复合材料结构与修理课件

波音飞机

复合材料修理波音飞机

复合材料修理1目录第一章复合材料简介第二章施工安全和材料的管理第三章飞机复合材料结构设计第四章加工第五章修理的过程和典型结构修理第六章铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理第七章检测目录第一章复合材料简介2第一章复合材料的简介复合材料的定义材料的形式纤维增强材料织物基体和环氧树脂体系粘接剂蜂窝及蜂窝夹芯结构第一章复合材料的简介复合材料的定义3定义

由两种或两种以上的材料组合而成的材料称之为复合材料。复合材料的范围包括玻璃纤维增强复合材料、碳纤维/环氧树脂复合材料、碳/碳复合材料、金属基、陶瓷基复合材料。教程中所涉及的复合材料是基于用一种或数种纤维排列镶嵌在某些形式的聚合物树脂（基体）中。定义由两种或两种以上的材料组合而4一般简介图1-1复合材料的组成一般简介图1-1复合材料的组成5材料的形式长丝长丝又叫长纤维，是一根根的连续纤维，除了在几何不连续处以外，在一个构件中通常没有长丝的端头。单向带单向带是由纱在树脂基体中沿着单一方向排列而成3.织物由纱、纤维或长丝织成的材料。材料的形式长丝6纤维增强材料玻璃纤维Kevlar纤维－－芳纶纤维碳/石墨硼纤维陶瓷纤维纤维增强材料玻璃纤维7图1-2纤维增强材料的形式图1-2纤维增强材料的形式8图1-3布边图1-3布边9图1-4经纱的方向图1-4经纱的方向10图1-5石墨纤维生产工序图1-5石墨纤维生产工序11图1-6石墨纤维的代码图1-6石墨纤维的代码12织物的优点比带抵抗纤维断裂和层间分离能力强损伤容限高，对“固化皱损”要求低，对于修理工作比带好编织中减少了丝束分离抗疲劳损伤织物的优点比带抵抗纤维断裂和层间分离能力强13图1-7织布图案图1-7织布图案14图1-8预浸带材料图1-8预浸带材料15图1-9预浸布图1-9预浸布16基体和环氧树脂体系

基体是一种将复合材料中的纤维或长纤维粘接在一起的均匀材料。

环氧树脂由两部分组成：树脂和催化剂（或称固化剂）。基体和环氧树脂体系基体是一种将复合材料中17

*富脂:易产生裂纹

*贫脂:由于有空隙而较弱

*固化温度:是敏感的

+环氧:室温至350℉

(177℃)

+聚酯：室温至250℉

(121℃)

+聚酰亚胺:500℉及600℉(260℃-316℃)

*热固性:基体的化学反应

*热塑性:无化学反应

在600℉及700℉融化(316℃-371℃)

图1-10树脂体系*富脂:易产生裂纹

*贫脂:由于有空隙而较弱

*固化18粘接剂胶膜是涂在一层支持薄膜上的粘接剂糊状粘接剂由两种组分混合泡沫粘接剂是含泡沫剂的环氧树脂体系填充剂是在混合后的树脂中加入材料，类型分为：短纤维、碎纤维、硅粉添加剂、微珠粘接剂胶膜是涂在一层支持薄膜上的粘接剂19蜂窝及蜂窝夹芯结构

蜂窝夹芯结构的特性：蜂窝夹芯结构有比常规金属结构更高的比强度蜂窝夹芯结构具有更高的抗弯强度具有更高的结构阻尼、较高的吸音和耐声振疲劳的性能具有隔热性能，并具有光滑的气动外形蜂窝及蜂窝夹芯结构蜂窝夹芯结构的特性：20图1-11蜂窝的拉伸过程图1-11蜂窝的拉伸过程21图1-12蜂窝夹层结构图1-12蜂窝夹层结构22图1-13芯格的形状图1-13芯格的形状23第二章施工安全和材料的管理施工过程中，需要佩戴好必要的劳动防护用品，化工品必须严格按照说明书来进行储藏和使用。第一部分施工安全第二部分材料的管理第二章施工安全和材料的管理施工过程中，24图2－1皮肤防护和安全眼镜施工安全图2－1皮肤防护和安全眼镜施工安全25图2-2呼吸器官的防护图2-2呼吸器官的防护26铺设区

铺设区必须避开灰尘、水汽、油雾、逸出的火焰及其他对粘接不利的材料。需注意铺设区的洁净。建议：铺设区最好不要与切割、打磨、钻孔在同一个工作间内进行。铺设区铺设区必须避开灰尘、水汽、油雾、逸27图2－3正确与不正确的工作环境对比图2－3正确与不正确的工作环境对比28材料管理存贮期通常情况下，粘接剂、树脂和预浸料应在规定的温度范围内存贮。材料的存贮期是指从制造完成到它不再为飞机安全使用的寿命或时间。材料的存贮期可以通过存贮在10℉以下或按照制造商所特别要求的温度而延长。材料管理存贮期29外露时间外露时间是指一卷给定的材料处于室温条件下的所有累积小时数。外露时间从材料离开冰箱开始算起，总的外露时间不能超过制造商的规定。外露时间30图2-4封装包裹图2-4封装包裹31树脂系统的比例配制指南保持台秤的平台和秤盘的清洁，称重时应涂上脱模剂以免被树脂站住扣除刻度的非零点部分以补偿混合容器的重量比例应该在所用秤的刻度范围之内（不能猜测中间的刻度），秤应能精确到1/10g，避免小量调制。不要将秤从它本来的位置移走，因为天平有一定的水平要求。避免不意的外来影响。不要超出量程。称重时不要试图对秤做任何调整。树脂系统的比例配制指南保持台秤的平台和秤盘的清洁，称重时应涂32图2-5隔栅式和秤图2-5隔栅式和秤33第三章飞机复合材料结构设计复合材料的特性材料密度失效特性材料强度抗疲劳性复合材料的连接紧固件铺层的原则夹层结构典型特点树脂的固化体系腐蚀控制先进复合材料在飞机上的应用第三章飞机复合材料结构设计复合材料的特性夹层结构典型34复合材料的特性比强度和比模量高具有可设计性抗疲劳性能好减振性能好高温性能好破损安全性好具有脆性材料的特性复合材料的特性比强度和比模量高35表3－1材料特性－－密度表3－1材料特性－－密度36表3—2减重比较表表3—2减重比较表37

*线弹性直至屈服应力*线弹笥直至极限应力

*塑性极限破坏*脆坏或突然破坏

*允许应力极限由屈服点决定*受到湿度及温度的影响

图3-1破坏机制比较*线弹性直至屈服应力38图3-2材料特性----强度

图3-2材料特性----强度39727石墨/环氧复合材料升降舵声疲劳试验*测试两个盒段-在158分贝下分别试验4个小时及8个小时-没有发现损伤*预先施加冲击损伤-在158分贝下试验4个小时-没有发现损伤扩展*声疲劳性能大大优于金属注:一个普通的喷气发动机产生100分贝的噪声

