J-241胶在直升机复合材料结构装配和修补中的应用分析
飞机复合材料结构修理技术的运用
复合材料结构修理技术是飞机领域 传感器 发送超声 波 ， 由另一侧 的传 感器接 于部分或整个厚度损份 隋况 。如果在厚层 发展 的一 项重 要技术 ， 其技 术发展 的快慢 收 ， 当超声波 经过 可能的分层 、 空隙 、 脱粘 板 上产生 内部分层 ， 并且 认为采 用注 射修 直接关系到我 国经济发 展与进步 。我 国该 或其它 结构变化 时 ，超声 波能量 会衰减 。 理 不合适 时 ，可以将 分层 的材料切 除 ， 形 领域 的研 究 人 员虽然 在 长期 的研 究 中有 该方法 是最常用 的首次 检查方 法 ， 且须 用 成适当 的挖补斜度 或每层 的阶差 ， 然 后采 了一定 的成果 ，但是在 实际 的运用 中 ， 仍 次要方法确定缺 陷类型。 用挖补 修理 。挖补修理 是通 常采用固化法 然存在着 一些 缺点和不 足 ， 并且这 些严重 二、 复合材料结构修 补 成型 ， 即修理 是采 用 预浸 料补 片 ， 然 后 和 和不足直接影 响了飞机的管理和维修 。因 飞 机 复合 材料 结 构修 理 技术 是 飞机 母板 一起固化 。挖补修理 的最主要的参数 此， 在 今后 的 飞机 领域 的发 展 中 ， 不 仅要 在 管 理与 维修 中一种 十分 重要 的 修理 技 就 是斜 接 式挖补 的 角度 和 阶梯 式挖 补 的 注重研究 出新 型的飞机 ， 同时还要在 一定 术 。从上述 的阐述 中我们可以清晰的了解 每层 阶差。 程度 上 重视 飞机 复合 材 料结 构修 理 技术 到 飞机复 合材料结 构类 型复 杂 ， 其特 点独 ２ 夹 层结构修补 。 的运用研 究 ， 从 而更大幅度 的促进 飞机复 特 ， 同时飞机 复合材料 损伤 的确定 更是具 （ １ ） 主要修理 方法。 蜂 窝夹层 结构 的修 有 一定的难度 。以上 的这些都给飞机复合 理方法主 要有 ： 打磨法 、 贴补法 、 挖补法 、 加 合材料结构修理技 术的应用和发展 。 飞机复合材料结构及分析 材 料 结构 修理 技 术带 来 了一 定的 压 力和 衬挖补法 。 ｌ 复 合材料 结构 的类型 与特 点 。飞机 困难 。本文在此对 飞机复合材料结构修理 （ ２ ） 修补 参数 确定 。修 理参 数设计 主 上使用 的复合 材料构件 主要有 ：层 压板 、 技术的几个方面进行了粗略的探索， 希望 要包 括两方 面的 内容 ， 一是 补片 和衬板 的 蜂窝夹芯结构和蜂 窝壁板结构 。 复合材料 能够 为飞 机复 合材 料 结构 修理 技 术 的进 形状 ， 补片 的形状 与挖掉 的损伤 区几何 相 层压板 是 由单 层板粘合 而成 ， 可 由不 同材 步发展提供一些有 益的帮助。 似 的形状 。在确定挖掉 的损 伤区域的形状 时， 应根据 损伤 的分布 区域 相对 规则 的几 质单层板 构成 ， 也可 由不 同纤维铺设 方 向 ｌ 层压板修补 。 一般 情况 取 圆形 ， 若损 伤 区域 细 上相同材质的备 向异性 单层板构成 。由于 （ １ ） 主要修理方法 。 层 压板 的修理方法 何 图形 ， 也可 取长 方形 ； 二是 补 片和 衬板 的 铺 这些单层 板在 厚度方 向的宏观 非匀质 性 ， 有 贴补 法 、 挖 补法和机 械修理 方法 等 。贴 长 ， 三 致使层压板具有备 向异性的特点 。 蜂 窝夹 补 法是将 修理材料 制成补 强板 ， 以外 补片 层参 数设计 ，包 括铺 层数和铺 层组 合 ； 芯结 构是 由 两块 薄面 板和 中间胶 接 低密 的形式连 接到原 结构的 损伤部位 ， 使 损伤 是补 片和衬板 的几何 形状设 计 ， 包括直 径 此方法 可以恢 复材料 结构 （ 搭接宽 度 ） 和 打磨斜 度 。修理 方法 不 同 ， 度的 夹芯 组 成 ， 面 板较 薄 ， 结 构 形式 为 层 部 位得 以加强 ， 压板 ， 主要 材料有 未预浸 或预浸纤 维玻璃 原强度的 ７ ０ ％ 左右 。 挖补法是将破坏的部 修补参数 也不一样 。 布， 预 浸单 向碳 纤 维带 或编 织 布 ， 芳 纶有 分 去除 ， 在损 伤部位加 入与原 强度一 致 的 综上所述 ， 飞机 复合材 料结构 修 理技 机 纤维布 等 ； 夹芯材 料有泡 沫塑料和 蜂窝 增 强 体 ， 此 方法 效 果优 于贴 补法 ， 但在 应 术对于 飞机 领 域的 发展 和进 步 有着 不 可 夹芯 。蜂 窝夹 芯有铝箔蜂 窝 、 芳纶 纸蜂 窝 急情况 下 ，挖补法 的适 用性不 及贴补法 。 忽视 的很重 要作用 。然而 ， 从上 述的 阐述 机 械 修理 方法 是 将两 块金 属补 片 夹在 损 中 ， 我们 可以 清楚 的 了解 到 ， 飞 机复 合 材 和玻璃布 蜂窝 。夹芯结构 上 、 下两 块面板 伤 处的 内外表面 ，用螺栓 等紧 固件 固定 ， 料 结构 修理 技 术是 一项 涉及 内容 十 分 广 承受轴向、 弯 曲和 面 内剪切 载 荷 ， 面 板和 此方法 虽然简单 稳定 ， 但是不 能用 于气动 泛 、 并且难度系数较高 的技术 。所 以， 对于 夹芯 之 间的 胶层 作 用是 把剪 切 载荷 传递 该技术 的进一 步研究具有很大的 困难 。因 到夹芯 ， 或者 从夹芯 传递到其 他相 连结构 要求高的外表面 。 上。 （ ２ ） 修补参数 确定 。贴补 修理 的参数 而 ， 在 今 后的 飞机 领域 的 发展 中 ， 相 关 的 ２ 复 合材料 损伤 的确 定 。复 合材料 的 主要 包括 补片 的大小 ， 补片 的厚 度 ， 补 片 专 业人 士 应该 不断 的加 强对 飞 机复 合 材 以及胶层 的设计等 问题 。 料 结构修理 技术 的重 视和研 究 ， 使得 飞机 损伤大 多 由以 下原 因产 生 ： 固化过程 中产 的铺层 ， 补片的大小 。 