復合材料結構修理航空工程學院飛機系統教研室Sunday,

October

22,

2023第七章復合材料方向鴕損傷修理飛機雷達罩修理A—8B飛機機翼蒙皮的外場螺接修理A320飛機機腹整流壁板修理飛機復合材料修理案例第七章復合材料方向舵損傷修理復合材料方向舵由碳環氧夾芯面板、翼梁和肋組成。夾芯材料為NOMEX蜂窩，面板采用碳纖維平紋織物增強，碳纖維單向帶用于局部加強第七章修理材料

EA956，濕鋪貼修理用環氧樹脂體系；EA923l，中等粘度膠粘劑； 120型玻璃布；平紋碳布； NOMEX蜂窩；Astro Strike28,防雷電網。整個修理過程包括：修理準備，修理鋪層及修理表凹的準備，下蒙皮修理，蜂窩芯更換．上蒙皮修理，表面火焰噴鋁的修理。第七章(1)修理準備①目視檢查蒙皮的損傷情況，然后用敲擊法確定損傷區域的大小。②用無絨抹布／三氯乙烷溶液清洗修理區域，清洗完畢后擦干溶液。③按一定幾何形狀(如橢圓形、圓形、長方形)將損傷或者污染的上蒙皮區域切掉，最小的圓角半徑0.50R。按同樣的形狀將下蒙皮也切掉，下蒙皮的切除周邊尺寸比上蒙皮大約為2.5mm。④將裸露的蜂窩芯切除。在內部用一個小磨輪除去任何殘留的蜂窩芯。⑤將修理區域周邊粘貼上膠帶，保護周邊復合材料。注意每個鋪層有0.5in的搭接邊。⑥用砂紙將切口邊緣打磨光滑第七章(2)修理鋪層及修理表面的準備①按修理區域同樣的尺寸準備一個木塊或金屬塊，以在修理固化時作壓力塊用。②準備修理鋪層模板，在模板上面標出鋪層編號及方向。修理鋪層

1到4與切口在同樣的尺寸，而修理鋪層5和6應當延伸到蜂窩芯的邊緣。③稱量所用鋪層碳布的質量．稱量同等質量的EA956樹脂。按說明書混合樹脂，注意應在樹脂適用期內完成全部操作。④在一個切割平面上放置一片隔離膜，其大小應能覆蓋碳纖維織物。⑤將樹脂涂在隔離膜上，然后在樹脂上面放上干的碳纖維織物。用另一層隔離膜覆蓋浸漬了樹脂的碳纖維織物。⑥用刮片在隔離膜上面將樹脂壓入碳纖維織物中。⑦重復上述步驟使足夠的碳纖維織物浸漬上樹脂。⑧將模板鋪在浸漬樹脂的碳纖維織物上。按所需形狀剪裁出需要的補片。剪裁時注意纖維的方向。最后將鋪層編號及方向標在隔離膜上。⑨確保所有的表面準備工作已經完成。第七章(3)下蒙皮修理①在方向舵的下蒙皮，將一熱電偶放置在切口邊緣附近。用高溫膠帶將熱電偶貼好，注意膠帶和修理鋪層不能接觸。②準備一塊厚度大于3-5mm的支撐板。支撐板的尺寸應略大于損傷區域。在支撐板上覆蓋一層隔離膜后，將支撐板貼到方向舵下蒙皮損傷區城外表面，支撐板應完全覆蓋損傷切口區域。③將修理鋪層1的一面隔離膜除去．將其鋪于損傷區域。注意應保證邊緣接觸很好、無皺折。④將修理鋪層1的另一隔離膜也除去。⑤將修理鋪層2的一面隔離膜除去，然后鋪在鋪層1上，將鋪層2鋪設平整。⑥重復上述操作，將全部修理鋪層鋪貼完畢。第七章⑦將準備好的壓力塊放到修理鋪層上的修理凹陷中。⑧在壓力塊上覆蓋一層無孔膜和透氣氈．沿修理區域周邊在上蒙皮上制作一個真空袋。⑨在支撐板外部下蒙皮上制作一個真空袋。⑩在真空袋上鋪設兩層玻璃布后，鋪設電熱毯。電熱毯至少要比修理鋪層邊緣大8-10mm。11在整個固化過程中應施加和保持0.3壓力真空。固化溫度80-900C，保持2—4h。第七章(4)蜂窩芯更換①將蜂窩切割成適當大小，并預裝配到切口中。蜂窩的長度和寬度應稍大些，以使與切口貼合緊密。②在EA9321樹脂中加入5％質量的玻璃微球，完全混合均勻。②將混入微球的樹脂涂抹在蜂窩芯拼接邊緣，以及切口內未損傷的裸露蒙皮表面。安裝替換蜂窩芯塞，其芯條方向要與原來一致。④在替換蜂窩芯塞上鋪一層隔離膜，然后放一重物，以供壓力。⑤在室溫固化至少12h或80-900C固化1h。⑧固化后除去隔離膜，用180號或更細砂紙打磨蜂窩芯使之與周圍表面平齊(圖7-3)。第七章(5)上蒙皮修理①砂紙打磨上蒙皮損傷區附近表面，使其成為一個利于膠接的表面。②用較低的壓縮空氣從蜂窩芯格中將打磨、切割產生的碎屑吹除，然后用干凈的無絨布擦凈。③在蒙皮表面用去離子水進行一個水破裂試驗。采用一個噴霧器將水噴在修理區域，注意不要讓水流到蜂窩芯內。水膜可在30s內不破裂為合格表面，否則重新打磨④用干凈無絨抹布擦去表面水膜，在60-700C干燥60min，以除去所有的水分。第七章⑤準備所需修理鋪層。⑥將修理鋪層7的一面隔離膜除去，注意應保證邊緣接觸很好、無皺折。⑦將修理鋪層7的為一隔離膜也除去。⑧將修理鋪層8的一面隔離膜除去，然后鋪在鋪層7上，將鋪層8鋪設平整。⑨重復上述操作，將全部修理鋪層鋪貼完畢。⑩在修理區域覆蓋一層無孔膜和透氣氈，沿修理區域周邊在上蒙皮上制作一個真空袋。11在真空袋上鋪設兩層玻璃布后．鋪設電熱毯。電熱毯至少要比修理鋪層邊緣大8-10cm。12在整個固化過程中應施加和保持0.3壓力真空。固化溫度80-900C，保持2-4h.第七章(6)表面金屬涂層的修理①0砂紙打磨金屬化涂層周邊約1-2.5cm。②將一層120型玻璃布浸漬EA956樹脂后，鋪在碳／環氧層合板裸露表面，并與金屬涂層有大約lcm的搭接。這層玻璃布鋪層用以碳／環氧層合板和鋁層間的腐蝕保護，不可省略。③將EA956按照約600g／cm2涂覆修理區域．然后再將

