飞机复合材料结构修理工具的设计
基于复合材料的飞机结构设计与优化
基于复合材料的飞机结构设计与优化近年来，随着航空技术的不断发展和人们对飞行安全性和燃油经济性的要求不断提高，基于复合材料的飞机结构设计与优化成为了航空工程领域的热门话题。
本文将从复合材料的优势、飞机结构设计与优化的方法等方面展开论述，以期为相关研究提供一些参考和启示。
一、复合材料的优势复合材料由两种或两种以上的不同材料组成，在组合后具有更好的性能和性质。
相较于传统的金属材料，在航空工程领域中广泛应用的复合材料具有以下几个优势：1. 强度高：与金属相比，复合材料的强度更高，能够承受更大的受力。
2. 轻量化：复合材料的密度相对较低，所以用复合材料制造的结构件相对轻巧，可以大幅度减轻整个飞机的重量。
3. 优异的抗腐蚀性能：复合材料不易受到氧化、腐蚀等化学反应的影响，能够更好地保护飞机的结构。
4. 良好的瞬态响应特性：复合材料的瞬态响应特性优于传统金属材料，能够提供更好的飞行控制性能。
综上所述，复合材料在飞机结构设计与优化中具有明显的优势，可以提高飞机的性能和安全性。
二、飞机结构设计与优化的方法1. 结构设计理论在飞机结构设计与优化过程中，需要运用一些基本的结构设计理论。
(1)受力分析：通过受力分析，可以确定结构的受力状态，找到潜在的应力集中点，为后续的结构设计提供依据。
(2)材料力学分析：了解复合材料的性能和力学特性，选取合适的材料。
(3)结构优化：通过数值模拟和计算，对飞机结构进行优化，使得结构更加合理且满足性能要求。
2. 优化方法优化是飞机结构设计与优化的关键环节之一，目的是为了实现最佳设计。
(1)拓扑优化：拓扑优化是一种基于材料分布和结构形态的优化方法，通过调整材料的分布，实现结构受力的优化。
(2)参数化设计：通过定义一些参数，对各种结构进行建模，然后通过改变参数实现结构的优化设计。
(3)多目标优化：多目标优化考虑了各种结构设计要素的多个目标或指标，既追求轻量化，又考虑到结构强度、疲劳寿命等多个方面。
民航飞机复合材料修理
前宫 随着 当今世 界复合 材料 生产技 术的 日渐 成 熟， 复合材 料制 件成本 已从 上世 纪 ９ 年 代初 的 １０ Ｏ ｉ０美元 ／ 克下 降到 ３０美元 ／ 克左 右 ， 然其 材料 成 本 千 ０ 千 虽 依旧 比铝 合金 要贵， 飞机重 量大 幅度减 轻所 带来 的经济 效益远 远超 过 了它 的 但 负面效 应 。复 合材 料结 构在 民用 飞机 上 的用量 愈来 愈 多， 围也 愈来 愈广 ： 范 以 空 中客 车 Ａ ８ ３ ０为例 ， 复合材 料用 量 占结 构重 量 的 ２ ％ ８ 、波音 Ｂ ８ ７ ７占 ５ ％ 目 １。 前， 空客重 新 启动 Ａ ５Ｘ Ｂ 目， 了同 Ｂ ８ 进 行竞 争， ３０ Ｗ 项 为 ７７ 复合 材 料 的用量 已达 到了 ５ ％ 由于在 机 身上使 用 了复合 材料 ， 身段 数 目减少 为 ３ 生 产将 采用 ２， 机 个， 自动 铺 放 技 术 。 现代 复合 材料 与 传统 金属 材料 相 比， 有 高 的 比强度 和 比模 量 、随着 编 具 织和 铺层 工艺 的 改变复 合材 料具 有 商的设 计性 能 、同 时复合 材料 还具 有 高 的 抗疲 劳 性能 、抗 震性 能和 破 损安 全性 等优 点 。然 而 ， 空器 复合 材 料结 构在 航 使用 的过 程 中， 由于 受 交变载 荷 、外 来物 撞击 、雷击及 环 境条 件 等 因素 的 作 用和 影 响， 会产 生各 种 形式 、不 同程 度 的损 伤 。为 了恢 复复 合材料 构件 的 功 能达 到航 空器 营运 最低 要求 ， 应及 时对 它实 施修 理 ： 而相 应 的维护 修理 技术 极 待 在专 业 维 修 人 员 中普 及 和 提 高 。
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飞机复合材料的修理方法—复合材料结构修理准则及修理流程
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修理基本原则
1)满足结构强度稳定，即恢复结构的承裁能力，压剪裁荷下不失稳 2)满足结构刚度要求，包括挠度变形、气弹特性和裁荷分布等 3)满足耐久性要求，包括疲劳、腐蚀、环境影响等诸方面向题 4)要恢复使用功能，如燃油系统密封、雷击防护、隐身功能等 5)修理增重要小，并注意操纵面等动部件的质量平衡要求 6)满足气动光滑性要求，变形变化要小，保证原结构的光滑完整 7)修理时间要少 8)修理成本要低
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复合材料结构修理流程
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复合材料结构修理流程
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永久性修理用材准则