贴补 修理通常作为双面 复 合材 料结 构 修理 技术 能够 在 更大 程 度 生的空隙分层或尺寸的偏离， 飞机或零部 件在 地面 状 态受 到 由于操 作 失误 而 引起 搭 接的 一半来考虑 ， 与 补片大 小直 接相 关 上 适用于飞 机的修理 ， 从 而保证 我国 飞机 为我 国交通 领域 的发 Ｉ 向 损伤 ，常见 的如工具掉 落冲 击损伤 ， 由 的参数是搭接长度 。考虑到国 内胶粘剂 的 运行 的稳定 和安全 ， 于环境引起的损伤 。复合材料的维修应考 性 能 、 不完 全胶 接 、 端 部分 层和 安 全系 数 展奠 定更为坚实的基础 。 虑到经济 性 ， 所以 出现对复合 材料 可能造 等 因 素 的 影 响 ， 搭 接 长 度 通 常 为 参 考文献 成损伤 的 因素 时 ，应首先 进行 目铡 检查 ， ２ ０ — ３ ０ ｍｍ， 例如损伤孔 的直径 为 ２ ０ ｍｍ， 则 【 １ 】 代永朝 ， 陈宜参． 飞机 复合材料 结构修理 ０ — ８ ０ ａｍ。 ｒ 工具的设计 ［ Ｊ 】 ． 机 电产品 开发 与创 新． ２ ０ １ ４ 评估是 否需要 无损检测 的方法 确定损 伤 。 补 片的直径大约 为 ６ ０ ２ ） ． 当可 能存 在 空隙 、 分层 、 脱胶 和芯 层 损伤 补 片的厚度 。对 于 贴补 修理 而言 ， 优 （ 等超 出可视范 围的损 伤时 ， 或者在 返修 中 化设 计 的要 求是补 片 的 内部 刚度 与母 板 ［ ２ 】 赵金 龙 ， 陈晓 宁 ， 耿勇， 张彬 ． ［ Ｊ 】 ． 玻璃钢 ／ ２ ０ １ ３ （ Ｚ ２ ） ． 某些 操作 如铺 层 移 除 、 打磨 、 切 割等 可能 的面内刚度应该相 同。由于贴补修理可 以 复合 材 料 ． 在补片 材料 『 ３ 】 陈普会 ， 肖Ｐ ｌ闪． ， 飞机 复合材料 结构的概 引起零件 更多 损伤时 ，应 进行 无损检 测 。 作 为双 面搭接 的一 半来处 理 ， Ｊ 】 ．南京航 空航 天 大学 学报 ． 以下为几种 常用的无损检测方法 。敲击检 和母板 材料的 弹性模量 相同 的情 况下 ， 最 率设计 方法 【 ２ ０ １ ２ （ ０ ５ ） ． 查 ：可用 来检 查零 件表面 三到 四层 空洞 、 佳的补片厚度应该是母板 厚度的一半 。 分层或脱 胶 。透 射法 ： 在零件 一侧放 置一 （ ３ ） 挖补修补 。挖补 修理 设计 可以用
直升机复合材料结构修理方法与验证技术研究
直升机复合材料结构修理方法与验证技术研究摘要：近年来，复合材料已经在直升机上得到广泛应用，不但用于操纵面和整流罩，而且也用于主承力结构，有效地减轻了直升机的结构重量，提高了直升机的战技性能。
釆用先进复合材料的程度已成为衡量直升机是否先进的重要标志之ー。
但是复合材料结构在生产过程中会存在生产缺陷，而且在使用过程中也不可避免地会遭受损伤。
复合材料结构损伤的原因是多方面的，并且很难完全避免。
这就要求研发人员在设计过程中充分考虑民用直升机交付后复合材料结构的可修复性。
关键词：复合材料；修理方法；蜂窝夹层；嵌入件；材料损伤；复合材料在直升机中的应用十分广泛，但有些复合材料在生产使用的过程中，可能会出现结构缺陷，使得直升机复合材料结构出现损伤。
对直升机复合材料结构的修理方法与验证技术进行了分析，将某型直升机作为研究对象，阐述了其复合材料结构损伤的修理过程及验证过程，验证的结果显示，通过挖补修理法进行直升机复合材料结构损伤的修理，有非常好的效果。
一、缺陷、损伤来源及其修理方法缺陷通常是生产制造过程中产生的，如分层、脱胶、压陷、起皱、夹杂、富脂、贫脂、铺层方向不准、次序不对、重量超差等。
损伤通常是加工和使用过程中产生的，有分层、脱胶、表面划伤、冲击损伤、战伤、裂纹等。
缺陷和损伤在实际生产制造和使用过程中都是无法完全避免的，若出现超标准的缺陷和损伤，将复合材料结构件报废，会造成巨大浪费，因此应对其进行正确的修理以满足生产和成本的需要。
在确定修理方案前，必须对复合材料结构进行彻底检查，对缺陷及损伤范围和程度做出正确的评估。
检测后，可准确确定复合材料结构的损伤程度，再根据损伤情况进行损伤评估，确定具体的处理方法。
在损伤评估中，通常遵循以下原则:把靠得非常近的损伤区看作为一个损伤区;如果靠得非常近的两个损伤区跨越两个不同的损伤区域，则一般把它们看作为一个损伤区，并且，按照其中要求较高的修理区域的要求进行处理;如果一个损伤区跨越两个修理区域，则应该按照其中要求比较严格的修理区域的规定进行处理。
飞机复合材料修补技术的研究
飞机复合材料修补技术的研究摘要：随着通用飞机复合材料市场需求的扩大，所需的修补技术也日益受到广泛关注。
本文主要介绍了通用飞机复合材料的损伤形式、复合材料修补的原则、修补方法及修补技术在复合材料中典型应用，为后续通用飞机复合材料修补技术奠定了理论基础。
关键词：复合材料；修补原则；修补方法近年随着复合材料技术的成熟以及复合材料质轻、高强、结构功能一体化、设计制造一体化以及易于成大型制品等优点，使其复合材料在通用飞机上的用量也大幅攀升，这已成为通用飞机先进性的重要技术指标之一。
通用飞机用结构复合材料制品尺寸大、成本高，在生产、运输和服役期间难免会产生缺陷或损伤，若不能及时有效的修补，恢复原结构的使用性能，则只能降级使用甚至报废。
因此，探索复合材料的修补技术尤为重要。
一、复合材料的损伤形式复合材料的使用损伤主要是在使用过程中出现的高能量或低能量的冲击损伤。
常见的损伤形式有：（1）表面损伤：这种损伤主要伤及材料的表面或近表面，如擦伤、划伤、凹陷、气泡和分层等。
（2）冲击损伤：冲击损伤又分为高能量冲击和低能量冲击，子弹、发动机碎片、鸟撞等外来物冲击以及雷击等属于高能量冲击，通常产生穿透损伤，这些损伤均目视易检；维护设施的撞击，踩踏，螺钉、轮胎碎片以及冰雹的撞击等属于低能量冲击，这类冲击造成的损伤目视不一定能够检测到。
（3）分层：如层压板分层，面板与蜂窝芯分层等。
（4）脱胶：如胶接面脱胶，层压板脱胶及面板与蜂窝芯之间脱胶等。