AstroStrike28鋪貼在上面，注意應和現存金屬涂層至少搭接

2.5cm。④用一層有孔膜覆蓋其上，再在有孔膜上加一層玻璃布，用作吸膠層。⑤安裝真空袋，施加全真空壓力。保持2-4h。⑥表面噴防護漆。第七章TU—154機頭雷達罩修理對于雷達罩的修理，應考慮三方面的要求。

氣動外形的要求

結構強度的要求

電性能的要求第七章修理材料①孔格1.83cm的高密度Nomex蜂窩，其高度與雷達罩破損區蜂窩高度相同(7.9mm)。②JC-1室溫固化環氧體系。其特點是固化速度快，室溫力學性能好，可500C長期使用。③斜紋高強度玻璃布。第七章修理過程蜂窩芯預成形 蜂窩預成形在準備好的陽模上進行。首先把預浸膠的蜂窩芯置于模具上，蜂窩邊緣四周懸掛數個小沙袋，使蜂窩與模具貼緊，然后置于烘箱內加熱至1400C

，保溫2h。清理破損蜂窩及內外蒙皮將破損蜂窩和蒙皮去除，將蒙皮打磨成階梯狀(圖7-5)。用吸塵器吸走殘渣碎屑，用丙酮將表面清洗撩凈。內蒙皮襯殼糊制和安裝在陽模上采用單層玻璃布糊制一襯殼，待固化后脫模并修剪到所需大小。用室溫固化樹脂將此襯殼與雷達罩蜂窩表面粘接，固化后便成為具有所需形狀的剛性支撐體，同時也是內蒙皮的第一層。第七章(4)內蒙皮修理 將第二層玻璃布糊到已粘貼在雷達罩上的“襯殼”上，并與原來該層玻璃布搭接。待第二層凝膠后，糊制第三層玻璃布。室溫固化4h，500C

下后固化2h。蜂窩芯替換 在內蒙皮蜂窩一側表面和損傷區蜂窩側面均勻涂覆JC-1膠粘劑，然后將沿破損邊切好的預成型蜂窩芯放置于內蒙皮上．利用真空施加0.03-0.04MPa壓力，室溫固化4h。外蒙皮修理 在修理好的蜂窩表面糊制外蒙皮第一層玻璃