பைடு நூலகம் 结构上原来用什么材料，原则上只能用该材料进行修理 芳纶复合材料结构可用E玻璃纤维复合材料进行修理,其补片铺层
的层数应比原结构铺层多一倍 修理材料必须与固化温度相适应 可选择与原结构用增强材料和树脂基体属同一类型，性能和工艺
在同一水平的材料修理，修理前须得到部件原设计部门的批准。 碳纤维复合材料修理，紧固件选用
飞机复合材料的修理方法—复合材料结构修理方法
适用范围
在复合材料结构修理中，机械连接修理适用于被修理件较厚 且对气动外形要求不高的结构件以及外场快速修理。
根据连接紧固件的种类，机械连接修理可细分为螺接修理 和铆接修理。
修理主要考虑因素
01 补片的材料种类及厚度； 02 紧固件种类、数量； 03 紧固件排列方式； 04 正确的制孔工艺； 05 制孔对原结构强度造成的影响； 06 紧固件的装配与密封。
补片材料
• 补片材料可以是金属板或者复合材料预固化层合板。金属 板材料一般为钛合金板、不锈钢板或者铝合金板。
• 当铝合金板与碳纤维复合材料连接在一起时，需采取电偶 腐蚀防护措施。通常采用在铝合金板与碳纤维结构之间铺 一层玻璃纤维布或涂一层密封胶使它们隔开。
气动外形要求
对于飞机气动敏感区域的外部加强修理，一般需要采用埋头紧固件。 此时补片必须有足够的厚度，以便安装埋头紧固件。
时，修理材料要与固化温度要匹配
修理方法决定因素
复合材料结构修理是否采用热修理以及采用哪种温度，除了取决于损 伤结构原来采用何种固化温度制造外，还要考虑到损伤的程度、结构 种类以及修理方法。如果损伤范围较小或者临时性修理，可采用低于 原固化温度的固化温度修理。
某机型副翼层合 板修理方案
修理工作流程
➢ 封装是抽真空、加热固化前的必要工序。
冷修理
在室温下固化的修理又称为冷修理。冷修理一般应用于 受载不大或者次要复合材料构件修理。为了缩短树脂的 固化时间，有的时候冷修理也采用加热固化，但通常加 热温度不超过150oF。
冷修理一般不用在高应力区和主要结构件的修理上。
热修理
需要在一定温度下加热固化的修理又称为热修理 加热温度：200oF～230oF、250oF和350oF 200～230oF温度适用于采用湿铺层料的修理 250oF和350oF两种温度适用于采用预浸料的修理 复合材料主要结构一般采用热修理。采用热修理
第七章 飞机复合材料修理案例
⑦将准备好的压力块放到修理铺层上的修理凹陷中。 ⑧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。 ⑨在支撑板外部下蒙皮上制作一个真空袋。 ⑩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2—4h。
设计许用值
在螺接修理后，主要可能出现的三种 破坏形式：①沿紧固件孔截面的拉伸破 坏；②层合板的挤压和拉伸混合破坏； ③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A-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
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。
④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。
⑤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。
⑥用砂纸将切口边缘打磨光滑
(2)修理铺层及修理表面的准备 ①按修理区域同样的尺寸准备一个木块或金属块，以在修理固化时
④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。
⑤安装真空袋，施加全真空压力。保持2-4h。 ⑥表面喷防护漆。
TU—154机头雷达罩修理
对于雷达罩的修理，应考虑三方面的要求。
✓气动外形的要求 ✓结构强度的要求 ✓电性能的要求
修理材料 ①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)。 ②JC-1室温固化环氧体系。其特点是固
用复合材料技术修理金属飞机结构
用复合材料技术修理金属飞机结构个典型的修理实例1．在B747上的修理验证该项工作由澳大利亚航空研究所与波音飞机公司和澳大利亚快达航空公司合作进行，目的在于验证该项技术的置信度和可靠性。
1990年l0月在B747上选用了几个有代表性的部位用硼／环氧复合材料进行了修理，修理在外场进行，在真实飞行条件下考核并定期检查。
胶粘剂选了两种；高温固化胶和环氧一腈结构胶膜。
120℃固化1小时或80℃固化2小时；低温固化采用双组分丙烯酸类结构胶，室温固化2小时可达极限强度的9o 。
复合材料补片有已固化的和半固化的(B阶段)．还有于现场设计制造，在真空袋中预固化的。
现场用加热毯加热，用真空袋加压进行胶接。
到1992年8月共飞行了6843小时，无损检测未见任何损伤以及分层脱粘等缺陷．效果十分良好。
2．B-1轰炸机群的修理1991年1月，美国发现其B-1轰炸机群中有37架飞机的前机身大粱区域有裂纹，曾用螺接铝板、裂纹端钻止裂孔的办法进行修理，但钻孔和螺接恶化了该区域的受力情况，7月即发现有17架飞机裂纹继续扩展，效果不佳。
