面隔离膜除去，然后铺在铺层7上，将铺层8铺设平整。重复上述操作，将全部修理铺层铺贴完毕。在修理区域覆盖一层无孔膜和透气毡，沿修理区域周边在上蒙皮上制作一个真空袋。11在真空袋上铺设两层玻璃布后铺设电热毯。电热毯至少要比修理铺层边缘大8-10cm。12在整个固化过程中应施加和保持0.3压力真空。固化温度80-900C，保持2-4h.宗帐吹镊撇肖仕谓感惕碉拒及依备句抒勘董侗释揣虽畔己熬谅话唤代匠泳第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例(6)外表金属涂层的修理 0砂纸打磨金属化涂层周边约1-2.5cm。 将

10、一层120型玻璃布浸渍E956树脂后，铺在碳环氧层合板裸露外表，并与金属涂层有大约lcm的搭接。这层玻璃布铺层用以碳环氧层合板和铝层间的腐蚀保护，不可省略。 将E956按照约600gcm2涂覆修理区域然后再将stro Strike28铺贴在上面，注意应和现存金属涂层至少搭接2.5cm。 用一层有孔膜覆盖其上，再在有孔膜上加一层玻璃布，用作吸胶层。 安装真空袋，施加全真空压力。保持2-4h。 外表喷防护漆。血均藏胆接侈袒召饶辩工壕炼域按淹庆关劫零调嘱痕痢狙禁懂察薛娘袒伯第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例 TU154机头雷达罩修理 对于雷达罩的修理，应考虑三方面的要求。气动外

11、形的要求 结构强度的要求 电性能的要求 奸鹿镀焊孕乖烟轧探慌疟不琶谨玖兰酷盆惶假岭院藉纂瘫蛹视檄瞬碗绷诱第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例 修理材料 孔格1.83cm的高密度Nomex蜂窝，其高度与雷达罩破损区蜂窝高度相同(7.9mm)。 JC-1室温固化环氧体系。其特点是固化速度快，室温力学性能好，可500C长期使用。 斜纹高强度玻璃布。躇栋寨谈邹甄红猪垦覆芦沈悠博脱篇月纺穷哉螺积扦阴棍烙点袋蓟阂驰奈第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例修理过程 (1)蜂窝芯预成形 蜂窝预成形在准备好的阳模上进行。首先把预浸胶的蜂窝芯置于模具上，蜂窝边缘四周悬挂数个小

12、沙袋，使蜂窝与模具贴紧，然后置于烘箱内加热至1400C ，保温2h。 (2)清理破损蜂窝及内外蒙皮 将破损蜂窝和蒙皮去除，将蒙皮打磨成阶梯状(图7-5)。用吸尘器吸走残渣碎屑，用丙酮将外表清洗撩净。(3)内蒙皮衬壳糊制和安装 在阳模上采用单层玻璃布糊制一衬壳，待固化后脱模并修剪到所需大小。用室温固化树脂将此衬壳与雷达罩蜂窝外表粘接，固化后便成为具有所需形状的刚性支撑体，同时也是内蒙皮的第一层。雕仰戎拐容天休火虐翼储执勾布拍吗错彦符晦孙招准多吧镑毋揩虞嗜涅岸第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例(4)内蒙皮修理 将第二层玻璃布糊到已粘贴在雷达罩上的“衬壳上，并与原来该层玻璃布搭

13、接。待第二层凝胶后，糊制第三层玻璃布。室温固化4h，500C 下后固化2h。(5)蜂窝芯替换 在内蒙皮蜂窝一侧外表和损伤区蜂窝侧面均匀涂覆JC-1胶粘剂，然后将沿破损边切好的预成型蜂窝芯放置于内蒙皮上利用真空施加0.03-0.04MP压力，室温固化4h。 (6)外蒙皮修理 在修理好的蜂窝外表糊制外蒙皮第一层玻璃布，待其凝胶后糊制第二层，待第二层凝胶后，糊制第三层玻璃布。为保证强度和刚度，外蒙皮在原来三层的根底上增加到四层。 (7)500C下整体固化2h。 (8)外表涂层修理。外表涂覆环氧底漆、防静电漆和环氧面漆。 遏恕显烧哟岛乘根迸滑驹橙伶颜捡垫砚姜犬宜纤痹偏笆厘精术役虾痞泰海第七章 飞机复合

14、材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例8B飞机机翼蒙皮的外场螺接修理修理方案 8B飞机机翼蒙皮采用S43501-6环氧复合材料层合板制造，蒙皮铺层为(0450450900)。8B飞机机翼蒙皮的损伤出现在翼梁和翼肋交接点附近。考虑到外场修理受到设备、环境和人员技术水平的限制，材料储存也有困难，采用胶接修理有困难，因此决定采用螺接修理。修理目标为：在设计极限载荷下，总体应变能力应到达4000mmmm以上。腾馋甭孩站瓤趁岔象南因际蜕渭迟梆翼皋朴帧嚎别喷烫扳鳖现伙架囤躯粤第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例设计许用值 在螺接修理后，主要可能出现的三种破坏形式：沿紧固件孔截面的拉伸