布，待其凝膠后糊制第二層，待第二層凝膠后，糊制第三層玻璃布。為保證強度和剛度，外蒙皮在原來三層的基礎上增加到四層。500C下整體固化2h。表面涂層修理。表面涂覆環氧底漆、防靜電漆和環氧面漆。第七章A—8B飛機機翼蒙皮的外場螺接修理修理方案A—8B飛機機翼蒙皮采用AS4／3501-6環氧復合材料層合板制造，蒙皮鋪層為(0／450／—450／900)。A—8B飛機機翼蒙皮的損傷出現在翼梁和翼肋交接點附近。考慮到外場修理受到設備、環境和人員技術水平的限制，材料儲存也有困難，采用膠接修理

有困難，因此決定采用螺接修理。修理目標為：在設計極限載荷

下，總體應變能力應達到4000μmm／mm以上。第七章設計許用值在螺接修理后，主要可能出現的三種破壞形式：①沿緊固件孔截面的拉伸破壞；②層合板的擠壓和拉伸混合破壞；③緊固件受剪破壞。針對上述三種破壞形式，確定設計許用值。(1)孔邊應變 為了確定緊固件孔邊設計應變許用值．采用A-8B飛機機翼蒙皮作為試樣，在有四種螺孔直徑分別為6.35mm，25.4mm，63.5mm，101.6mm的情況下，測量了破壞時的總體應變值第七章)拉伸／擠壓相互作用 在拉伸／擠壓相互作用下，大多數試驗

件在距損傷孔最近的一排螺栓處

產生破壞。利用厚度為4.76mm的復合材料層板進行試驗，根據試

樣破壞的總體應變值和擠壓應力，通過計算得到最大螺栓載荷，確

定了拉伸／擠壓相互作用時的設

計應變值第七章(3)緊固件受剪 使用鈦合金補強板，由緊固件傳遞的許用剪切載荷依賴于鈦合金補強板上的埋頭深度(圖7—8)，而直徑為6.35mm的螺栓，單剪破壞載荷為17．57kN，假設剪切載荷全部由螺桿的c部分承受，取c＝1.42mm，那么對于4.06mm厚的鈦合金補強板就可滿足強度要求。第七章修理設計對于12.7mm厚，有101.6mm直徑，發生在粱肋

交點附近的損傷，從圖7-6可知其總體應變值為

2850μmm／mm。修理的目的是恢復蒙皮的總體應

變能力到4000μmm／mm。因此要求鈦合金補強板

承受的載荷與蒙皮損傷面積原來承受的載荷相當。鈦合金補強板的載荷計算按圖7-9所示進行估算。第七章試驗驗證對于損傷直徑為101.6mm，厚度為12.7mm的復合材料蒙皮修理設計作了試驗驗證，結果表明修理后的試樣，在損傷截面拉斷，與位于鈦金補強板一側的螺釘剪斷幾乎同時發生，鈦合金補強板和蒙皮上的緊固件孔處，沒有發現明顯的擠壓伸長變形。損傷孔邊的應變和計算值相一致，試驗極限載荷達設計載荷112％，對應總體破壞應變為4480μmm／mm，試樣的破壞形式為緊固件剪斷，并且蒙皮板沿釘孔截面拉伸斷裂。對于厚度為4.76mm的蒙皮修理后還作了疲勞試驗，在經過4倍壽命試驗后，進行剩余強度試驗，試樣發生拉伸／擠壓混合破壞．破壞時總體應變達5200μmm／mm，滿足設計要求。第七章A320飛機機腹整流壁板修理A320飛機的機腹整流壁板為玻璃布蒙