（5）慢性长期损伤：如疲劳裂纹等。
（6）渗水、吸潮损伤等。
每个部件按其结构重要性不同分成不同的区域，根据不同区域的应力水平、由结构试验确定的安全系数以及结构的设计类型和几何形状，确定部件损伤的可接受水平：许可损伤、可修补损伤、不可修补损伤。
损伤评估一般按损伤程度确定、损伤结果评估、可接受损伤水平的确定等几个步骤进行。
二、通用飞机用复合材料修补的原则2.1 根据受力及影响飞机安全的严重程度，分析损伤容限及剩余强度，确定是否修补或报废；2.2 修复后零件的完整性达到结构可接受的水平，可满足结构设计和强度设计的要求。
复合材料在飞机、直升机中的应用
浅谈复合材料在飞机、直升机中的应用摘要：先进的复合材料自六十年代问世以来，由于其具有比强度高、比模量大、可设计性强、减震性、耐疲劳性、耐腐蚀性、过载时安全性好的优点，迅速在航空航天领域被广泛采用。
本文介绍了复合材料的发展过程，在分析复合材料在飞机上使用状况的基础上，总结我国现阶段复合材料应用上存在的问题，并提出解决问题的方法。
关键词：飞机直升机复合材料复合材料结构修理指南中图分类号：v25 文献标识码：a 文章编号：1672-3791（2013）01（b）-0000-001引言战斗机因高性能要求，需要综合应用各种高新技术。
因为先进复合材料的崛起源于飞机结构轻质化需求，而且复合材料飞机结构要求高，性能要求全面，设计难度大，涵盖面广，要求进行综合优化，其设计技术代表了先进复合材料技术发展的方向。
因此复合材料在战斗机结构中的应用代表了复合材料结构技术发展的最先进水平。
2复合材料的应用复合材料在飞机结构中的应用大致可分为三个阶段：第一阶段是应用于承载不大的简单部件，如各类口盖、舵面，阻力板、起落架舱门等。
对这类部件，据统计可减重20%左右。
第二阶段是应用于承力大的结构和主结构上，如安定面、全动平尾、前机身段、机翼等。
据统计可减重25%—30%。
第三阶段是应用于主承力和复杂受力结构，如机身、中央翼盒等，据统计可减重25%—30%。
2.1符合材料在军机上的应用先进复合材料具有比强度和比刚度高、性能可设计和易于整体成型等许多优异特性，将其用于飞机结构上可比常规的金属结构减轻飞机重量，并可明显改善气动弹性特征，提高飞机性能。
这是其他材料无法或难以达到的。
先进复合材料的广泛应用还可进一步推进隐身和智能结构设计技术的发展。
因此，先进复合材料在飞机上应用的部位和用量的多少已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一。
直升机上复合材料的用量已达到结构质量的60%—80%，如美国的武装直升机rah-66，其复合材料用量达到结构质量的50%以上，美国的垂直起降，倾转旋翼后又可高速巡航的v-22“鱼鹰”几乎是一个全复合材料直升机。
直升机复合材料胶接修补方法研究
图 １ 穿透贴补修理示 意图
修 补 结 构 的有 限元 模 型通 常采 用 二维 分 析模 型
４ 修补试验
母 板 试 件 厚 度 选 择 直 九 机 层 压 结 构 理 论 厚 度
２． ８ｍｍ＋０ ４ ｍ 孔 隙 率 要 ８ ．３ ｍ，
．
求 在 ８ 以 下 ， 过 静 ％ 通
复 合 材料 构 件 的修 补 方 法 主要 有 三种 ： 接修 胶 补、 机械 连接 修补 和 混合 修 补 （ 同时采 用 前两 种方 即 法） 。在修 补 时 ， 采用 哪 种方 法要 根 据实 际 的损 伤部 位 、 伤程 度 、 理条 件 和修 理环 境 等来 确定 。对 于 损 修 直 升机 复合 材 料 损 伤 结 构 ， 目前 应 用 较 多 的修 理 方 法 是胶 接 修补 ， 主要 有 ３种类 型 ： 补强 的装 饰 性 其 非
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第 ３期 ２ ２
纤 维 复 合 材 料
Ｆｍ ＥＲ Ｃｏ Ⅱ ＿ ＳＩ ｏ ＴＥＳ
Ｎ ． ｏ３
Ｓ ｐ．， Ｏ ２ ｅ ２０
２０ Ｏ ２年 ９月
直 升 机 复 合 材 料 胶 接 修 补 方 法 研 究
陈域 广 张 巍
（ １２厂军事代表 室） 驻 ２ 摘 要 本 文主要介绍 了直九机复合材料损 伤结构常用 的胶 接贴补修理 方法 ， 在贴补 修理研 究过程 中所 用的力 对
ｔ ｉ ｐ ｐ ｒ Ｔ ｅ ｍｅ ｈ ｎ ｃ ｌ ｄ ｌ ｅ ｎ ｔ ｅ ｅ ｎ ，ｆｉ ｒ ｄ ｅ ａ ｄ ｔｘ ｒｓ ｌ ｓｓ ｍｍ ｒ ｅ ｄ ｅ ａｕ ｔｄ ｆｒｅ ｇｎ ｅ ｉｇ ａ — ｈ ｓ ａ ｅ ． ｈ ｃ ａ ｉ ａ ｍｏ ｅ ，ｄ ｆ ｉ ｌｍｅ ｔ ａｌ ｅ ｍｏ ｎ ｔ ｅ ｕ ｔ ｉ ｕ ａ ｉ ｄ ａ ｖ ａｅ ｎ ｉ ｅ ｒ ｐ ｉ ｅ ｕ ｅ ｓ ｚ ｎ ｌ ｏ ｎ
直升机复合材料的使用与维护
72科技与发展Science and Technology and Development中国航班材料与工艺Material and TechnologyCHINA FLIGHTS直升机复合材料的使用与维护高岩 陆俊延|中国人民解放军陆军航空兵学院摘要：复合材料在20世纪的60年代左右被逐渐应用于飞行器研究中，现阶段我国已经有百种复合材料投入直升机使用中，占据其他总材料总重量约23%。
可在其运用过程中也存在着诸多问题，基于此文章将会对其在直升机中的应用与相关维护手段进行简要分析。
关键词：直升机；复合材料；使用及维护关于复合材料，具有很多突出优势例如质量轻、强度刚度较高以及较强可设计性等，要是能够在直升机结构中合理使用复合材料，会进一步增强飞行能力、提高直升机的安全程度，而且与传统的金属结构相比复合材料的寿命成本更低。
与此同时，复合材料还能更为广泛地应用在设计隐身与智能直升机的结构工作中。
1 简析对复合材料性能造成影响的相关因素第一，复合材料的防蚀性。
在复合材料和金属零件二者之间存在一定的电容差，这样一来就会对部分金属造成严重的电化学腐蚀，由此一来就需通过某种形式对腐蚀进行隔离与防护，例如安装螺栓与铆钉时，可以在复合材料和金属表面之间添加一层玻璃纤维等。