727石墨/环氧复合材料升降舵声疲劳试验*测试两个盒段40图3-3复合材料的连接I图3-3复合材料的连接I41图3-4复合材料的连接Ⅱ图3-4复合材料的连接Ⅱ42图3-5机械连接紧固件图3-5机械连接紧固件43图3-6纤维方向要求图3-6纤维方向要求44铺层的原则均衡均衡的复合材料层合板是在中心平面坐标轴的两边有相同数目的铺层。例如：（+45°,0°,－45°,90°/－45°,0°,+45°,90°）是均衡层合板。二.对称对称是复合材料层合板即为在中轴两边有相同数目的铺层，且距离中轴相同之处的铺层的方向相同。例如：（+45°,0°,0°,90°，－45°/－45°,90°，0°,0°，+45°）是对称层合板。

铺层的原则均衡45图3-7铺层方向符号图3-7铺层方向符号46图3-8拉伸与压缩问题及解决方法图3-8拉伸与压缩问题及解决方法47夹层结构有以下典型特点：突出的刚度和很高的比强度裂纹扩展和断裂韧性优于单块板比其他类型结构抗声疲劳能力较强可作为隔热和隔音的绝缘体与其他结构相比重量优势明显承受双轴向压力载荷效果好缺点：设计接头和开口较困难夹层结构有以下典型特点：突出的刚度和很高的比强度48图3-9蜂窝夹层结构设计图3-9蜂窝夹层结构设计49复合材料树脂的固化体系

350℉的复合材料结构环境，诸如温度和湿度有很高的抵抗能力。350℉复合材料能提供很好的机械特性，并被用于主要的受力件，如飞行控制表面。250℉复合材料结构通常被用于波音757、767和737－300/400/500飞机的前缘和后缘面板及整流片。使用250℉复合材料来修理350℉复合材料部件将需要额外的铺层，并且只能根据SRM来进行。200－230℉复合材料的修理作为可选择的湿法修理铺层方案，如在升高温度下固化可作为永久性的修理（详情见SRM）。复合材料树脂的固化体系350℉的复合材料结构环境，诸如50图3-10室温树脂的固化体系图3-10室温树脂的固化体系51腐蚀控制

当石墨构件与铝制构件在飞机装配中连接在一起时，就应采取一些特殊的防腐技术。将玻璃纤维/环氧铺层叠在石墨/环氧铺层与铝合金之间实行共固化，在两个构件间接合面上要用密封剂涂抹，所有连接件都要用密封剂涂抹。在装配前，铝的部件应阳极化，上底漆和喷漆。腐蚀控制当石墨构件与铝制构件在飞机装配中连接在一起时，52图3-11腐蚀控制图3-11腐蚀控制53先进复合材料在飞机上的应用近30多年欧美民用飞机上复合材料占整机结构重量的百分比（不包括支线飞机）先进复合材料在飞机上的应用近30多年欧美民用飞机上复合材料占54国内飞机上的复合材料应用情况国内飞机上的复合材料应用情况55国外民用飞机上的复合材料应用情况国外民用飞机上的复合材料应用情况56图3－12先进复合材料在波音737－300上的应用图3－12先进复合材料在波音737－300上的应用57图3－13先进复合材料在波音757上的应用图3－13先进复合材料在波音757上的应用58图3－14先进复合材料在波音767上的应用图3－14先进复合材料在波音767上的应用59767方向舵767方向舵60767内装饰应用的复合材料767内装饰应用的复合材料61B7E7“梦想”飞机上复合材料的应用：美国波音飞机公司正在研制B7E7飞机，要大幅度减轻结构重量，提高燃油效率20%，决定大量采用复合材料。主要应用部位：复合材料将占全机结构重量50%以上，故全机主要结构均将用复合材料制成，包括机翼、机身、垂尾、平尾、发房、地板梁及部分舱门、整流罩等，这是世界上第一个采用复合材料机翼和机身的大型商用客机，其应用远远超过B777和A380，为世界之最。波音人强调指出，在人类有动力飞行进入第二个百年之后，其如此的选材决定将使波音在先进材料技术领域占据世界的优势，“领跑”飞机设计技术，称复合材料为“航空航天结构的未来”。空客则认为如此选材会有风险，机身应用会有问题，“会导致非优化方案”。波音则认为技术上不成问题，问题还在成本上。B7E7“梦想”飞机上复合材料的应用：62波音认为复合材料除减重外，还可提供更好的耐久性，降低使用维护要求，增加未来发展的潜力和空间。主要用材体系为T800/韧性环氧，已在B777完成验证和使用。所上的新技术还包括：TiGr层板，即碳纤维增强钛板，一种新的超混杂复合材料，其由Ti箔加上IM6/PEEK相间制成，具有优异的抗疲劳性能。结构健康监控技术，以光纤系统为传感器，连续探测损伤，监视结构完整性，预报早期的结构维护、修理的要求。波音认为复合材料除减重外，还可提供更好的耐久性，降低使用维护63第四章加工

先进复合材料加工的工具和技术与金属材料加工相比有很大的不通。先进复合材料限制加工时的温度范围。虽然纤维可以承受高温，但树脂的温度不允许超过一定范围，以免材料性能的破坏。第四章加工先进复合材料加工的工具和技术与金属材64图4-1高压水切割原理图4-1高压水切割原理65图4-2气动铣图4-2气动铣66图4-3镂铣铣头及铣盘图4-3镂铣铣头及铣盘67图4-4马刀锯图4-5手工打磨图4-4马刀锯图4-568图4-6机械打磨图4-7孔边去毛刺图4-6机械打磨图4-7孔69图4-8限深钻图4-8限深钻70图4-9锥形钻头图4-9锥形钻头71裂开，不可接受可接受，合格图4－10复合材料钻孔示例裂开，不可接受可接受，合格图4－1072图4-11限制器图4-12埋头锪孔面

图4-11限制器图4-12埋头锪孔面

73

图4-13图4-14

碳化物锪钻多晶金刚石锪钻图4-15图4-16

金刚砂锪钻高速钢锪钻钻头图4-1374图4-17镗刀图4-17镗刀75图4-18旋转打磨器图4-18旋转打磨器76

图4-19孔锯图4-19孔锯77图4-20典型边缘倒角图4-20典型边缘倒角78第五章修理的过程和典型结构修理

表面准备修理的类型修理顺序流程图修理方案选择工程图数据损伤区域的准备维修设备真空袋铺层程序材料350℉固化修理250℉固化修补典型结构修理轻微的夹芯破坏修理雷达罩修补守则第五章修理的过程和典型结构修理