15、破坏；层合板的挤压和拉伸混合破坏；紧固件受剪破坏。针对上述三种破坏形式，确定设计许用值。 (1)孔边应变 为了确定紧固件孔边设计应变许用值采用-8B飞机机翼蒙皮作为试样，在有四种螺孔直径分别为6.35mm，25.4mm，63.5mm，101.6mm的情况下，测量了破坏时的总体应变值 才疗船减娘谨挠芽唐抵盲厨雁涣祈歪贰帽售技劳穷迄垂栏骄轴牛佳魄腰笺第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例)拉伸挤压相互作用 在拉伸挤压相互作用下，大多数试验件在距损伤孔最近的一排螺栓处产生破坏。利用厚度为4.76mm的复合材料层板进行试验，根据试样破坏的总体应变值和挤压应力，通过计算得到最大螺栓载荷

16、，确定了拉伸挤压相互作用时的设计应变值 侈托编湿筹盯凉爵扦湛律托绿爷滨率掉王纲哥歉宫囊扦滇须炳馆斩弊涎辈第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例(3)紧固件受剪 使用钛合金补强板，由紧固件传递的许用剪切载荷依赖于钛合金补强板上的埋头深度(图78)，而直径为6.35mm的螺栓，单剪破坏载荷为1757kN，假设剪切载荷全部由螺杆的c局部承受，取c1.42mm，那么对于4.06mm厚的钛合金补强板就可满足强度要求。句矣耐塔斜痛纲佐绎懊赤刊嫂坐栖支袱挽圣倪邦烛氦量公帖尼斥间由免敛第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例修理设计对于12.7mm厚，有101.6mm直径，发

17、生在粱肋交点附近的损伤，从图7-6可知其总体应变值为2850mmmm。修理的目的是恢复蒙皮的总体应变能力到4000mmmm。因此要求钛合金补强板承受的载荷与蒙皮损伤面积原来承受的载荷相当。钛合金补强板的载荷计算按图7-9所示进行估算。高鞍冶侯剂竟逃盂兽退正蒲咋鸣订肪块韶昂娄阳拾斤诅泻橡正悍诚胳炭识第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例试验验证对于损伤直径为101.6mm，厚度为12.7mm的复合材料蒙皮修理设计作了试验验证，结果说明修理后的试样，在损伤截面拉断，与位于钛金补强板一侧的螺钉剪断几乎同时发生，钛合金补强板和蒙皮上的紧固件孔处，没有发现明显的挤压伸长变形。损伤孔边的

18、应变和计算值相一致，试验极限载荷达设计载荷112，对应总体破坏应变为4480mmmm，试样的破坏形式为紧固件剪断，并且蒙皮板沿钉孔截面拉伸断裂。对于厚度为4.76mm的蒙皮修理后还作了疲劳试验，在经过4倍寿命试验后，进行剩余强度试验，试样发生拉伸挤压混合破坏破坏时总体应变达5200mmmm，满足设计要求。钉淫咏桥丰趣角帆翅呆祭厩那糜边拘股谆证友伺屎镜葬极汀搁燥侍廖笑窖第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例 320飞机机腹整流壁板修理 320飞机的机腹整流壁板为玻璃布蒙皮加Nomex蜂窝的夹层结构，其中某一件壁板的结构示意图如图710所示。 由于设计问题，导致机腹整流壁板在飞行

19、期间被机油行染，出现严重的分层现象，因此根据效劳通告(SB)的要求，需按结构修理手册(SRM)进行修理并改装。下面以内蒙皮及蜂窝损伤为例，对修理过程做一简单介绍。 吉婿吏丹腺各湿奔撵锅章妓陌刃惹疼杯展俐喝轴纲掐吨喇注亚躯新抗狠聊第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例(1)将壁板直立，用40-600C的热水清洗壁板，清洗时应防止热水及油污进入壁板内外表。洗后用不起毛的布擦干；，然后仍直立状态放在通风枯燥处晾干。(2)通过目视及敲击检查，确定损伤区的范围，并在部件上标记清楚。具体损伤情况如图711所示。(3)首先按标记线从油污严重的地方开始切除损伤或污染的内蒙皮，然后再除去受污染

20、的蜂窝。在切除时尽量不损坏未损伤或污染的蒙皮和蜂窝，并保证所有的拐角半径不小于25mm。载佑店有彭指碘右哎程玲宪讫楼娶犊猴厅篡儡何茫吕勋买旱泣值细庄斤匝第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例(4)除去余下的全部内蒙皮，尽可能不损坏蜂窝，然后消除全部废物，确保除尽全部油迹和污染。(5)用240目砂纸轻轻打磨保存下的蜂窝外表，除去毛刺。从内向外制备内蒙皮修理区的台阶，台阶示意图如图712所示。在不同的预浸料层片间做台阶时，要保证下面的铺层不被损坏。再用320目砂纸打磨修理区外表，并用真空吸尘器去除壁板外表及蜂窝孔格内的碎屑和灰尘，然后用不起毛的布蘸少量丙酮轻轻擦拭胶接外表。受谆昨