第二，复合材料的热应力。
直升机中的金属部件不可避免地会与复合材料进行连接，要是使用温度和装配的标准温度不相同，因为热膨胀系数具有一定的差异会使得连接部位发生翘曲现象。
第三，复合材料能否抗雷击。
因为一些复合材料属于半导体，如果遭受雷击的话其受到的损伤比金属零件更严重。
要是复合材料构件处在易被雷击中的区域，就应该采取一定的防护手段，例如添加铝箔或是喷涂金属层。
除此之外，安装优质的金属边界元件也能够降低损伤程度。
第四，复合材料的边界效应。
在其层合板的自由边界处具有边界层，而且边界层的宽度和层合板厚度几乎相等。
在这一区域因为具有一定的边界效应，就很容易使得层合板分层与被损坏。
粘接技术在飞机复合材料修理中的运用
其中的贴补修理方式指的是，在损伤部位 子束树脂材料不具备热敏特征，无需加热 预先制备成预浸料修理补片，在光线的辐
的外部直接使用贴片修补损伤，并且借助 便可完成固化处理。实际进行修理时，是 照下迅速固化，以达到快速修复的目的。
贴片保障飞机复合材料的结构质量与强 借助电子加速器对此类材料进行冲击，使 从理论上讲，各种波长的光段都可以引发
法
且取得了较好的应用效果。
的效果。
针对飞机材料结构的修理工作中所采
2.电子束固化修理技的不同，
电子束固化修理实际上就是借助树
光固化复合材料粘接修理技术是以
可以被细分为贴补修理和挖补修理两种。 脂类的复合材料进行修复的方法，该种电 光敏胶作基体树脂，用纤维作为增强材料，
大，且受损部位突出的情况并不适用。 的传导式加热，是被加热物体在电磁场中 题则应适当选取粘接修理技术，以期尽快
二、粘接修理技术在飞机复合材料修 由于介质损耗引起“体积加热”。因此微波 修复复合材料的结构性能，保障飞机的行
修理方法和粘接技术的内容展开探讨也 等功能，在实际修理工作中，发挥了重要的 什拉伸强度可达原构件的 80％以上。经试
具有重要的意义。
作用。一些知名的航空公司已经逐步应用 验证实，该技术对金属复合材料粘接修理
一、飞机复合材料的主要粘接修理方 该技术进行复合材料结构的修理工作，并 和复合材料结构的粘接修理，都具有优异
况下，往往可以使修补部位的强度达到原 温相同，无需考虑到在温度影响下的流动 的要求也最低。但紫外固化目前还存在如
有强度的 80%左右，在一些损失较小，且 性问题和膨胀系数等。另外，也为由于其 下 2 个缺点：一是目前所使用的紫外固化
对外形气动要求偏低的结构修理中较为 自身对热量不敏感，在储存时的难度较低， 胶剪切强度偏低(普遍低于 20MPa)，只能
直升机复合材料结构装配工艺研究
直升机复合材料结构装配工艺研究1. 引言1.1 背景介绍随着直升机技术的不断发展，复合材料在直升机结构中的应用也越来越广泛。
复合材料具有重量轻、强度高、耐腐蚀等优点，因此在直升机结构中替代传统金属材料已成为一种趋势。
直升机复合材料结构装配工艺作为直升机制造过程中的重要环节，直接影响到直升机的性能和质量。
目前，直升机复合材料结构装配工艺仍然存在一些挑战和问题，例如装配步骤繁琐、装配精度难以控制、装配过程中易产生损伤等。
对直升机复合材料结构装配工艺进行深入研究和优化具有重要意义。
通过提高装配工艺的精度和效率，可以进一步提升直升机的性能和可靠性，满足不断增长的市场需求。
本研究旨在探讨直升机复合材料结构装配工艺，从材料选择、装配步骤、工艺优化和创新等方面进行深入研究，为提高直升机的制造水平和竞争力提供理论支持和实践指导。
通过本研究成果的总结与展望，可以为未来直升机复合材料结构装配工艺的改进和发展指明方向，推动直升机制造业的进步和发展。
1.2 研究目的研究的目的是为了探讨直升机复合材料结构装配工艺在航空领域的应用和发展趋势，分析目前存在的问题和挑战，并寻求解决方案和改进措施。
具体包括以下几个方面：1. 对直升机复合材料结构装配工艺的现状进行深入了解，掌握其特点和发展状况。
2. 探讨直升机复合材料结构装配工艺在提高飞行性能、降低结构重量、增强结构强度等方面的优势和价值。
3. 分析直升机复合材料结构装配工艺存在的问题和不足，指出改进和优化的方向。
4. 提出提升直升机复合材料结构装配工艺的创新思路和方法，推动其在航空工业中的应用和推广。
通过研究目的的明确和具体化，可以为直升机复合材料结构装配工艺的改进和优化提供科学依据和技术支持，推动这一领域的发展和进步。
1.3 研究意义直升机复合材料结构装配工艺研究是直升机制造技术中一个重要的领域，具有重要的研究意义。
直升机复合材料结构装配工艺的研究可以推动直升机结构材料的应用和发展，提高直升机的性能和安全性。
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。
直升机复合材料结构装配工艺研究
直升机复合材料结构装配工艺研究一、复合材料结构的特点和优势复合材料是由两种或两种以上的材料按一定规律组合而成的新材料，具有轻量化、高强度、高刚度、抗疲劳、耐腐蚀等优点，适用于航空、航天、汽车、建筑等领域。
复合材料结构的主要特点和优势包括：1. 高强度和高刚度。
由于复合材料是由多种材料组合而成，其强度和刚度远高于单一材料的强度和刚度，适用于制造高负荷、高速度的结构件。
2. 优异的耐疲劳性。
复合材料的韧性和耐疲劳性比其它常规材料更高，可以有效延长使用寿命和减少维修次数，提高了直升机的使用效率和安全性。
3. 轻量化。
与传统的金属材料相比，复合材料具有较小的比重，能够显著降低直升机结构的总重量，大幅降低油耗和排放量等环保指标，并提高直升机的性能指标和飞行效率。
4. 耐腐蚀性。
复合材料可以在食盐水、酸、碱等腐蚀性环境中长期稳定地使用，减少对环境的污染和提高直升机的适应性。
直升机的复合材料结构装配是一项多步骤、多工序的复杂过程，涉及到模具制造、受力分析、预处理、材料切割、热压、固化、后续加工等诸多方面。