表面准备材料79修理的类型

复合材料部件的修理有三类：热粘接、冷粘接和螺接。一.用紧固件连接修理（螺接修理）优点：可以快速作临时性的修理。缺点：有时找不到通向部件或层合板后面的通道。不能使受压部件恢复修理前的强度。胶接修理优点：在正确的条件下，它可作为一种非常快捷的永久性修理。缺点：需要手头有足够数量的一定厚度、一定铺层方向、一定直径和形状的补片。且不能用于大面积的修理。共固化修理优点：具有恢复原有形状及保持光滑气动外形的能力。可以裁剪成任意尺寸、任意蒙皮厚度和纤维方向。缺点：环氧树脂体系需要冷藏。许多情况下固化需要热源和压力源。修理的类型复合材料80表面准备

所有需要修理或粘接的复合材料部件都必须进行正确的表面处理。无涂层表面：对于修理时表面没有处理的部件，必须首先去除上面的任何残留可剥层，然后用化学溶剂擦去污物和残留脱模剂。溶剂擦拭：用MEK或丙酮擦拭，注意不可将溶液残留在表面上等待挥发，这样会在表面留下一层薄膜。可运用双重擦拭方法，用一块干布和一块湿布擦拭。喷漆表面：应该首先用洗涤剂擦洗以去除表面的污物，然后清除破损区附近的漆层，达到足以完成修理。表面准备所有需要修理或粘接的复合81涂层的清除

任何类型的涂层清除工作都应极为小心。清除涂层的方法有：打磨塑料喷丸处理表面研磨阶梯打磨涂层的清除任何类型的涂层清除工作82图5－1阶梯打磨图5－1阶梯打磨83芯体准备图5－2去除损坏芯体及残留物芯体准备图5－2去除损坏芯体及残留物84制备蜂窝填补塞图5－3蜂窝填补塞的配合制备蜂窝填补塞图5－3蜂窝填补塞的配合85表5－1修理顺序流程图表5－1修理顺序流程图86表5－2修理方案选择表5－2修理方案选择87表5－3工程图数据表5－3工程图数据88图5－4损伤区域的准备图5－4损伤区域的准备89维修设备维修设备90热补仪图5－5HCS9000FLHCS9200B热补仪图5－5HCS9000FLHCS92091附件－真空泵附件－真空泵92附件二电热毯附件二电热毯93附件三热电偶

附件三热电偶94附件四真空管真空表附件四真空管真空表95图5－5真空袋铺设程序图5－5真空袋铺设程序96图5－6真空袋步骤1图5－6真空袋步骤197图5－6真空袋步骤2图5－6真空袋步骤298图5－6真空袋步骤3图5－6真空袋步骤399图5－7典型复合材料修理的真空袋封装图5－7典型复合材料修理的真空袋封装100图5－8典型复合材料铺层修理图5－8典型复合材料铺层修理101表5－4材料一表5－4材料一102表5－4材料二表5－4材料二103表5－4材料三表5－4材料三104表5－4材料四表5－4材料四105表5－4材料五表5－4材料五106表5－4材料六表5－4材料六107350℉固化修理

当铺设完毕并安装好真空袋后，抽气使达到22in汞柱的真空。以每分钟1℉到5℉的速度加热至355℉±10℉，在这个温度下固化，将温度保持在355℉下120+60/－0min。以最多5℉/min的速度冷却至125℉，减压取出零件。350℉固化修理当铺设完毕并安装好真空袋108图5－9350℉固化修理的固化周期图5－9350℉固化修理的固化周期109先进复合材料的250℉固化修补

250℉的修补过程与前述350℉的维修过程相同，仅用250℉固化的材料代替350℉固化材料。当在350℉固化结构上用250℉的固化材料进行修理时，会降低结构强度。对于尺寸限制和修理类别限制见结构修理手册。该项结构修理包括石墨/Kevlar或铺层的修理。修理时使用电热毯和预浸布或预浸带，用真空袋在250℉下固化。这种修理时一次完成并且是永久性的，符合所有的原始设计准则。先进复合材料的250℉固化修补250℉110250℉固化修理

与350℉固化相同，当铺设完毕并安装好真空袋后，抽气使达到22in汞柱的真空。以每分钟2℉到8℉的速度加热至260℉+±10℉后固化，以滞后的热点偶测出的数据为准。在260℉温度下保持90+60/－0min。以最多5℉/min的速度冷却至125℉，减压取出零件。250℉固化修理与350℉固化相同，当铺111图5－10250℉固化修理的固化周期图5－10250℉固化修理的固化周期112典型结构修理图5－11装饰层修理典型结构修理图5－11装饰层修理113图5－12内部分层破坏图5－12内部分层破坏114图5－13孔的分层破坏图5－13孔的分层破坏115图5－14边缘分层破坏图5－14边缘分层破坏116图5－15轻微铺层损伤图5－15轻微铺层损伤117图5－16蜂窝夹层板表板分层的

注射树脂修补图5－16蜂窝夹层板表板分层的

118图5－17蜂窝夹层板的表板和零部件内心损伤后,用填充和灌注法的修补图5－17蜂窝夹层板的表板和零部件内心损119轻微的夹芯破坏修理步骤：磨去破损区周围至少1in范围内的表面污物。用吸尘器吸去粉尘，用溶剂清洗，晾干。根据制造商建议配制树脂，加入微球状填充物，搅拌好后填充破坏区。根据制造商维修手册的建议，在室温或稍高温度下固化。修补完后，打磨使与原始表面一致。轻微的夹芯破坏修理步骤：磨去破损区周围至少1in范围内的表面120图5－18复合材料结构的几种重要损伤形式图5－18复合材料结构的几种重要损伤形式121雷达罩修补守则：修补后雷达罩厚度需重新测量。有密度疑问的修补区需要重新进行电性能检测。对任何电子测试需有合格的测试工具。对雷达罩内部修理区域须保留记录图。雷达罩须有防雨水侵蚀措施，抗热抗静电涂层。雷达罩蜂窝结构是否进水要用A8－AF湿度仪检查。按SRM要求严格执行，大修后注意电性能的测试。雷达罩修补守则：修补后雷达罩厚度需重新测量。122第六章铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理金属胶接技术的特点铝合金蜂窝结构的修理流程预处理阶段阳极化处理阶段AC130具体施工步骤第六章铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理金属胶接技术的特点123金属胶接技术的特点

胶接连接和修补方法，与铆接、螺接、焊接等传统连接和修补方法相比，具有独特的优点：无应力集中，抗疲劳性能好，在胶接结构中，疲劳裂纹的扩展缓慢。胶接结构重量轻，可省去大量的铆钉、螺栓。因为没有焊缝，不会起皱，表面光洁。胶接不仅提供了配合表面之间结构上的联系，而且保证了密封。胶接剂层对振动有阻尼作用，这就降低了噪声载荷的声级。胶接结构中没有空穴和缝隙，不存留潮气或其他腐蚀物质，减少了腐蚀作用。胶接工艺、设备要求比较简单、操作容易。金属胶接技术的特点胶接连接和修补124