以后采用复合材料补片进行胶接修理，补片在83-96kPa、12O℃下固化了9O分钟，修理效果良好，应力集中降低了15～20%，提高了疲劳寿命。
机群的其他破坏和损伤等均将采用此法进行修理。
3．B767机身龙骨大梁的腐蚀修理B767机身龙骨粱使用4年后发生严重腐蚀，在长达近1米的距离上，钉孔周围严重腐蚀，7075一T6材料腐蚀掉1／3，使连接钉易脱落，已超过了渡音的修理规范。
采用常规修理要换龙骨粱，耗时费力。
用本方法修理仅需两人花8小时即可完成，用复合材料代替了原破坏片的金属承载，恢复了原设计，修复后经两年多的飞行．检查完好无损。
修理方法的技术要点“贴补”修理方法的技术要点和技术关键大致有如下几点：1．修理选材修理时材料体系的选用是首当其冲的问题，其中主要的是纤维体系、树脂体系和胶粘剂的选择。
迄今为止国外多采用硼纤维环氧体系复合材料，其优点是强度高、刚性好；热膨胀系数相对高，与金属部件的热匹配性能好，可以降低固化后的残余热应力；导电性低．便于使常规的涡流无检测技术与金属接触电化学腐蚀性能较碳纤维复合材料为好。
用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实_陈绍杰
图1右平尾上蒙皮腐蚀损失情况用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实Re p air Practice of Usin g Com p osite Technolo gy for Aircraft Metal Structures¿陈绍杰/沈阳飞机研究所用复合材料技术修理金属飞机结构是一项比较新的机体结构修理技术,90年代已为世界各国普遍采用。
该方法实质上是由复合材料结构胶接修理方法发展而来的,此时贴补的胶接补片不是贴在复合材料结构上而是贴在金属结构上。
该方法特别适用于金属飞机结构的裂纹的腐蚀等多发性常见损伤,是目前世界上公认的一种优质、高效、低成本的修理方法。
原5航空制造工程6杂志已对该项技术作过相应的报道。
任务来源用复合材料技术修理金属飞机结构,虽然在国际上已是一项成熟的新技术,但在我国国内基本上还是一个空白。
有鉴于此,以沈阳飞机制造公司(沈飞)为主,有沈阳飞机研究所参加与希腊的H AI(H ellenic Aeros p ace Industr y )合作成立了/沈阳)Hellenic 飞机修理公司0,拟从希腊引进该项技术,推广应用于国内的军、民机修理业务。
HAI 是希腊一家国家控股的国有大型飞机和发动机修理公司,始建于1975年,在欧洲同业者中占有较重要的技术地位。
沈阳)H ellenic 飞机修理公司于1999年7月7日~9日在沈飞公司进行了第一次采用该技术进行飞机修理,因为这是首次将该技术用于国内飞机的修理实践,故某种程度上带有演示验证的性质。
修理材料、修理设备均由希方提供,操作亦由希方为主进行。
修理方案和设计及则由双方合作进行。
为此希方派来3名技术和操作人员完成了具体的修理工作。
待修结构及损伤情况待修飞机结构是某型飞机的两个水平尾翼。
该机是一架返厂大修的飞机。
因该机长期在沿海使用,由环境条件造成多处腐蚀损伤。
此次修理的具体对象为该机左右平尾翼尖接近配重处的腐蚀损伤,计有左尾下蒙皮、右平尾上、下蒙皮共3处,具体腐蚀性能详见表1。
飞机复合材料结构设计
7．5 复合材料结构设计一、复合材料结构设计一般原则本节主要介绍层压结构和由层压面板构成的夹层结构的设计原则．复合材料结构设计的一般原则从总的方面说与金属结构相似，但其具体内容则有所同，有所不同。
相同之处，如传力路线最短等受力构件布置的一些基本原则，又如细节设计中要避免受载偏心，尽量避免开口，开口时注意其形状等一些内容，但由于复合材料与金属材料性质、性能上的不同，在设计原则的具体内容上必然有很多不同之处。
以下我们主要就不同的方面作简要介绍。
1．提高结构效率针对复合材料的特点，除上述与金属相同的原则外，还应从以下几方面着手：(1)铺层设计中要扬长避短，充分利用复合材料沿纤维方向的优良性能，避免使用其弱的横向性能和剪切性能。
(2)与单纯的层合板不同，对于层压结构耍注意选择合理的结构形式和层板构形，对某些敏感区的局部铺层设计：如在连接区、局部冲击区、集中力作用点、开口附近等处的铺层一般应进行局部调整，在结构尺寸和结构外形突变区注意铺层过渡问题。
要注意复合材料层压性带来的某些区域易产生分层，从而可能引发的结构承载能力下降或失效的问题，尽可能采取相应措施(详见本节的三)。
(3)提高结构整体性。
复合材料比金属更易制造出形状复杂的构件，并具有可采用共固化工艺制造大型整体件的优点。
设计中在不增加工装复杂程度的情况下应尽量减少零件数量，设计成整体件，如大块机翼整体壁板。
这样可不用紧固件或减少紧固件的数量，减轻结构重量，提高结构效率，并可减少钻孔、装配的工作量和由孔引起的应力集中以及制造成本。
2．要保证结构中各元件之间的载荷传递复合材料构件与金属构件不同，除具有一定的形状外，还可以具有不同的层板构形。