为了提高复合材料结构装配的质量和效率，需要进行以下一些研究：1. 模具设计和制造复合材料结构装配的成功与否很大程度上取决于模具的质量和制造精度。
因此，需要对模具的设计、制造工艺、材料选择、尺寸精度等方面进行研究和改进，以提高模具的耐用性和精度，并在模具制造过程中减少废品率和延长模具寿命。
2. 材料预处理和切割在复合材料结构装配前，需要对材料进行预处理和切割。
预处理和切割过程的质量直接影响到零部件的质量和装配精度。
因此，需要进行材料预处理和切割工艺的优化研究，以提高零部件的精度和表面光洁度，并减少废品率。
3. 热压和固化工艺复合材料结构的热压和固化过程是直接影响装配质量的关键步骤，需要进行精细的控制。
对热压和固化过程的压力、温度、时间等参数进行调整和优化，可以提高复合材料结构的密实度和力学性能，同时，减少气泡、晶点等缺陷的发生率。
航空复合材料结构修补技术与应用
航空复合材料结构修补技术与应用
陈先有;崔晶
【期刊名称】《新技术新工艺》
【年(卷),期】2007(000)006
【摘要】复合材料在航空工业领域的广泛应用可有效地改善飞行器的性能,随着这种应用的增加并为更有效地使用复合材料,迫切地需要发展可靠的修补技术.本文综述了航空复合材料修补方面的最新发展,包括修补原则和机械连接修补、胶接修补等修补技术,并就某型直升机复合材料结构损伤修补的典型应用进行分析.
【总页数】3页(P74-76)
【作者】陈先有;崔晶
【作者单位】陆航驻景德镇地区军事代表室,江西,景德镇,333002;上海飞机制造厂,工艺工程部,上海,200436
【正文语种】中文
【中图分类】TB323
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5.航空复合材料结构修补技术与运用 [J], 赵月
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直升机复合材料结构装配工艺的探究
直升机复合材料结构装配工艺的探究与金属结构相比，复合材料的装配优势和制造优势表现为，所采用的制造方法可以使装配元件的整体性得到保障，减少了大量的装配作业量，使直升机的装配效率得到进一步提升。
例如，将复合材料应用到机身和机翼的制造工作中，可以使其外形结构更加贴近设计要求，其自身的应用作用也可得到有效发挥。
这种装配技术有效避免了在原有金属构件装配作业中存在的铆接质量问题和装配缺陷问题等，在一定程度上改善了直升机的装配效率与质量。
一、对复合材料结构装配特征和装配安排的分析针对直升机尾段的装配需要首先了解其重要组成部分，以及具体装配作业中，需要关注的装配工序问题。
鉴于整流罩的安装工序无需借助施工架执行，为此在进行工序设计时，可以不将其计算在内。
平尾结构属于对称结构，对于左右两侧的对称性提出了较高的要求，其也可以在架下进行，但因其与垂尾直接连接，其按照质量会对垂尾部分的按照质量造成直接影响，因此要对各个安装元件进行准确定位之后，才能进行具体安装，从而保障安装的精确性。
尾梁属于夹层结构的一种，在与机身框架进行连接时需要采取螺接的方式，直升机运行过程中所产生的荷载力会直接通过机身框架分散，为此对于框架位置的确定需要给予足够的重视。
直升机尾段装配图如图1所示：由以上分析，把A、B、C、D、E、F处确定为关键装配特征点。
A处由一带多个配钻孔的钻模板精确控制尾梁X方向位置。
为保证整个尾段在允许公差范围与中机身对接，直径约2m的钻模板加工公差严格控制在0.02mm之内。
尾梁中部设一卡板2，通过卡板外形及尾梁下线仰角的作用进一步限制尾梁的窜动。
尾梁平台前部设卡板3和卡板4，这两个卡板精确控制尾梁Z方向的运动，其中卡板4同时又为接头F的定位工装。
为保证F接头的正确确定位，卡板3和4为固定不可调动工装。
平尾接口D的X方向坐标位置由型架保证，Y方向由定位销保证。
为了保证尾梁与上垂尾正确套合，D接口留有一个Z方向自由度，可通过是否加垫片进行调整。
直升机复合材料结构装配工艺研究
直升机复合材料结构装配工艺研究摘要：随着社会的发展，我国的现代化建设的发展也越来越迅速。
复合材料具有优异的可设计性，而且具有较高的刚度和强度。
另外在抗疲劳方面具有很好的性能，在航天航空结构设计当中获得了广泛的应用。
复合材料的用量多少已经是当前对航空航天结构设计先进性进行衡量的一项标志，直升机当中会使用到大量的复合材料，某些机种甚至可以达到1/2以上，国外已经设计了由多种复合材料形成的直升机，本文重点对付直升机复合材料结构装配工艺进行分析和研究，以供参考。
关键词：直升机；复合材料结构；装配工艺研究引言出于减重和效率提升等目的，纤维增强复合材料在直升机结构上的用量日益增加。
阐述了直升机结构设计特点与高性能复合材料应用的最佳比配性，介绍了国外直升机复合材料典型应用案例与发展趋势，总结了国内直升机复合材料应用现状与国外差距，展望了高性能复合材料未来技术需求。
研究表明，国内直升机复合材料应用对比欧美国家存在技术代差；高性能结构复合材料、先进功能复合材料、结构功能一体化复合材料、低成本复合材料整体成型及复合材料高置信度虚拟认证技术是未来发展重点。
1直升机复合材料结构装配工艺概述和金属结构进行比较可以发现复合材料在制造和装配的过程中优点非常突出，主要是复合材料在加工的过程中可以通过共胶结、共固化的工艺让后续的装配和加工工艺得到简化，防止其他工艺在操作的过程中出现一定的缺陷，让整体结构的综合性能提高。
当前很多直升机通过计算机一体化融合技术进行加工，对结构外形进行了大幅度的优化，让螺接、铆接的工艺减少，避免出现应力集中等问题，让飞机的飞行品质和疲劳寿命大幅度提高。
由于工艺、设计、运输等方面的需要复合材料。
在设计的过程中保留了很多设计工艺分离面和设计分离面，这些分离面需要在装配的过程中和其他结构之间进行对接，而飞机尾段主要是使用复合材料进行装配。
2直升机结构设计特点直升机低空低速飞行器的任务特性，与高空高速固定翼飞机存在显著区别，主要体现在飞行高度一般在3000m以下，甚至在一树之高15~30m之间，巡航速度约在280km/h，舰载直升机甚至常低空掠海飞行，因此其服役环境极其恶劣，主要为湿/热、干/寒、沙尘/雨淋及海水等自然环境条件。