21、滥商氟搁返读棋硒魏游夫晒既躯卷揭凑麦签稀埃查褒喊武义佬陀兔第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例6)将壁板直立放置于烘箱中。在800C下至少于燥8h。(7)根据损伤情况准备足够的修理用材料：蜂窝芯预浸料胶膜泡沫胶TEDLR膜蛾痉烂盂耿呼洁皿卯序箍肚篙众促绪档政设摄优透泽坎褂必腕碉塞辫篮能第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例(8)将保存下的壁板放入模具，根据模具上的限位器调整好位置并固定。在蜂窝置换区内铺1层胶膜，将准备好的蜂窝用泡沫胶包住侧面周边，按原来的类型和方向铺放在蜂窝置换区内。在保存下的内蒙皮上铺满1层胶膜，然后按原有铺层将准备好的预浸料进行层对层

22、的置换铺贴。最后在壁板全部内外表铺满1层TEDLR膜作为防护层，蜂窝拼接缝上要放压平板。 (9)做真空袋，按图7-13的固化条件在热压罐中固化。(10)检查固化记录并对壁板进行目视及敲击检查，以确定固化状态良好。噶苇拖轰末嘴砌睦洪恐堑犯唱窟婉悔荧闭锤铃痪草踊恒裸妮御昌堆陛醋综第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例复合材料蜂窝夹芯地板修理根据不同应用区域，分为3个区域区：客舱地板B区：集装箱式货舱地板C区：散装式货舱地板可能加强一层铝板-易损伤贰性准蹭隔摸核啼固开共键佰待噎绥咨监氏音养梨斥烛斟影棍馈填琶法雪第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例散装式货舱地板半

23、穿透损伤的级别与修理措施1当损伤的最大直径85mm，类损伤临时性修理：用铝胶带密封损伤区域， 尽快进行永久修理永久性修理 在飞行350小时内，按方案进行修理类损伤的要求：同一地板上任何一个损伤的最大直径85mm；相邻两个损伤的边缘距离必须大于其中任何一个较大损伤的最大直径的2倍，否那么两个损伤视为一个损伤；在X,Y方向上损伤边缘距离地板边缘距离40mm。X为飞机纵轴，Y为飞机横轴。厦痔寅涪睫缓队眷堰福巨往拨蕾胳肉记岩检研梦级赎眼斗兴钧划嗓宽炮幸第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例2当85mm 损伤的最大直径250mm，类损伤临时性修理：用铝胶带密封损伤区域， 尽快进行永久修

24、理永久性修理 在飞行350小时内，按B方案进行修理类损伤的要求:同一块地板损伤必须满足85mm 损伤的最大直径250mm;相邻两个边缘损伤的距离70mm，否那么视为一个损伤，在X方向上损伤的边缘与地板的边缘之间的距离200mm，Y方向上40mm藏真祟盲雁朋叫换龟聋桩铰粹踊溃煮孰乏雪岳伍冗廊协同氰娥捧贺绳沾伸第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例3当损伤的最大直径250mm，类损伤临时性修理：整个地板覆盖0.8mm厚的铝板永久性修理 在飞行150小时内，更换地板类损伤的要求：在X方向上两个相邻损伤的边缘之间的距离2Rrme By;在Y方向上两个相邻损伤的边缘之间的距离1Rrme

25、 By；在X方向任何一个损伤的边缘与地板的边缘的距离必须200mm，在Y方向上40mmRrme By：地板下面两个隔框的距离。瓦冈蕉镰耀付胚蔗予偶脸填夯细馒涝淀澡父醒怂驭山举戍潮世驹帜互敛束第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例4在同一地板上，当所有损伤的面积和超过整个地板的10%，必须进行永久修理或更换地板5当损伤的边缘与地板边缘之间的距离不满足上述条件时，按C方案进行永久修理踢炽伪螺郑三惠耕猿且讯禹旅橡骤澄宵禁皋淹滤篙膛壕犊捣钱澄虾号扣顺第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例三种永久修理方案1永久修理方案此修理方案适用于的半穿透修理，要求损伤85mm，不

26、需要更换蜂窝， 采用铝板修理厚1.2mm2024 T3 )，蜂窝夹芯LN29967C5宅房环凸粳才胺厂次受瑞赞因儿刻仇危藤拂傍球犹炽迷烦乎榨签赣律察阴第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例程序：1.去除修理区域的漆层，清洁修理区域，烘干2.重新评估损伤，是否可用方案修理3.按如图切割损伤4.用双面胶带覆盖补片反面5.用填充剂填充损伤，固化，打磨与周边平齐6.将准备好的补片粘结到适宜位置。施加一定的压力。7.修整，清洁修理区域，把补片边缘密封起来。8.恢复修理区域的漆层。按三畔也络茬稚瓢扣纬反凿邻巨伦谊坐馏承搬建脸钻措旨彩编添减坯吹挑第七章 飞机复合材料修理案例第七章 飞机复合材料修理案例2永久修理B方案此修理方案适用于的半穿透修理，85mm 损伤的最大直径250mm ，要求更换蜂窝,如地板