胶接虽然有很多优点，也有局限性，主要不足之处如下：胶接的剥离强度较低，在使用环境下胶接剂的老化程度难于鉴定。胶接质量因受多种因素的影响，它的无损检验手段还不够完善。胶接虽然有很多优点，也有局限性，主要不足之处125铝合金蜂窝结构的修理流程

采用胶接技术修理的关键是修补前的准备工作，按SRM51－70－10进行，对铝及铝合金的待修表面，在确定了损伤范围，去除了损伤部分，进行表面清洁以后，为使膜层与粘接剂有较高的胶接强度，必须在粘接部位预先进行磷酸阳极化处理。在飞机上应用这种传统的方法处理，只能采用局部磷酸阳极化处理方法－ThePhosphoricAcidContainmentSystem(PACS)和在此基础上的改进。铝合金蜂窝结构的修理流程采用胶接技术修理的126

波音公司在SRM中推荐采用HeatconCompositeSystem进行热补修理，与之配套Heatcon公司还研发了一个附件，HCS2046－02PACS表处仪，为飞机铝合金结构粘接之前做磷酸阳极化表面处理。它包括三部分：一、控制器：控制电路、电源、阳极化电压、显示及真空泵；二、流速控制器：由水、酸活门以及流速计组成；三、附件包：包括盛液瓶、电线、不锈钢丝网、管接头及各种软管。波音公司在SRM中推荐采用Heatcon127

它的基本原理是让12％的稀磷酸H3PO4（单位面积所需磷酸量是0.01升/平方英寸），从待处理表面缓缓流过，以待修铝合金为阳极，不锈钢丝网为阴极，加以9.5－10V直流电，在21－29℃下，阳极化处理20－25分钟。（见图6－1）如果修理平面带有角度不是水平面或者是下表面，这时可以增加一个真空袋装置，保证密封，防止带有腐蚀性的磷酸溶液流出。（见图6－2）它的基本原理是让12％的稀磷酸H3PO128图6－1PACS系统（一个真空袋）图6－1PACS系统（一个真空袋）129图6－2PACS系统（两个真空袋装置）图6－2PACS系统（两个真空袋装置）130具体实施步骤如下：

预处理阶段：用溶剂洗净剂去除修理区域表面的灰尘、油和污染物。用脱漆剂或机械打磨的方法除去修理区域的漆层。（注意：PACS表面处理前必须将所有漆层除尽，否则影响处理效果；不允许脱漆剂流到胶接结构中去）使用溶剂清洁修理表面。用百洁布或等同工具打磨修理表面。（注意：用防酸胶带防止磷酸腐蚀紧固件、蜂窝芯裂缝或其它无损区域，并作为标志围在修理区四周）然后做目视水膜试验。（注意：水膜试验是指用不超过100℉等同38℃的水冲洗后，表面连续的水膜保持至少30秒）检验表面连续的水膜（无水珠）是否保持30秒，若不能，则重复步骤3－6，直到符合5以后。立即进行阳极化处理。具体实施步骤如下：预处理阶段：131阳极化处理阶段

PACS系统必须正确安装才能进行阳极化以及安全地处理磷酸。调配磷酸。（注意：磷酸有腐蚀性。防止磷酸与皮肤、眼睛接触，工作时带好橡胶手套，防护面具，穿好防护服。如果不慎接触到磷酸，迅速用大量清水冲洗，然后进行医疗）在修理工作台上铺放塑料薄膜，以防止污染。按图或进行铺层，PACS表处仪连接电缆。确保做阳极化地铝部件和磷酸溶液地温度在70－85℉（21－29℃）之间。将三通阀门打到磷酸地供应位置，打开电源，开始进行阳极化。当所有地酸流过真空袋，关上磷酸供应管，将三路阀门地净水通路打开，冲洗表面至少5分钟。阳极化处理阶段PACS系统必须正确132迅速用水冲洗表面至少5分钟。处理过地表面在室温下充分干燥，或者可用最高160℉（71℃）将其烘干。（注意：不要用裸手触碰干燥地阳极化表面，防止污染已阳极化地表面。）检查处理好地金属表面的质量。阳极化处理后的表面，在关闭电源，拆除铺层。荧光或日光小角度的入射下，通过旋转90度的偏振片可以看到连续变化的光，一般呈紫、黄或绿色的彩虹般的色泽。见图6－3。也可使用欧姆表、红外滤光片来检查磷酸阳极化表面的质量。如果处理后的表面颜色剧烈变化，或有电烧蚀现象则阳极化处理不成功，重新进行阳极化处理。在24小时以内喷/刷底胶。复合材料结构与修理课件133图6－3检查处理后金属表面的质量图6－3检查处理后金属表面的质量134