要使各构件之间(如蒙皮和桁条、冀肋、翼粱之间)和各构件的各个部分之间(如梁的绿条和腹板之间)的承载路径尽量连续。
连接的形式与方法应与需传递的载荷性质(拉压、剪切)和方向相适应，尽量避免偏心和切口效应。
同一构件须拼接时，其纤维取向也应连续。
探析民用航空飞机维修中复合材料结构装配连接技术
探析民用航空飞机维修中复合材料结构装配连接技术摘要：进行民用航空飞机维修中，应该做好结构构件的连接，加强对复合材料结构构件连接技术的研究，针对我国目前在连接技术方向存在的缺陷，借鉴国外相关成功经验和技术，加强对新的复合材料结构连接技术的研究，不断提升我国连接技术的智能化和自动化水平，同时加强高质量和高性能的先进复合材料连接件的研究，生产出新型高端的结构构件。
关键词：民用航空飞机；复合材料；结构装配；连接技术前言：先进复合材料以比重小、强度高、疲劳性能好等优点在飞机中得到应用，大型客机大量采用先进复合材料结构已经成为航空领域发展的重要态势。
随着先进复合材料在新机结构上应用比例的大幅度提高，更多的复材装配协调与应力控制的问题因此产生，复材构件装配协调与应力控制技术已成为我国飞机制造的关键技术之一。
1、复合材料在航空器上的应用民航飞机结构体常常把轻量化放在第一位，特别是从20世纪60年代后期开始开发了碳纤维后，其优异的比强度、比刚性对机体的轻量化带来了可能。
70 年代，为了追求极限的运动性能，首先在要求迫切的战斗机上采用复合材料，而在民用飞机上，70年代发生的石油危机成了采用复合材料的重大契机。
目前在飞机结构上成功应用的复合材料结构形式主要有:(1) 大型整体成形的翼面壁板。
如按气动弹性剪裁、刚度、强度、重量综合优化设计的B-2机翼和X- 29、S-37前掠翼等翼面壁板。
(2) 带纵墙的整体下翼面。
如EF-2000、F-2的整体下翼面结构件。
(3) 正弦波腹板梁,如F-22机翼、尾翼。
V-22尾梁等均采用了预成形件/RTM成型的正弦波腹板梁。
(4) 翼身融合体复杂(双曲率)曲面上蒙皮壁板。
如B-2、JSF(X-32、X-35)和无人战斗机(X-45)等翼身融合体上蒙皮壁板。
(5) 蛇形曲面的S进气道,。
如JSF(X-32和X-35)S进气道均为采用纤维自动铺放技术制造的整体结构,使制造和装配大为简化、工时成本降低, 紧固件数目大幅度减少,从而改善了进气道气动和隐身性能, 将隐身/结构融为一体。
飞机机翼结构的复合材料优化设计
飞机机翼结构的复合材料优化设计随着科技的不断进步，飞机的设计和制造也在不断演进。
其中，飞机机翼结构作为飞行过程中最重要的部分之一，其设计及制造工艺也在持续改进。
复合材料是一种非常适合用于飞机机翼结构的材料，它具有轻质、高强度和良好的耐久性等优点。
在本文中，将探讨飞机机翼结构的复合材料优化设计。
首先要了解的是，飞机机翼结构的优化设计需要考虑多个方面。
其中最主要的因素是飞行载荷、航行速度和机翼形状。
飞行载荷通常由飞机的重量和飞行动力引起，而航行速度和机翼形状则直接影响到机翼受力和飞行性能。
复合材料的选择非常关键。
传统的金属结构有一定的局限性，如重量较重、容易疲劳等。
而复合材料则克服了这些问题，它由多种材料的有机组合形成，如碳纤维、玻璃纤维和纺织物等。
这些材料具有高强度、低密度的特点，能够满足飞机机翼结构对轻量化和高强度的要求。
同时，复合材料的耐久性和抗腐蚀性也较金属材料优越。
在进行复合材料的优化设计时，首先需要确定机翼的结构类型。
常见的机翼结构有蜂窝结构、热固性胶合结构和复合材料龙骨结构等。
每种结构类型都有其独特的优点和应用范围。
例如，蜂窝结构具有较高的拉伸强度和压缩强度，适用于大型飞机的机翼设计；而热固性胶合结构则具有更好的抗腐蚀性能，适用于海洋环境中的飞机。
一旦确定了机翼的结构类型，接下来就是进行材料层压的优化设计。
层压是指将不同材料的薄片按一定的叠放方式进行复合而成。
在层压设计中，需要考虑材料的类型、厚度和叠放顺序等因素。
不同的层压方式会直接影响到机翼的强度、稳定性和振动特性。
在层压设计中，常用的方法是使用有限元分析软件进行模拟计算。
有限元分析是一种基于数值方法的力学分析技术，可以模拟真实环境下的机翼受力和变形情况。
通过有限元分析，可以对机翼的层压结构进行优化，以满足飞行载荷和航行速度的要求。
同时，还可以通过对不同材料进行试验测试，更准确地确定材料的力学性能和疲劳寿命，以确保机翼的安全性和可靠性。
飞机装配工装复合材料结构设计技术-结构设计论文-设计论文
飞机装配工装复合材料结构设计技术-结构设计论文-设计论文——文章均为WORD文档，下载后可直接编辑使用亦可打印——关键词：装配工装；复合材料；材料性能近年来，随着飞机产品制造精度和装配质量要求的不断提升，飞机制造企业需要实现更高精度的产品装配，装配工装是飞机装配的基础，提高装配工装定位精度是实现产品高精度装配的重要保障。
1装配工装材料研究传统的装配工装主要由Q235钢材、2A12铝材、6061铝材等金属材料制作，金属材料具有加工性好，拉伸模量较高的优点，所制造的固定工装在恒定温度下具有稳定的尺寸精度。