航空复合材料结构修补技术与应用
航空复合材料结构修补技术与应用摘要：航空领域复合材料用量不断增加，复合材料结构维修研究相对滞后.本文概述并分析了航空复合材料结构维修技术的现状，并重点介绍了现阶段使用的航空复合材料结构修补技术；目视检查及无损检测定位损伤.综合考虑，确定维修区域和维修方法；维修后检测.关键词：航空；复合材料；修补技术一、航空复合材料结构的修补原则1.1基本的修补原则航空复合材料的基本修补原则主要包括了便捷性、时效性、经济效益以及使用性能的恢复等诸多方面。
具体来看，第一，需要修补之后的强度和硬度满足使用要求，同时还需要保障材料在结构性上的完整，无论是承载状况还是使用性能都能恢复到标准水平。
第二，需要在修补的过程中要尽可能少影响机械整体结构、重量以及其他性能，控制在可接受的标准范围内。
第三，还需要材料表明的平整性、光洁度以及完备性，这主要是为了保障航空设备的外形不发生变化，减少对设备的启动影响。
第四，由于修补具有较强的操作性，同时不需要太多的器材和设备。
第五，修补具有在经济效益是符合标准的，需要保障成本是处于可接受的范围内。
1.2结构性修补的原则对于从事修补的技术人员来说，除开对于基本修补原则的注重之外，还需要对结构性修补原则引起重视。
首先，需要保障修补通道的预设置，方便今后检修工作和强化工作的进行。
其次，要对频繁损坏的位置进行设计方案上的优化。
最后，还需要强化对组合构件的设计和应用，降低单一项目修补所带来的难度，及其对整体结构的影响。
除此之外，还需要尽量减少对整体构建的置换和装卸，进一步避免安装所带来的时间成本。
二、航空复合材料结构的修补技术分类2.1机械连接类这类修补技术主要是通过连接或者铆接以达到相应的目的。
一般来说，即是在修补位置外表采用螺栓或铆钉进行固定补片修补，即可保证损坏位置的载荷传递路线又能够恢复其功能，而其优点也显而易见，即不存在复杂操作，避免修补过程的冷藏加热，所以设备功能要求较低，最后修补连接件位置处理不需要太多需求，同时施工更加快捷，修补性能十分可靠。
基于直升机装备设计条件下的复合材料的应用
基于直升机装备设计条件下的复合材料的应用直升机制造中，复合材料往往会被应用到较为重要的结构部位，复合材料的选用以及质量会对直升机的运行质量与安全造成直接影响。
例如在旋翼部位的应用，需要为飞机运行提供动力，对于飞机的运行速度和效率会造成较大影响。
在现阶段已经将增强复合材料在飞机制造中的应用作为提升飞机运行质量的重要手段，这也突出了对复合材料应用进行研究的重要作用。
以往的制造经历中也认证了这一点，复合材料的应用有益于直升机制造行业的健康发展。
一、在直升机装备结构中的应用表现1、在旋翼桨叶中的应用通过以往的装配经验来看，复合材料在旋翼桨叶制配中的应用需要面临纤维的性能缺陷问题，应积极采取应对措施，提升纤维的适应环境能力，使其在旋翼桨叶应用的过程中能够应对多种运行环境，保证直升机的平稳运行。
旋翼桨叶中的金属桨叶在使用寿命方面存在一定的缺陷，而复合材料的应用可以有效改善上述问题，同时借助尖削桨尖来实现抛物线的运行轨迹，使其始终保持在对称状态，从而起到减少阻力，提升飞机运行性能的作用。
进行复合材料加工时，应该充分考虑其应用部位的结构性能和刚度需求，通常是根据直升机设计方案中的相关参数对复合材料进行固化成型操作，使其的规格与实际装配需求相符。
另外，复合材料在应用的同时，相关人员还结合旋翼桨叶的结构特性与力学特征进行了进一步分析，再结合相应的应用理念，对复合材料的结构进行优化，使其在旋翼桨叶中的应用可以有效提升直升机的运行性能和运行安全。
2、在桨毂结构中的应用对于传统的金属浆叶来说，桨毂使用复合材料，实现了直升机装备的柔性的结构。
采用铰接式桨毂，零件的数目减少，重量减轻，成本降低，采用纤维缠绕环套式桨毂，提高了安全性和可靠性。
例如外环式桨毂和铰链式桨毂都在结构上更加紧凑和简单，重量上减轻，成本上降低。
整体式的桨毂和旋翼轴组件，减少了直升机的当量废阻面，复合材料的最新研究成果，是将采用复合材料制作而成的柔性的变形桨叶的挥舞、变矩运动的无轴承桨毂结构，加以技术性的突破。
直升机复合材料结构装配工艺研究
直升机复合材料结构装配工艺研究随着直升机在军事和民用领域中的广泛应用，复合材料结构在直升机中的应用也逐渐增多。
由于复合材料具有良好的抗冲击、抗裂纹扩展和抗疲劳性能，因此可以提高直升机的安全性和可靠性。
本文旨在研究直升机复合材料结构的装配工艺。
复合材料是一种由多个组分构成的材料，其中包括纤维增强材料、基体材料和填充材料。
在直升机中，复合材料主要用于制造旋翼、机身、尾翼等结构。
1. 旋翼旋翼作为直升机的关键部件，需要具备高强度、高刚度和耐疲劳的性能。
传统金属材料制造的旋翼很容易出现疲劳裂纹和腐蚀现象，而采用复合材料制造的旋翼可以有效降低这些问题。
同时，复合材料结构的旋翼还可以减少噪音和震动，提高飞行效率和舒适性。
2. 机身采用复合材料制造机身可以有效降低机身重量，提高机身强度、刚度和耐久性。
同时，因为机身的外形复杂，复合材料可以根据不同的需求进行成型，能够满足不同机身形状、尺寸和强度要求。
3. 尾翼尾翼是直升机的控制面，用于控制飞行姿态和方向。
采用复合材料制造尾翼可以减少尾翼所占用的空间，并且能够减少尾翼的重量。
复合材料还可以提高尾翼的稳定性和控制性能，从而提高整个直升机的飞行效率和安全性。
直升机复合材料结构的装配工艺是直升机制造中的关键环节，涉及到复合材料结构的成型、拼接、涂装等方面。
因此，在制造复合材料结构的直升机时，需要采取一系列的装配工艺来确保产品的质量和性能。
1. 复合材料结构的成型成型是复合材料结构制造的第一步，主要包括预优化设计、母板制备、纤维预浸加工、复合材料成型等几个过程。