除了PACS和PANTA外，波音公司在2005年有关金属结构胶接修理的SL和以后的SRM中提出了Boegel（AC130）表面处理方法，适用于多种金属结构胶接修补预处理，能用于铝、钛和不锈钢等，并且无毒，对环境没有污染。除了PACS和PANTA外，波音公司在135图6－3AC130套包图6－3AC130套包136Boegel（AC130）具体步骤：用MPK（甲基丙基甲酮）或丙酮清洁表面。用百洁布或180＃砂纸（或更细的砂纸）打磨表面。用干燥空气或氮气除去粉尘。用MPK或丙酮清洁表面。按制造商使用手册的建议混合调配材料。用50ml的AC130溶液可以处理200平方英寸（1300平方厘米）的待修区域，可按此比例计算溶液量。（注意：调配好的溶液30分钟后才能发挥作用，有效期10小时）用随机轨迹砂磨器或靠模打磨器进行打磨，采用180＃铝砂纸，按某一方向打磨表面，每30秒换砂纸，并按与原来方向垂直的方向打磨表面。（注意：此步骤是为了除去金属表面的氧化层）Boegel（AC130）具体步骤：用MPK（甲基丙基甲酮）137确保修理表面以及边缘均打磨干净后，换上砂纸，按任意方向打磨整个表面。做目视检查，检查表面是否完全打磨干净。达不到时重新打磨。用吸尘器除去粉尘，保持表面清洁。在打磨完30分钟内涂上AC130溶液。（注意：30分钟后表面又将会氧化）用铝箔带、固态FEP（氟化乙丙烯即橡胶）或其它合适材料围在损伤周围，将机械紧固件及其它区域隔离开，防止污染。确保AC130及待修件表面温度在50－100℉（10－38℃）之间。用干净、非金属的毛刷或喷雾器将溶液喷到胶接表面。保证表面完全浸透在溶液中至少2分钟。确保修理表面以及边缘均打磨干净后，换上砂纸，按任意方向打磨整138检查湿润表面是否与水膜实验结果相似，即表面连续的溶液薄膜保持至少30秒钟。如不能，则重新进行清洁、打磨、处理等步骤。如果检查通过，则排出剩余溶液。如果缝隙等地方还有少量溶液，可用过滤过的干燥空气吹干，或用浸有AC130溶液的粗棉布吸去。在室温下干燥表面至少60分钟，或用不超过160℉（71℃）高温干燥。检查处理好的表面是否干燥，有无灰尘、指印或其他污物。用吸尘器除去灰尘。如果表面还有其他无法用吸尘器除去的污物，则重新进行清洁打磨实施AC130的步骤。如果不立即喷涂底胶，可用真空袋薄膜或不上蜡的纸保护待胶接表面。在使用AC130溶液24小时内，喷涂BMS5－89，TypeⅡ底胶。检查湿润表面是否与水膜实验结果相似，即表面连续的溶液薄膜保持139图6－4蜂窝芯结构进水腐蚀后实例图6－4蜂窝芯结构进水腐蚀后实例140第七章检测先进复合材料飞机构件可分为三类：关键部件：如果严重破坏，将会造成飞机失事。主要部件：如果受损，将严重干扰飞机的操纵。次要部件：如果受损，不会干扰飞机的正常操纵。第七章检测先进复合材料飞机构件可分为三类141检测分三类：1.运行中的检查：这种检查是根据构件制造 商编写的规范进行，检查过程和规范可在飞机维护手册上找到。2.损伤后检测：损伤后检测可以使用多种检测手段。必须估算出损伤面积的大小和范围。构件的类型、所使用的材料、构件的型式将决定所需的检测类型。3.修理后的检测：构件修理后的检测，目的是用于评估修理后飞机的适航性。检测分三类：1.运行中的检查：这种检查是根据构件制造 商142复合材料的维护检查

目视是损伤检测的基本方法。在维护和浏览检查时仔细观察将有助于尽早发现不适于飞行的一些损伤。这包括撞伤、铺层的分层、脱胶、裂缝、孔边损伤、蜂窝芯进水、雷击损伤、烧蚀和过热损伤。严密的目测和无损探伤（NDI）用于粗检后作进一步的检查。NDI的方法用于对目测到的损伤的扩展情况进行检查。它也用于检测目检法难于看到的损伤即进行修理后的检查。复合材料的维护检查目视是损伤检测的基本方143目视检测的工具

尽管如今已有很多先进的检测设备，目视检查仍然是最基本的损伤检测法。电筒、放大镜（10－20倍）、镜子和探测镜都是现代飞机复杂结构检测的好帮手。它们可以用来放大那些难以直接看出的损伤和帮助工作人员对那些可达性较差的部位进行目检。目视检测的工具尽管如今已有很多先进的检测144图7－1目视检测图7－1目视检测145

图7－2各种能量下的冲击损伤模式

(a)高能量冲击损伤(b)中等能量冲击损伤

(c)低等能量冲击损伤图7－2各种能量下的冲击损伤模式

(a)高146图7－3Cointaptest视检与敲击最小检查区域(1为可视损伤区域的最长轴测量的长度)图7－3Cointaptest视检与敲击最小检查区147图7－4围绕可见冲击损伤区的

敲击试验模式图7－4围绕可见冲击损伤区的

敲击试验模式148其他的检测方法：X光热谱图超声波脉冲/反射检测穿越超声波检测法（TTU）超声波介电固化监视仪其他的检测方法：X光149波音飞机

复合材料修理波音飞机

复合材料修理150目录第一章复合材料简介第二章施工安全和材料的管理第三章飞机复合材料结构设计第四章加工第五章修理的过程和典型结构修理第六章铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理第七章检测目录第一章复合材料简介151第一章复合材料的简介复合材料的定义材料的形式纤维增强材料织物基体和环氧树脂体系粘接剂蜂窝及蜂窝夹芯结构第一章复合材料的简介复合材料的定义152定义

由两种或两种以上的材料组合而成的材料称之为复合材料。复合材料的范围包括玻璃纤维增强复合材料、碳纤维/环氧树脂复合材料、碳/碳复合材料、金属基、陶瓷基复合材料。教程中所涉及的复合材料是基于用一种或数种纤维排列镶嵌在某些形式的聚合物树脂（基体）中。定义由两种或两种以上的材料组合而153一般简介图1-1复合材料的组成一般简介图1-1复合材料的组成154材料的形式长丝长丝又叫长纤维，是一根根的连续纤维，除了在几何不连续处以外，在一个构件中通常没有长丝的端头。单向带单向带是由纱在树脂基体中沿着单一方向排列而成3.织物由纱、纤维或长丝织成的材料。材料的形式长丝155纤维增强材料玻璃纤维Kevlar纤维－－芳纶纤维碳/石墨硼纤维陶瓷纤维纤维增强材料玻璃纤维156图1-2纤维增强材料的形式图1-2纤维增强材料的形式157图1-3布边图1-3布边158图1-4经纱的方向图1-4经纱的方向159图1-5石墨纤维生产工序图1-5石墨纤维生产工序160图1-6石墨纤维的代码图1-6石墨纤维的代码161织物的优点比带抵抗纤维断裂和层间分离能力强损伤容限高，对“固化皱损”要求低，对于修理工作比带好编织中减少了丝束分离抗疲劳损伤织物的优点比带抵抗纤维断裂和层间分离能力强162图1-7织布图案图1-7织布图案163图1-8预浸带材料图1-8预浸带材料164图1-9预浸布图1-9预浸布165基体和环氧树脂体系

基体是一种将复合材料中的纤维或长纤维粘接在一起的均匀材料。

环氧树脂由两部分组成：树脂和催化剂（或称固化剂）。基体和环氧树脂体系基体是一种将复合材料中166

*富脂:易产生裂纹

*贫脂:由于有空隙而较弱

*固化温度:是敏感的

+环氧:室温至350℉

(177℃)

+聚酯：室温至250℉

(121℃)

+聚酰亚胺:500℉及600℉(260℃-316℃)

*热固性:基体的化学反应

*热塑性:无化学反应

在600℉及700℉融化(316℃-371℃)

图1-10树脂体系*富脂:易产生裂纹

*贫脂:由于有空隙而较弱

*固化167粘接剂胶膜是涂在一层支持薄膜上的粘接剂糊状粘接剂由两种组分混合泡沫粘接剂是含泡沫剂的环氧树脂体系填充剂是在混合后的树脂中加入材料，类型分为：短纤维、碎纤维、硅粉添加剂、微珠粘接剂胶膜是涂在一层支持薄膜上的粘接剂168蜂窝及蜂窝夹芯结构