随着飞机产品大量应用复合材料，零件的外形精度和尺寸精度要求也不断提高，传统工装所使用的金属材料和产品使用的复合材料存在的热膨胀线性系数差异，使得工装结构在不同温度下与产品结构产生变形量差异，影响产品的定位精度。
同时，随着飞机装配技术的不断发展，新的生产线装配方案要求装配工装在生产过程中需要转站移动，传统工装框架所采用的Q235钢材密度大，工装总重量大，移动难度大，且移动过程安全性差。
为了解决上诉问题，研究使用复合材料作为装配工装主体材料具有现实意义。
目前，鲜见全复合材料装配工装的应用，但有资料显示，国外机床设备厂家已经较普遍的采用复合材料大跨度横梁结构解决金属材料横梁缺点。
丹麦DENCAM公司制造风机叶片模具加工用大跨度设备横梁（见图1）采用复合材料圆管搭建成的桁架结构，该结构能够有效降低横梁总重量，允许选用更小功率的电机实现横梁的运动，同时，降低横梁运动惯性。
复合材料碳纤维圆管作为复合材料设备横梁主要基础材料，主要原因是机器加工的碳纤维圆管具有更低的树脂含量，力学性能优异，成型过程非人工铺贴，质量更稳定，成本相对更低。
但是，由碳纤维圆管组成的横梁结构截面尺寸大，通常高度和宽度达到长度的1/4，而飞机装配工装的结构较多地考虑产品和操作人员操作空间，以碳纤维圆管构成的桁架结构做框架，通常难以满足较小的空间尺寸要求，并且单纯的碳纤维圆管桁架结构对可设计性限制较大，定位器与其连接结构复杂。
先进复合材料在飞机主承力件修理中的应用
先进复合材料在飞机主承力件修理中的应用：1 待修结构及损伤情况飞机机翼前梁是机翼前部的主要受力件，由LC4铝合金的模压件制成，剖面呈“工”字形，沿展向分为两段，根部第1段是4m长的整体大梁，同时兼作前整体油箱隔板。
LC4材料耐腐蚀性能差，飞机经长期使用后机翼前梁（尤其是前梁第1段）腐蚀严重，此次修理的两架飞机机翼前梁共发现81处腐蚀，腐蚀的原始状态见图1。
分布位置为前梁腹板74处，前梁交点3处，机翼1肋4处。
腐蚀按深度划分，深度不超过1.0mm的有17处，深度大于1.0mm而不超过2.0mm的有31处，深度大于2.0mm而不超过3.0mm的有27处，深度大于3.0mm的有6处，其中穿透性腐蚀4处。
由于机翼前梁结构工艺性的限制，在修理中既不能更换新件，也不能用常规机械方法用螺接或铆接形式去加强。
采用先进复合材料补片贴补技术对机翼前梁进行修理，能有效克服机翼前梁结构工艺性的限制，修复铆（螺）接无法实施的部位。
此方法易于掌握，成形性好，所用的时间短，成本低，经济性好。
2 修理实践2.1 材料选择硼纤维是目前国外飞机金属结构修理中普遍采用的理想材料，但在国内仅处于实验室研究阶段。
虽然碳纤维在强度上不如硼纤维，但在国内已批量生产，并在国内许多领域中得到广泛的应用。
因此，此次修理采用中温固化环氧碳纤维单向预浸料3234/T300，其拉伸强度为1300MPa，拉伸模量110GPa，压缩强度890MPa，密度为1.72g/cm3 ，每层厚度0.125mm。
胶膜采用SY-24C，其剪切强度为33MPa。
2.2 设备选型设备选用美国HEATCON公司的双区热补仪HCS9200B，HCS9200B，它们是由电脑监测和控制的，使用多个传感器输入、各种图表状态显示屏幕以及完整的程序记录打印系统来实现复合材料的修理。
在固化对温度非常敏感的复合材料时，双区均能有效控制固化所需要的电热、真空度和时间。
设备体积小、便于携带，可以在车间里或外场修理时使用，是当前国际上标准的复合材料热胶接修理设备。
飞机复合材料的修理方法—复合材料铺层修理的主要工序
3
（4）切割
（4）切割
3
（4）切割
镂铣切割清除损伤
3
（4）切割
清除损伤结构中的水分
3
1.清除损伤结构中的水分
加热方式
电热毯 红外加热灯 烘箱
3
采用电热毯加热去除水分
真空压力：至少22in-Hg
温度：150-170 oF，升温速率<5oF/min
3
采用加热灯加热去除水分
手工铺层
手工铺层
制作湿铺层
裁剪分离膜
浸渍纤维织布
刮胶制作湿铺层
裁剪湿铺层
07 铺放加热毯。它的尺寸要超出修理区边缘最少2 in。
08 在加热毯中央放置一个热电偶。 铺放若干层玻璃纤维表面透气布，用以隔离加热毯和真空袋以防止
09 高温损坏真空袋。透气布的大小必须超出分离膜、加热毯和均压板， 并且与加热毯下面的透气布边缘相接触。
10 围绕修理区，在超过修理区域边缘6.0 in位置贴上真空袋封口胶。 封口胶的一面和修理结构粘接在一起，另一面和真空袋粘接。
完成固化后， 要在保持真空压力下以不超过5F／min的降温率 下降到125F或更低，然后解除真空压力并清除封装材料。350F 固化过程如图所示
350F固化过程
清除损伤
2
清除损伤
（1）清洁修理表面 （2）根据损伤范围大小和形状，画出待去除损伤的划线 （3）贴标示带 （4）切割：手工打磨，动力打磨，刀片，镂洗切割 （5）检查切口区域，确保所有损伤被去除
加热工具
加热工具可以用红外加热灯或加热毯等。具体操作参考ＳＲＭ手册。
如果用红外加热灯加温，每分钟最高温升率为７F。温度监测可以通过 在补片边缘放多个热电偶，以升温最慢的热电偶读数作为固化温度值。
飞机复合材料蜂窝板修理—蜂窝夹芯结构件的修理标准工艺