预优化设计根据设计要求和材料特性进行设计，母板制备是为了给纤维预浸加工提供良好的基础，纤维预浸加工是为了使复合材料结构具有一定的强度和刚度，最后通过成型将各个组件组装在一起形成复合材料结构。
复合材料结构的拼接是应对直升机需求来进行的材料组装过程。
拼接主要包括手工剪切、机器剪切、钻孔、螺栓连接、异形件铆合等一系列过程。
浅谈复合材料在飞机上的应用与修理
浅谈复合材料在飞机上的应用与修理通过整理的浅谈复合材料在飞机上的应用与修理相关文档，希望对大家有所帮助，谢谢观看！【【关键词】复合材料；飞机；应用；修理一、复合材料概述1.基本分类复合材料在本质上是一种混合物，近年来，它在各个领域都得到了广泛应用，取代了很多传统材料。
一般来说，按照组成材料可以将其划分成金属和金属复合材料、非金属和金属复合材料、非金属和非金属复合材料。
按照它的结构特点又能够分为以下几种：第一，纤维增强复合材料。
将各种纤维增强体置于基体材料内复合而成。
如纤维增强塑料、纤维增强金属等。
第二，夹层复合材料。
由性质不同的表面材料和芯材组合而成。
通常面材强度高、薄；芯材质轻、强度低，但具有一定刚度和厚度。
分为实心夹层和蜂窝夹层两种。
第三，细粒复合材料。
将硬质细粒均匀分布于基体中，如弥散强化合金、金属陶瓷等。
第四，混杂复合材料。
由两种或两种以上增强相材料混杂于一种基体相材料中构成。
与普通单增强相复合材料比，其冲击强度、疲劳强度和断裂韧性显著提高，并具有特殊的热膨胀性能。
2.成型方法复合材料的成型方法按基体材料不同各异。
树脂基复合材料的成型方法较多，有手糊成型、喷射成型、纤维缠绕成型、模压成型、拉挤成型、RTM成型、热压罐成型、隔膜成型、迁移成型、反应注射成型、软膜膨胀成型、冲压成型等。
金属基复合材料成型方法分为固相成型法和液相成型法。
前者是在低于基体熔点温度下，通过施加压力实现成型，包括扩散焊接、粉末冶金、热轧、热拔、热等静压和爆炸焊接等。
后者是将基体熔化后，充填到增强体材料中，包括传统铸造、真空吸铸、真空反压铸造、挤压铸造及喷铸等、陶瓷基复合材料的成型方法主要有固相烧结、化学气相浸渗成型、化学气相沉积成型等。
二、复合材料在飞机上的应用1.在机体结构的应用机体是典型的对重量敏感的结构，外形复杂且零件尺寸较大，适合复合材料在机体结构上的应用，提高机体的损伤容限，使飞机的操作更加安全可靠，满足飞机的碰撞吸收能量和隐身结构的设计要求。
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发布时间：2022-08-17T10:41:30.893Z 来源：《科学与技术》2022年第30卷7期作者：赵长海[导读] 先进复合材料自20世纪70年代就以比重小、强度高、疲劳性能好等优点在飞机中得到应用赵长海山东航空股份有限公司青岛分公司,山东青岛 266300摘要：先进复合材料自20世纪70年代就以比重小、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。
关键词：飞机复合材料；结构装配；连接技术前言：复合材料的各向异性、脆性及其非均质性使复合材料连接的失效更为复杂，其损伤扩展特点及其断裂性能等都与金属材料有很大的差别；其次.复合材料结构飞机设计依赖大量的试验及设计人员的经验；加之复合材料制孔困难，且纤维被切断，导致孔边应力分布较复杂，应力集中程度高，导致强度严重下降。
因此，相对金属件的连接，复合材料的连接是结构的薄弱环节，结构破坏的60%-80%发生在连接处。
先进复合材料结构的连接技术对飞机结构安全和效率有着至关重要的作用，这对传统飞机结构机械连接技术在连接件种类、安装工具及设备等方面提出了新的挑战及更高的要求，已成为研究的重点。
1、飞机复合材料特性随着时间的推移，复合材料越来越多地应用于飞机结构部件中。
复合材料的外观不仅能平衡单个材料的某些弱点，而且还能获得单个材料不具备的优越特性。
复合材料具有较高的比刚度和强度、较强的疲劳强度和阻尼、结构和材料的强设计性以及简单的积分形式等特点。
现代飞机通常具有长寿、结构轻便、可靠性高等要求，因此复合材料的性能要求越来越高。
其特性如下:(1)高比强度和比刚度是测量飞机材料承载能力的重要指标。
值越大，此材料的重量越轻，相对强度和刚度越高。
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2 室温固化结构胶粘剂在直升机上主 要使用环境和技术要求
2. 1 主要使用环境 长期使 用温度 - 40 ~ 60 e , 贮存环 境温度为
- 55~ 70 e , 短期使用温度 150 e 。 [ 3] 2. 2 主要技术要求
直升机复合材料结构装配和修补工艺对室温固 化结构胶的技术要求如表 1所示。
平均值\ 17单个值 \ 15
剪切强度 ( 150e ) /MP a
\ 81 0
90b铝板剥离强度 ( 23 e ) / kN# m - 1
\ 21 0
3 试验
3. 1 原料 进口室温固化胶, 美国汉高 公司; J- 241胶粘
剂, 黑 龙江石 油化学 研究院; 自制铝合金试片, 由 2A 12硬铝 合金 制备 而成; 自制 复合 材料 试片, 由 5224 /G803环氧基复合材料生产制备而成; 15 号航 空液压油; 4109合成航空润滑油; RP - 3喷气燃料; M IL- PRF - 83282 航空液压油; 飞 马 号润滑油; 10 号 航空 液压 油。 3. 2 试验设计
脂 )对受损结构进行修理 [ 2] 。 在直升机型号研制中, 大量采用了具有优异高
低温性能的进口室温固化糊状胶, 但是, 由于其存在 订货周期长、采购困难等问题, 需采用国产室温固化 耐高温结构胶进行替代。目前黑龙江石油化学研究 院已研制了一种室温固化高温使用糊状胶粘剂 J241, 为确定该胶粘剂能否替代进口胶, 我们结合此 类胶粘剂在直升机上的使用环境和要求, 进行了大 量的试验研究和对比分析, 结果表明 J- 241各项性