蜂窝夹芯结构的特性：蜂窝夹芯结构有比常规金属结构更高的比强度蜂窝夹芯结构具有更高的抗弯强度具有更高的结构阻尼、较高的吸音和耐声振疲劳的性能具有隔热性能，并具有光滑的气动外形蜂窝及蜂窝夹芯结构蜂窝夹芯结构的特性：169图1-11蜂窝的拉伸过程图1-11蜂窝的拉伸过程170图1-12蜂窝夹层结构图1-12蜂窝夹层结构171图1-13芯格的形状图1-13芯格的形状172第二章施工安全和材料的管理施工过程中，需要佩戴好必要的劳动防护用品，化工品必须严格按照说明书来进行储藏和使用。第一部分施工安全第二部分材料的管理第二章施工安全和材料的管理施工过程中，173图2－1皮肤防护和安全眼镜施工安全图2－1皮肤防护和安全眼镜施工安全174图2-2呼吸器官的防护图2-2呼吸器官的防护175铺设区

铺设区必须避开灰尘、水汽、油雾、逸出的火焰及其他对粘接不利的材料。需注意铺设区的洁净。建议：铺设区最好不要与切割、打磨、钻孔在同一个工作间内进行。铺设区铺设区必须避开灰尘、水汽、油雾、逸176图2－3正确与不正确的工作环境对比图2－3正确与不正确的工作环境对比177材料管理存贮期通常情况下，粘接剂、树脂和预浸料应在规定的温度范围内存贮。材料的存贮期是指从制造完成到它不再为飞机安全使用的寿命或时间。材料的存贮期可以通过存贮在10℉以下或按照制造商所特别要求的温度而延长。材料管理存贮期178外露时间外露时间是指一卷给定的材料处于室温条件下的所有累积小时数。外露时间从材料离开冰箱开始算起，总的外露时间不能超过制造商的规定。外露时间179图2-4封装包裹图2-4封装包裹180树脂系统的比例配制指南保持台秤的平台和秤盘的清洁，称重时应涂上脱模剂以免被树脂站住扣除刻度的非零点部分以补偿混合容器的重量比例应该在所用秤的刻度范围之内（不能猜测中间的刻度），秤应能精确到1/10g，避免小量调制。不要将秤从它本来的位置移走，因为天平有一定的水平要求。避免不意的外来影响。不要超出量程。称重时不要试图对秤做任何调整。树脂系统的比例配制指南保持台秤的平台和秤盘的清洁，称重时应涂181图2-5隔栅式和秤图2-5隔栅式和秤182第三章飞机复合材料结构设计复合材料的特性材料密度失效特性材料强度抗疲劳性复合材料的连接紧固件铺层的原则夹层结构典型特点树脂的固化体系腐蚀控制先进复合材料在飞机上的应用第三章飞机复合材料结构设计复合材料的特性夹层结构典型183复合材料的特性比强度和比模量高具有可设计性抗疲劳性能好减振性能好高温性能好破损安全性好具有脆性材料的特性复合材料的特性比强度和比模量高184表3－1材料特性－－密度表3－1材料特性－－密度185表3—2减重比较表表3—2减重比较表186

*线弹性直至屈服应力*线弹笥直至极限应力

*塑性极限破坏*脆坏或突然破坏

*允许应力极限由屈服点决定*受到湿度及温度的影响

图3-1破坏机制比较*线弹性直至屈服应力187图3-2材料特性----强度

图3-2材料特性----强度188727石墨/环氧复合材料升降舵声疲劳试验*测试两个盒段-在158分贝下分别试验4个小时及8个小时-没有发现损伤*预先施加冲击损伤-在158分贝下试验4个小时-没有发现损伤扩展*声疲劳性能大大优于金属注:一个普通的喷气发动机产生100分贝的噪声

727石墨/环氧复合材料升降舵声疲劳试验*测试两个盒段189图3-3复合材料的连接I图3-3复合材料的连接I190图3-4复合材料的连接Ⅱ图3-4复合材料的连接Ⅱ191图3-5机械连接紧固件图3-5机械连接紧固件192图3-6纤维方向要求图3-6纤维方向要求193铺层的原则均衡均衡的复合材料层合板是在中心平面坐标轴的两边有相同数目的铺层。例如：（+45°,0°,－45°,90°/－45°,0°,+45°,90°）是均衡层合板。二.对称对称是复合材料层合板即为在中轴两边有相同数目的铺层，且距离中轴相同之处的铺层的方向相同。例如：（+45°,0°,0°,90°，－45°/－45°,90°，0°,0°，+45°）是对称层合板。

铺层的原则均衡194图3-7铺层方向符号图3-7铺层方向符号195图3-8拉伸与压缩问题及解决方法图3-8拉伸与压缩问题及解决方法196夹层结构有以下典型特点：突出的刚度和很高的比强度裂纹扩展和断裂韧性优于单块板比其他类型结构抗声疲劳能力较强可作为隔热和隔音的绝缘体与其他结构相比重量优势明显承受双轴向压力载荷效果好缺点：设计接头和开口较困难夹层结构有以下典型特点：突出的刚度和很高的比强度197图3-9蜂窝夹层结构设计图3-9蜂窝夹层结构设计198复合材料树脂的固化体系

350℉的复合材料结构环境，诸如温度和湿度有很高的抵抗能力。350℉复合材料能提供很好的机械特性，并被用于主要的受力件，如飞行控制表面。250℉复合材料结构通常被用于波音757、767和737－300/400/500飞机的前缘和后缘面板及整流片。使用250℉复合材料来修理350℉复合材料部件将需要额外的铺层，并且只能根据SRM来进行。200－230℉复合材料的修理作为可选择的湿法修理铺层方案，如在升高温度下固化可作为永久性的修理（详情见SRM）。复合材料树脂的固化体系350℉的复合材料结构环境，诸如199图3-10室温树脂的固化体系图3-10室温树脂的固化体系200腐蚀控制