8.1
蜂窝夹芯结构件 的修理标准工艺
8.3
8.2
蜂窝夹芯结构件 的修理实例
8.4
蜂窝夹芯结构件 损伤类型与修理准则
蜂窝夹芯结构件 的常见修理方法
8.2 蜂窝夹芯结构件的修理标准工艺 1、 蜂窝夹芯结构件的修理材料
波音机型： 查阅SRM手册 51-30-06 空客机型：查阅SRM手册 51-77-11
2
波音客机常见修理材料
2
波音客机常见修理材料
2
250F 热修理固化程序
固化过程的分区
8）检查和修整
280#砂纸打磨，400#砂纸抛光，11-003清洁剂清洗
9）铺层修理
I. 预浸料+胶膜铺层 II. 湿铺层
10）检查和修整
分层脱胶检测范围：大于修理区域以外2in
11）恢复表面保护层
复合材料各保护层顺序
蜂窝夹芯结构件的修理材料
>>>>>>>>>>>>>> 主要内容 >>>>>>>>>>>>>>>>>>>>>>>>
制作蜂窝芯塞
冷修理中叠加制作蜂窝芯塞
制作蜂窝芯塞
对合镶接热修理，制作的蜂窝芯塞与孔洞尺寸小0.05in 修理蜂窝芯塞高度比原蜂窝芯塞1mm
热修理蜂窝
清洁蜂窝芯塞
① 制作的蜂窝芯塞清洁后才能安装
② 把蜂窝芯塞放入丙酮、MIBK（ (甲基异丁丙酮））或 MEK （甲基乙基酮）中浸泡60S（最多浸泡4次）
飞机复合材料修理技术研究
飞机复合材料修理技术研究复合材料在飞机领域的应用范围越来越广泛，在制造和使用过程中出现了各种结构缺陷和损伤，因此对复合材料的修理和维护成为重要的研究领域。
对飞机复合材料的合理维修可以有效降低成本，提高飞机的安全系数。
主要对复合材料在飞机领域的应用进行了介绍，总结了常见的复合材料维修方法。
标签：复合材料;维修;应用一、复合材料的结构构成该机型所使用的复合材料是由玻璃纤维或由环氧树脂基体（树脂）制成的碳布组成的。
环氧树脂基体可以保护纤维，并转移分布在纤维上的载荷。
环氧树脂是一种热固性材料，一旦其形状成型，将不再改变。
纤维具有抗拉强度高的特点，但其抗压和弯曲强度较低;环氧树脂基体具有较高的抗压强度和剪切强度。
其中，固体压板（层压板）结构是由一个或多个纤维布和环氧树脂基体铺层组成的;二级胶接是用胶粘剂将预固化的复合材料零件固定的结构连接;夹层结构是由两个包围着闭孔泡沫芯的层压板组成的。
二、飞机复合材料的维修技术2.1飞机复合材料的维修准则在飞机复合材料的维修中，需要满足以下几点要求：1）满足飞机的载荷和强度要求;2）满足结构的刚性要求;3）满足耐久性要求;4）满足气动光滑性要求;5）修理后增重效应小;6）修理的时间短、成本低。
2.2飞机复合材料修理方法在飞机复合材料的修理方法中，主要包括了贴补法、挖补法、注胶法、机械连接法等方法。
按照连接形式划分，可以分为机械连接修理和胶接修理两种。
（一）胶接修理胶接修理是飞机复合材料最为常见的修理方法，在飞机复合材料中主要采用的结构形式是层合板和复合材料蜂窝夹芯结构。
在复合材料蜂窝夹芯结构的修理中主要是层合板和芯材的修理两个方面。
在复合材料修理的分类中，可以根据补片与原结构的位置分为贴补修理和挖补修理。
（1）贴补修理在贴补修理中主要是在损伤结构的外表面胶黏固定补片的修理方式，通过贴补修理可以恢复损伤构件的结构强度和刚度。
首先将损伤区域的结构清除，打磨成圆孔，也可以根据实际需求打磨成任意形状。
飞机复合材料维修性设计的主要流程
飞机复合材料维修性设计的主要流程下载提示：该文档是本店铺精心编制而成的，希望大家下载后，能够帮助大家解决实际问题。
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飞机复合材料结构修理技术
飞机复合材料结构修理技术1 复合材料在飞机上的应用复合材料是由两种或两种以上的不同材料、不同形状、不同性质的物质复合形成的新型材料。
一般由基体材料和增强材料所组成。
复合材料可经设计，即通过对原材料的选择、各组分分布设计和工艺条件的保证等，使原组分材料优点互补，因而呈现了出色的综合性能。
随着玻璃纤维、凯夫拉、碳纤维等复合材料的发展，并且早期复合材料结构的使用预示着复合材料运用的辉煌。
在飞机上翼尖小翼、雷达罩和尾锥上少量玻璃纤维增强塑料的使用标志着飞机设计上复合材料的重新应用。
从那时起复合材料在这些部件上的成功应用导致在每一种新机型上复合材料应用的增加。
波音747使用了超过10000平方英尺表面的复合材料结构。
在过去几年当中先进复合材料技术运用到诸如大翼面板、地板梁等主要结构上[2]。
显而易见对基本复合材料结构和复合材料结构修理技术的理解对航空企业特别是航空维修企业是多么重要。
2 复合材料结构修理技术飞机复合材料的修理目的是最大限度的恢复飞机结构的完整性和安全性，主要修理的效果如何与多种因素有关，如修理后的强度、耐久性、气动平滑度、重量、工作温度、环境因素等[3]，强度主要考虑恢复结构的刚度、静强度和疲劳强度，因此，为了避免修理中出现意外的错误，必须严格按照一定的操作规程进行，一般的修理程序为：找出损伤区域→评估损伤的程度→损伤应力的评估→修理方案设计→修理结构的准备→补丁的制造→补丁的安装→修理后的无损检测。