CHEN Guangchang1, YUAN Chunm ing1, Yu Y ing1, ZHAO H anqing2
( 1. Ch ina H e licopter R esearch and Deve lopm ent Institute, Jingdezhen 333001, Ch ina; 2. O il Chem istry Institu te ofH eilongjiang, H a rbin 150001, Ch ina)
表 1 主要技术要求
项目
要求
挥发份 /%
符合 IGC041 261 200
适用期 ( 25 ? 5 e ) /m in
30~ 0
剪切强度 ( - 55 e ) /MP a
\ 18
剪切强度 ( 23 e ) /MP a
平均值\ 26单个值 \ 23
剪切强度 ( 70 e ) /MP a
\ 20
剪切强度 ( 120 e ) /MP a
A bstra ct In this paper, the feasibility experiment design and experim enta l results of replacing fore ign adhesive w ith J- 241 adhesive as room tempera ture cured adhesive in composite structure assembly and repair of helicopter were summ ar ized. The exper imenta l resu lts gained confirmed the practica l application of J- 241 adhesive and provided the basis for the use of J- 241. K ey words J- 241 adhesive; helicopter; composite structure; assembly; repa ir
关键词 J- 241胶粘剂; 直升机; 复合材料结构; 装配 ; 修补
中图分类号: V255+ . 4
文献标识码: A
App lica tion Ana lysis of J - 241 Adhesive in C om posite Structur e A ssem b ly and R epair of H elicopter
收稿日期: 2009- 07- 09 作者简介: 谌广昌 ( 1983- ), 男, 硕士, 工程师, 主要研究方向: 材料管理与应用。
2010年第 1期
谌广昌 , 袁春明, 俞 颖, 等: J- 241胶在 直升机复合材料结构装配和修补中的应用分析
# 41#
能与进口室温固化胶基本相当, 能够满足直升机使 用要求。
( 1. 中 国直升机设计研究所, 江西 景德镇 333001; 2. 黑龙江石油化学研究院, 黑龙江 哈尔滨 150001)
摘 要 概述了 J- 241胶粘剂取代进口室温固化糊状胶作为直 升机复合材料结构装配和修补用室温固 化胶
粘剂的可行性试验设计与试验结果, 为 J- 241胶粘剂的使用提供了依据。
耐湿热老化性能比较测试项目241进口室温固化胶初始剪切强度mpa3313331934123418老化后剪切强度mpa2711271527112815保持率811057910初始90b剥离强度kn4119415731213127老化后90b剥离强度kn1161117911011119保持率38143113耐盐雾性能比较测试项目241进口室温固化胶初始剪切强度mpa3313331934123418老化后剪切强度mpa3215351730143114保持率97168819初始90b剥离强度kn4119415731213127老化后90b剥离强度kn4104413821542164保持率96147911腐蚀面积耐介质性能比较测试项目241保持率进口室温固化胶保持率初始剪切强度mpa3313331934123418浸泡15号航空液压油后剪切强度mpa3011301690162917301786174109润滑油291330168811281230108213rp喷气燃料281429158513261430117712milprf83282291130168715291331178515号润滑油29123215871730123211881310号航空液压油261327118210271227187617粘接复合材料剪切强度和剥离强度比较测试项目241进口室温固化胶剪切强度室温mpa1615171616101815剪切强度70mpa1718181717192111剪切强度120mpa1711171317131717铝合金蒙皮复合材料板90b剥离强度kn1186211011891195结论根据以上分析不难看出241与复合材料铝合金的粘接性能与进口室温固化胶基本相当满足直升机复合材料结构装配和修补工艺对室温固化结构胶的技术要求
1 前言
复合材 料 结构 胶 铆 连接具有较高的剥离强 度 [ 1] , 同时, 胶粘剂也能起到一定的缝隙填充作用。 根据结构形式的不同, 在复合材料结构装配过程中 有时需采用室温固化结构胶粘剂。
另外, 直升机复合材料结构在使用过程中有可 能产生损伤, 需要进行现场修理, 而现场普遍不具备 热压修理条件, 因此, 要求尽量采用室温固化胶 (树
2)为了考查 J- 241的 /三防 0性能 (防湿热、防 盐雾、防霉菌 ), 测定了 J- 241与进口室温固化胶粘 接的铝合金试片的耐湿热老化、耐盐雾及耐介质性
总 第 161 期 2010年 第 1期
直 升机 技 术 HELICOPTER TECHNIQUE
Tota l No. 161 No. 1 2010
文章编号: 1673- 1220( 2010) 01- 040- 03
J- 241胶 在 直 升 机 复 合 材 料 结 构 装 配
和修补中的应用分析
谌广昌 1, 袁春明 1, 俞 颖1, 赵汉青2