当石墨构件与铝制构件在飞机装配中连接在一起时，就应采取一些特殊的防腐技术。将玻璃纤维/环氧铺层叠在石墨/环氧铺层与铝合金之间实行共固化，在两个构件间接合面上要用密封剂涂抹，所有连接件都要用密封剂涂抹。在装配前，铝的部件应阳极化，上底漆和喷漆。腐蚀控制当石墨构件与铝制构件在飞机装配中连接在一起时，201图3-11腐蚀控制图3-11腐蚀控制202先进复合材料在飞机上的应用近30多年欧美民用飞机上复合材料占整机结构重量的百分比（不包括支线飞机）先进复合材料在飞机上的应用近30多年欧美民用飞机上复合材料占203国内飞机上的复合材料应用情况国内飞机上的复合材料应用情况204国外民用飞机上的复合材料应用情况国外民用飞机上的复合材料应用情况205图3－12先进复合材料在波音737－300上的应用图3－12先进复合材料在波音737－300上的应用206图3－13先进复合材料在波音757上的应用图3－13先进复合材料在波音757上的应用207图3－14先进复合材料在波音767上的应用图3－14先进复合材料在波音767上的应用208767方向舵767方向舵209767内装饰应用的复合材料767内装饰应用的复合材料210B7E7“梦想”飞机上复合材料的应用：美国波音飞机公司正在研制B7E7飞机，要大幅度减轻结构重量，提高燃油效率20%，决定大量采用复合材料。主要应用部位：复合材料将占全机结构重量50%以上，故全机主要结构均将用复合材料制成，包括机翼、机身、垂尾、平尾、发房、地板梁及部分舱门、整流罩等，这是世界上第一个采用复合材料机翼和机身的大型商用客机，其应用远远超过B777和A380，为世界之最。波音人强调指出，在人类有动力飞行进入第二个百年之后，其如此的选材决定将使波音在先进材料技术领域占据世界的优势，“领跑”飞机设计技术，称复合材料为“航空航天结构的未来”。空客则认为如此选材会有风险，机身应用会有问题，“会导致非优化方案”。波音则认为技术上不成问题，问题还在成本上。B7E7“梦想”飞机上复合材料的应用：211波音认为复合材料除减重外，还可提供更好的耐久性，降低使用维护要求，增加未来发展的潜力和空间。主要用材体系为T800/韧性环氧，已在B777完成验证和使用。所上的新技术还包括：TiGr层板，即碳纤维增强钛板，一种新的超混杂复合材料，其由Ti箔加上IM6/PEEK相间制成，具有优异的抗疲劳性能。结构健康监控技术，以光纤系统为传感器，连续探测损伤，监视结构完整性，预报早期的结构维护、修理的要求。波音认为复合材料除减重外，还可提供更好的耐久性，降低使用维护212第四章加工

先进复合材料加工的工具和技术与金属材料加工相比有很大的不通。先进复合材料限制加工时的温度范围。虽然纤维可以承受高温，但树脂的温度不允许超过一定范围，以免材料性能的破坏。第四章加工先进复合材料加工的工具和技术与金属材213图4-1高压水切割原理图4-1高压水切割原理214图4-2气动铣图4-2气动铣215图4-3镂铣铣头及铣盘图4-3镂铣铣头及铣盘216图4-4马刀锯图4-5手工打磨图4-4马刀锯图4-5217图4-6机械打磨图4-7孔边去毛刺图4-6机械打磨图4-7孔218图4-8限深钻图4-8限深钻219图4-9锥形钻头图4-9锥形钻头220裂开，不可接受可接受，合格图4－10复合材料钻孔示例裂开，不可接受可接受，合格图4－10221图4-11限制器图4-12埋头锪孔面

图4-11限制器图4-12埋头锪孔面

222

图4-13图4-14

碳化物锪钻多晶金刚石锪钻图4-15图4-16

金刚砂锪钻高速钢锪钻钻头图4-13223图4-17镗刀图4-17镗刀224图4-18旋转打磨器图4-18旋转打磨器225

图4-19孔锯图4-19孔锯226图4-20典型边缘倒角图4-20典型边缘倒角227第五章修理的过程和典型结构修理

表面准备修理的类型修理顺序流程图修理方案选择工程图数据损伤区域的准备维修设备真空袋铺层程序材料350℉固化修理250℉固化修补典型结构修理轻微的夹芯破坏修理雷达罩修补守则第五章修理的过程和典型结构修理

表面准备材料228修理的类型

复合材料部件的修理有三类：热粘接、冷粘接和螺接。一.用紧固件连接修理（螺接修理）优点：可以快速作临时性的修理。缺点：有时找不到通向部件或层合板后面的通道。不能使受压部件恢复修理前的强度。胶接修理优点：在正确的条件下，它可作为一种非常快捷的永久性修理。缺点：需要手头有足够数量的一定厚度、一定铺层方向、一定直径和形状的补片。且不能用于大面积的修理。共固化修理优点：具有恢复原有形状及保持光滑气动外形的能力。可以裁剪成任意尺寸、任意蒙皮厚度和纤维方向。缺点：环氧树脂体系需要冷藏。许多情况下固化需要热源和压力源。修理的类型复合材料229表面准备

所有需要修理或粘接的复合材料部件都必须进行正确的表面处理。无涂层表面：对于修理时表面没有处理的部件，必须首先去除上面的任何残留可剥层，然后用化学溶剂擦去污物和残留脱模剂。溶剂擦拭：用MEK或丙酮擦拭，注意不可将溶液残留在表面上等待挥发，这样会在表面留下一层薄膜。可运用双重擦拭方法，用一块干布和一块湿布擦拭。喷漆表面：应该首先用洗涤剂擦洗以去除表面的污物，然后清除破损区附近的漆层，达到足以完成修理。表面准备所有需要修理或粘接的复合230涂层的清除

任何类型的涂层清除工作都应极为小心。清除涂层的方法有：打磨塑料喷丸处理表面研磨阶梯打磨涂层的清除任何类型的涂层清除工作231图5－1阶梯打磨图5－1阶梯打磨232芯体准备图5－2去除损坏芯体及残留物芯体准备图5－2去除损坏芯体及残留物233制备蜂窝填补塞图5－3蜂窝填补塞的配合制备蜂窝填补塞图5－3蜂窝填补塞的配合234表5－1修理顺序流程图表5－1修理顺序流程图235表5－2修理方案选择表5－2修理方案选择236表5－3工程图数据表5－3工程图数据237图5－4损伤区域的准备图5－4损伤区域的准备238维修设备维修设备239热补仪图5－5HCS9000FLHCS9200B热补仪图5－5HCS9000FLHCS920240附件－真空泵附件－真空泵241附件二电热毯附件二电热毯242附件三热电偶

附件三热电偶243附件四真空管真空表附件四真空管真空表244图5－5真空袋铺设程序图5－5真空袋铺设程序245图5－6真空袋步骤1图5－6真空袋步骤1246图5－6真空袋步骤2图5－6真空袋步骤2247图5－6真空袋步骤3图5－6真空袋步骤3248图5－7典型复合材料修理的真空袋封装图5－7典型复合材料修理的真空袋封装249图5－8典型复合材料铺层修理图5－8典型复合材料铺层修理250表5－4材料一表5－4材料一251表5－4材料二表5－4材料二252表5－4材料三表5－4材料三253表5－4材料四表5－4材料四254表5－4材料五表5－4材料五255表5－4材料六表5－4材料六256350℉固化修理

当铺设完毕并安装好真空袋后，抽气使达到22in汞柱的真空。以每分钟1℉到5℉的速度加热至355℉±10℉，在这个温度下固化，将温度保持在355℉下120+60/－0min。以最多5℉/min的速度冷却至125℉，减压取出零件。350℉固化修理当铺设完毕并安装好真空袋257图5－9350℉固化修理的固化周期图5－9350℉固化修理的固化周期258先进复合材料的250℉固化修补