皮加Nomex蜂窩的夾層結構，其中某一

件壁板的結構示意圖如圖7—10所示。

由于設計問題，導致機腹整流壁板在飛行期間被機油行染，出現嚴重的分層現象，因此根據服務通告(SB)的要求，需按結構修理手冊(SRM)進行修理并改裝。下面以內蒙皮及蜂窩損傷為例，對修理過程做一簡單介紹。第七章將壁板直立，用40-600C的熱水清洗壁板，清洗時應防止熱水及油污進入壁板內表面。洗后用不起毛的布擦干；，然后仍直立狀態放在通風干燥處晾干。通過目視及敲擊檢查，確定損傷區的范圍，并在部件上標記清楚。具體損傷情況如圖7—11所示。(3)首先按標記線從油污嚴重的地方開始切除損傷或污染的內蒙皮，然后再除去受污染的蜂窩。在切除時盡量不損壞未損傷或污染的蒙皮和蜂窩，并保證所有的拐角半徑不小于25mm。第七章(4)除去余下的全部內蒙皮，盡可能不損壞蜂窩，然后消除全部廢物，確保除盡全部油跡和污染。(5)用240目砂紙輕輕打磨保留下的蜂窩表面，除去毛刺。從內向外制備內蒙皮修理區的臺階，臺階示意圖如圖7—12所示。在不同的預浸料層片間做臺階時，要保證下面的鋪層不被損壞。再用320目砂紙打磨修理區表面，并用真空吸塵器清除壁板表面及蜂窩孔格內的碎屑和灰塵，然后用不起毛的布蘸少量丙酮輕輕擦拭膠接表面。第七章6)將壁板直立放置于烘箱中。在800C下至少于燥8h。(7)根據損傷情況準備足夠的修理用材料：①蜂窩芯②預浸料③膠膜④泡沫膠⑤TEDLAR膜第七章將保留下的壁板放入模具，根據模具上的限位器調整好位置并固定。在蜂窩置換區內鋪1層膠膜，將準備好的蜂窩用泡沫膠包住側面周邊，按原來的類型和方向鋪放在蜂窩置換區內。在保留下的內蒙皮上鋪滿1層膠膜，然后按原有鋪層將準備好的預浸料進行層對層的置換鋪貼。最后在壁板全部內表面鋪滿1層TEDLAR膜作為防護層，蜂窩拼接縫上要放壓平板。做真空袋，按圖7-13的固化條件在熱壓罐中固化。

(10)檢查固化記錄并對壁板進行目視及敲擊檢查，以確定固化狀態良好。第七章復合材料蜂窩夾芯地板修理根據不同應用區域，分為3個區域A區：客艙地板B區：集裝箱式貨艙地板C區：散裝式貨艙地板（可能加強一層鋁板）---易損傷第七章散裝式貨艙地板半穿透損傷的級別與修理措施（1）當損傷的最大直徑≤85mm，Ⅰ類損傷①臨時性修理：用鋁膠帶密封損傷區域，盡快進行永久修理②永久性修理 在飛行350小時內，按A方案進行修理Ⅰ類損傷的要求：同一地板上任何一個損傷的最大直徑≤85mm；相鄰兩個損傷的邊緣距離必須大于其中任何一個較大損傷的最大直徑的2倍，否則兩個損傷視為一個損傷；在X,Y方向上損傷邊緣距離地板邊緣距離≥40mm。X為飛機縱軸，Y為飛機橫軸。第七章（2）當85mm≤損傷的最大直徑≤250mm，Ⅱ類損傷①臨時性修理：用鋁膠帶密封損傷區域，盡快進行永久修理②永久性修理 在飛行350小時內，按B方案進行修理Ⅱ類損傷的要求:同一塊地板損傷必須滿足85mm≤損傷的最大直徑≤250mm;相鄰兩個邊緣損傷的距離≥70mm，否則視為一個損傷，在X方向上損傷的邊緣與地板的邊緣之間的距離≥200mm，Y方向上≥40mm第七章（3）當損傷的最大直徑≥250mm，Ⅲ類損傷①臨時性修理：整個地板覆蓋0.8mm厚的鋁板②永久性修理 在飛行150小時內，更換地板Ⅲ類損傷的要求：在X方向上兩個相鄰損傷的邊緣之間的距離≥2×Rrame

Bay;在Y方向上兩個相鄰損傷的邊緣之間的距離≥1×Rrame

Bay；在X方向任何一個損傷的邊緣與地板的邊緣的距離必須≥200mm，在Y方向上≥40mmRrame

Bay：地板下面兩個隔框的距離。第七章在同一地板上，當所有損傷的面積和超過整個地板的10%，必須進行永久修理或更換地板當損傷的邊緣與地板邊緣之間的距離不滿足上述條件時，按C方案進行永久修理第七章三種永久修理方案（1）永久修理A方案此修理方案適用于的半穿透修理，要求損傷≤85mm，不需要更換蜂窩，采用鋁板修理厚1.2mm（2024T3)，蜂窩夾芯（LN29967C5）第七章程序：去除修理區域的漆層，清潔修理區域，烘干重新評估損傷，是否可用A方案修理