当今复合材料修理的主要工艺有以下几种：2.1 复合材料的连接和打孔飞机复合材料不同于其他金属或合金材料，由于自身的特点，在修理时容易出现下列问题[4]：复合材料件装配前的钻孔困难，容易磨损钻具，钻孔附近易出现分层现象；复合材料与金属件连接时，由于电位差较大，容易腐蚀金属件；复合材料装配时易造成损伤等，基于这种种原因，必须对打孔和连接工艺做特殊的处理，才能保证复合材料件的安装和修理后的使用安全。
直升机复合材料应急修理工具的研制(代永朝)
第二十四届（2008）全国直升机年会论文直升机复合材料应急修理工具的研制代永朝郑立胜董玉祥（空军第一航空学院，河南信阳464000）摘要：依照直升机复合材料外场和野外条件下应急修理的需要，采纳工具钢镀金刚砂工艺设计和气动旋转磨削加工技术，研制了系列复合材料专用快速修理工具，专门好地知足了直升机复合材料结构应急修理的需要。
关键词：复合材料，应急修理，工具1.前言直升机灵活机动的特点使其成为抢险救灾和野战突击的重要工具。
因此野外条件下的直升机结构损伤应急抢修，对其持续飞行能力以及战斗能力的维持十分关键。
目前，复合材料已成为先进直升机结构的要紧用材，复合材料结构的应急修理已是直升机应急修理的要紧组成部份。
为此，本文针对直升机复合材料结构形式和机械加工特点，依照其修理方式要求，研制设计了便携快捷的直升机复合材料应急修理工具。
2.直升机复合材料的大体修理方式及其工具配置直升机复合材料结构损伤的应急修理要紧有胶接修理和机械连接贴补修理两种大体方式[1-3]。
其中胶接修理可分为贴补和挖补两种大体的修理工艺：贴补修理是指在损伤结构的外部，通过粘接或粘接共固化来固定一外部补片以恢复结构的强度、刚度及利用性能的一种修理方式（见图1）；挖补修理是指采纳铣切等方式将损伤结构挖除，并形成斜接式或阶梯式的粘接面，然后采纳预浸料或其他填充物填充挖补区，最后经固化取得平整修理表面的一种修理方式（见图2）。
而机械连接贴补修理那么是采纳钛合金薄板或复合材料预固化片作为补片，通过钛合金抽钉或螺钉机械连接到损伤区域进行增强的一种修理方式。
图1 复合材料胶接修理图2复合材料机械连接贴补修理依据上述修理方式工艺要求，复合材料修理需要两类工具。
一类是能够为复合材料胶接修理中胶粘剂和密封胶固化提供热源和压力的设备，依照便携化、小型化和智能化的外场应急修理要求，胶接热补仪是一种专门好的选择，它的要紧功能包括控温加热、提供辅助真空、除尘干燥和工艺进程记录监控等，HEATCON、WichTech Industries、Airtech、GMI、富士等国际知名企业及研究单位和国内的空军第一研究所都接踵开发出了此类产品。
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（ １ ． Ｔｈ ｅ Ｆ ｉ ｒ ｓ ｔ Ａ ｅ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ Ｉ ｎ ｓ ｉ ｔ ｔ ｕ ｔ ｅ ｏ ｆ Ａ ｉ ｒ Ｆ ｏ ｒ ｃ ｅ ， Ｘｉ ｎ ｙ ａ ｎ ｇ Ｈｅ ｎ ａ ｎ ４ ６ ４ ０ ０ ０ ， Ｃｈ ｉ ｎ ａ ；
Ｋｅ ｙ ｗｏｒ ｄｓ ：ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ；ｃ ｏｍｐｏ ｓ ｉ ｔ ｅ ｍａ ｔ ｅ ｒ ｉ ｌ； ｒ ａ ｅ ｐａ ｉ ｒ ｔ ｏｏ ｌ
０ 引言
复合 材料 由于 具有 重 量轻 、强 度 高 、刚度 好 和不 易 腐 蚀 等优 点 ，已成 为现 代 飞机 的 主要 结构 用材 。随着 复
合 材 料及 其成 形工 艺技 术 的发 展 ，复合 材 料也 开始 应 用
于制造 飞机 的主要结 构件 且用 量越来 越 多＿ １ Ｊ 。为 此 ，飞 机 复合 材料 结构 的损 伤修 理 已成 为现 代 飞机 维修 的 重要 组
成 部 分 ， 迫 切 需 要 满 足 飞 机 复 合 材 料 结 构 损 伤 修 理 技 术
，
ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｔ ｏ ｏｌ ｓ ａ ｎｄ ｐ ｎ ｅ ｕ ｍａ ｔ ｉ ｃ ｒ ｅ ｐａ ｉ ｒ ｂ ｙ ｔ ｅ ｓ ｔ ｉ ｎ ｇ．
ｎ ｄ—ｃ ｕ ｔ ｔ ｉ ｎｇ ， ａ ｓ ｅ ｉｅ ｒ ｓ ｒ ａ ｐ ｉ ｄ ｒ ｅ ｐａ ｉ ｒ ｔ ｏｏ ｌ ｓ ｗｅ ｒ ｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎｅ ｄ． Ｔｈ ｅ ｓ ｅ ｔ ｏ ｏ ｌ ｓ ａ ｒ ｅ ｖ ｅ ｒ ｙ ｉｔ ｆ ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ ｃ ｏ ｍｐ ｏｓ ｉ ｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｄ ａ ｍａ ｇ ｅ ｄ
２ ． ９ ４ ４ ５ ２ Ｔ ｒ ｏ ｏ ｐ ｓ ，Ｘｉ ｎ ｘ ｉ ａ ｎ ｇ Ｈｅ ｎ ａ ｎ ４ ５ ３ ０ ０ ３ ， Ｃｈ ｉ ｎ ａ ）
Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ａｃ ｃ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｄ ｅ ｍａ ｎｄ ｓ ｏ ｆ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ｃ ｏｍｐｏ ｓ ｉ ｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｄ ａ ｍａ ｇ ｅ ｄ ｒ ｅ ｐ ａ ｉ ｒ ｕｓ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈｅ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ｏ ｆ ｃ ａ ｒ ｂｏ ｒ ｕ ｎｄ ｕ ｍ ｐ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｈ ａ ｒ ｄ
贴 补修 理 是指 将 预 固化 补 片粘 接在 损 伤部 位 的外 侧 以恢
复结 构 的强 度 、刚度 及 使 用性 能 ， 见图 １ （ ａ ） ；挖 补 修 理 是指 采用 铣切 等方 式将 损 伤结 构挖 除 ，并 形成 斜 接式 或
文章 编 号 ： １ ０ ０ ２ — ６ ６ ７ ３（ ２ ０ １ ４ ）０ ２ — ０ １ ０ — ０ ２
飞机 复合材料结构修理 工具 的设计
代 永 朝 ， 陈 宜参
（ １ ． 空军 第 一 航 空 学 院 ，河 南 信 阳 ４ ６ ４ ０ ０ ０ ；２ ． ９ ４ ４ ５ ２部 队 ，河 南 新 乡 ４ ５ ３ ０ ０ ３ ）
摘
要 ：根 据 飞 机 复 合 材 料 损 伤 修 理 的 需 要 ， 采 用 镀 金 刚 砂 工 艺 和 气 动 旋 转 磨 削 加 工 技 术 ， 设 计 开 发 了复 合 材 料 修 理 工 具 ， 经 试 验 证 明 ，该 工 具 能 很 好 地 满 足 了 飞 机 复 合 材 料 结 构 损 伤 修 理 的 需 要 。
阶梯 式 的粘 接 面 ，然 后采 用 预 浸料 或其 他 填充 物 填充 挖 补 区 ，最 后 经 固化 得 到 平 整修 理 表 面 的 一种 修 理 方 法 ． 见图 １ （ ｂ ） 。而机械 连接修 理则是 采用金 属薄 板作为 补片 ． 通过 钛合 金抽 钉 将补 片 连接 到 损伤 区域 进 行加 强 的一 种 修理 方法 ，见 图 １ （ ｅ ） 。 依据 上 述修 理 方法 工艺 要 求 ．复合 材 料修 理 除 了加
要 求 的修 理工 具 。本文 针对 飞 机复 合材 料 结构 形 式和 机 械 加 工特 点 ，根据 其修 理方 法 要求 ，研 制 出 了便携 快 捷
的 飞 机 复 合 材 料 修 理 工 具
巨
。
三三蚕三重量耋 三 Ｌ ｜
（ ａ ） 贴 补 修 理
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
≤ 片
傅 堪
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＝
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厂
蝴
匡室童圣量重童
（ ｂ ） 挖 补修 理
＼ 一 母 体结
１ 飞机复 合材料 的基本修 理方 法及 其工具 配置
飞机 复合 材料 结构 损伤 修 理通 常采 用 胶接 和 机械 连 接 两 种技 术［ ２ １ 。其 中胶接 修理 分 为贴 补 和挖 补两 种方 法 ：
补 片
关 键 词 ：飞 机 ；复 合 材 料 ；修 理 工 具
中图分 类号 ：Ｖ ２ ６ ７ ＋ ． ４ ２
文献 标识 码 ：Ａ ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ２ — ６ ６ ７ ３ ． ２ ０ １ ４ ． ０ ２ ． ０ ０ ４
Ｔｈｅ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ Ｒｅ ｐ ａｉ ｒ Ｔｏ ｏ ｌ ｆ ｏｒ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｃｏ ｍ ｐｏ ｓ ｉ ｔ ｅ Ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕｒ ｅ
第２ ７卷 第 ２期 ２ ０ １ ４年 ３月
Ｄ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎ ｔ＆ Ｉ ｎ ｎ ｏ ｖ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｍａ ｃ ｈ ｉ ｎ ｅ ｒ ｙ＆ Ｅ ｌ ｅ ｃ ｔ ｉ ｒ ｃ ａ ｌ Ｐ ｒ ｏ ｄ ｕ ｃ ｔ ｓ
机 电 产 品 开 发 与 新
ＶＯ Ｉ ． ２ ７． ＮＯ． ２ Ｍａｒ ． ， ２０１ ４