250℉的修补过程与前述350℉的维修过程相同，仅用250℉固化的材料代替350℉固化材料。当在350℉固化结构上用250℉的固化材料进行修理时，会降低结构强度。对于尺寸限制和修理类别限制见结构修理手册。该项结构修理包括石墨/Kevlar或铺层的修理。修理时使用电热毯和预浸布或预浸带，用真空袋在250℉下固化。这种修理时一次完成并且是永久性的，符合所有的原始设计准则。先进复合材料的250℉固化修补250℉259250℉固化修理

与350℉固化相同，当铺设完毕并安装好真空袋后，抽气使达到22in汞柱的真空。以每分钟2℉到8℉的速度加热至260℉+±10℉后固化，以滞后的热点偶测出的数据为准。在260℉温度下保持90+60/－0min。以最多5℉/min的速度冷却至125℉，减压取出零件。250℉固化修理与350℉固化相同，当铺260图5－10250℉固化修理的固化周期图5－10250℉固化修理的固化周期261典型结构修理图5－11装饰层修理典型结构修理图5－11装饰层修理262图5－12内部分层破坏图5－12内部分层破坏263图5－13孔的分层破坏图5－13孔的分层破坏264图5－14边缘分层破坏图5－14边缘分层破坏265图5－15轻微铺层损伤图5－15轻微铺层损伤266图5－16蜂窝夹层板表板分层的

注射树脂修补图5－16蜂窝夹层板表板分层的

267图5－17蜂窝夹层板的表板和零部件内心损伤后,用填充和灌注法的修补图5－17蜂窝夹层板的表板和零部件内心损268轻微的夹芯破坏修理步骤：磨去破损区周围至少1in范围内的表面污物。用吸尘器吸去粉尘，用溶剂清洗，晾干。根据制造商建议配制树脂，加入微球状填充物，搅拌好后填充破坏区。根据制造商维修手册的建议，在室温或稍高温度下固化。修补完后，打磨使与原始表面一致。轻微的夹芯破坏修理步骤：磨去破损区周围至少1in范围内的表面269图5－18复合材料结构的几种重要损伤形式图5－18复合材料结构的几种重要损伤形式270雷达罩修补守则：修补后雷达罩厚度需重新测量。有密度疑问的修补区需要重新进行电性能检测。对任何电子测试需有合格的测试工具。对雷达罩内部修理区域须保留记录图。雷达罩须有防雨水侵蚀措施，抗热抗静电涂层。雷达罩蜂窝结构是否进水要用A8－AF湿度仪检查。按SRM要求严格执行，大修后注意电性能的测试。雷达罩修补守则：修补后雷达罩厚度需重新测量。271第六章铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理金属胶接技术的特点铝合金蜂窝结构的修理流程预处理阶段阳极化处理阶段AC130具体施工步骤第六章铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理金属胶接技术的特点272金属胶接技术的特点

胶接连接和修补方法，与铆接、螺接、焊接等传统连接和修补方法相比，具有独特的优点：无应力集中，抗疲劳性能好，在胶接结构中，疲劳裂纹的扩展缓慢。胶接结构重量轻，可省去大量的铆钉、螺栓。因为没有焊缝，不会起皱，表面光洁。胶接不仅提供了配合表面之间结构上的联系，而且保证了密封。胶接剂层对振动有阻尼作用，这就降低了噪声载荷的声级。胶接结构中没有空穴和缝隙，不存留潮气或其他腐蚀物质，减少了腐蚀作用。胶接工艺、设备要求比较简单、操作容易。金属胶接技术的特点胶接连接和修补273

胶接虽然有很多优点，也有局限性，主要不足之处如下：胶接的剥离强度较低，在使用环境下胶接剂的老化程度难于鉴定。胶接质量因受多种因素的影响，它的无损检验手段还不够完善。胶接虽然有很多优点，也有局限性，主要不足之处274铝合金蜂窝结构的修理流程

采用胶接技术修理的关键是修补前的准备工作，按SRM51－70－10进行，对铝及铝合金的待修表面，在确定了损伤范围，去除了损伤部分，进行表面清洁以后，为使膜层与粘接剂有较高的胶接强度，必须在粘接部位预先进行磷酸阳极化处理。在飞机上应用这种传统的方法处理，只能采用局部磷酸阳极化处理方法－ThePhosphoricAcidContainmentSystem(PACS)和在此基础上的改进。铝合金蜂窝结构的修理流程采用胶接技术修理的275

波音公司在SRM中推荐采用HeatconCompositeSystem进行热补修理，与之配套Heatcon公司还研发了一个附件，HCS2046－02PACS表处仪，为飞机铝合金结构粘接之前做磷酸阳极化表面处理。它包括三部分：一、控制器：控制电路、电源、阳极化电压、显示及真空泵；二、流速控制器：由水、酸活门以及流速计组成；三、附件包：包括盛液瓶、电线、不锈钢丝网、管接头及各种软管。波音公司在SRM中推荐采用Heatcon276

它的基本原理是让12％的稀磷酸H3PO4（单位面积所需磷酸量是0.01升/平方英寸），从待处理表面缓缓流过，以待修铝合金为阳极，不锈钢丝网为阴极，加以9.5－10V直流电，在21－29℃下，阳极化处理20－25分钟。（见图6－1）如果修理平面带有角度不是水平面或者是下表面，这时可以增加一个真空袋装置，保证密封，防止带有腐蚀性的磷酸溶液流出。（见图6－2）它的基本原理是让12％的稀磷酸H3PO277图6－1PACS系统（一个真空袋）图6－1PACS系统（一个真空袋）278图6－2PACS系统（两个真空袋装置）图6－2PACS系统（两个真空袋装置）279具体实施步骤如下：

预处理阶段：用溶剂洗净剂去除修理区域表面的灰尘、油和污染物。用脱漆剂或机械打磨的方法除去修理区域的漆层。（注意：PACS表面处理前必须将所有漆层除尽，否则影响处理效果；不允许脱漆剂流到胶接结构中去）使用溶剂清洁修理表面。用百洁布或等同工具打磨修理表面。（注意：用防酸胶带防止磷酸腐蚀紧固件、蜂窝芯裂缝或其它无损区域，并作为标志围在修理区四周）然后做目视水膜试验。（注意：水膜试验是指用不超过100℉等同38℃的水冲洗后，表面连续的水膜保持至少30秒）检验表面连续的水膜（无水珠）是否保持30秒，若不能，则重复步骤3－6，直到符合5以后。立即进行阳极化处理。具体实施步骤如下：预处理阶段：280阳极化处理阶段

PACS系统必