复合材料结构的修理1
复合材料修复资料
玻璃纤维材料的修复-----------------------------------------------------------------------------------------其他行业的玻璃纤维修复1.汽车保险杠是玻璃钢的,损坏了只能用玻璃纤维和树脂来修补,首先你需要买树脂和玻璃纤维毡,这些卖玻璃钢产品的门市都有的,树脂论公斤卖的,叫他们给你配好了,因为其实它有三种材料:树脂、催干剂和固化剂,问清楚怎么用?因为都是化学材料,三者放在一起会起化学反应,放热的,量大的话还会爆炸的,所以要注意安全,不要被烫到了,不要被溅到眼睛里;玻璃纤维布注意最好买毡,因为毡是丝状的,可以一根根抽出来,便于修复修平汽车保险杠表面。
两者都买好了,开始修理了:拿个容器另外装树脂,少装些,别一次倒完了,然后再放几滴固化剂,注意搅拌均匀,固化剂可以少放,因为他起固化作用,少放固化慢一些就是了,放多了几分钟就完全固化了,你还没来的及修补呢!用个毛刷刷到到损坏的地方,然后贴些玻璃纤维毡,再刷些树脂上去,刷一次贴一次就可以了!干了以后打磨表面,最后喷漆就可以了!做玻璃这行看起来简单,其实也是技术活,要熟练才刷的平,没有空隙才行!液体是不饱和聚酯树脂【型号一般时191和196】但是要加固化剂和促进剂【俗称红水和白水】比例根据温度而不同,调和后要在规定时间内糊完,否则就会固化2.买玻璃丝布,环氧树脂,固化剂和柔软剂,先把破口处理一下,再刷环氧树脂混合液,后铺玻璃丝布,这样做三脂两布,固化后,打磨平整。
玻璃钢(FRP)亦称作GFRP,即纤维强化塑料,一般指用玻璃纤维增强不饱和聚酯、环氧树脂与酚醛树脂基体。
以玻璃纤维或其制品作增强材料的增强塑料,称谓为玻璃纤维增强塑料,或称谓玻璃钢,注意与钢化玻璃区别开来。
由于所使用的树脂品种不同,因此有聚酯玻璃钢、环氧玻璃钢、酚醛玻璃钢之称。
质轻而硬,不导电,性能稳定.机械强度高,回收利用少,耐腐蚀。
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
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。
飞机复合材料结构修理技术
飞机复合材料结构修理技术发布时间:2021-12-09T07:52:47.640Z 来源:《防护工程》2021年25期作者:纪书雅[导读] 科技进步带动了复合材料在航空领域的快速发展。
考虑到复合材料已经逐步成为当下飞机结构的关键部分,为此,必须积极进行其损伤机理与金属损伤存在差异的分析,对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。
航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 150066摘要:科技进步带动了复合材料在航空领域的快速发展。
考虑到复合材料已经逐步成为当下飞机结构的关键部分,为此,必须积极进行其损伤机理与金属损伤存在差异的分析,对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。
本文主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究,促进飞机复合材料的可持续发展。
关键词:飞机复合材料;结构修理;修理技术引言:目前我国民用飞机其选用材料将逐渐从全金属向混杂结构技术转化,可靠性、安全性、经济性及舒适性等是未来飞机运行时要的,因此,复合材料的高比刚度、耐高温、材质轻等性能优势将更为显著,能很好的满足民用飞机材料的要求,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。
复合材料在我国航空领域的应用取得了一定成效,而复合材料的使用要求也逐渐严格,但随着复合材料及其成形工艺技术的发展,对飞机复合材料结构修理技术方面的研究还有待于完善。
1.飞机复合材料结构及分析1.1复合材料结构的类型与特点层压板、蜂窝夹芯结构和蜂窝壁板结构是飞机上使用的主要复合材料构件。
单层板粘合面、不同材质单层板和不同纤维铺设方向上相同材质的各向异性单层板也可以构成复合材料层压板。
致使层压板具有各向异性的特点是由于这些单层板在厚度方向的宏观非匀质性导致的。
两块薄面板和中间胶接低密度的夹芯组成了蜂窝夹芯结构,夹芯材料有泡沫塑料和蜂窝夹芯,面板较薄,结构形式为层压板,主要材料有预浸单向碳纤维带或编织布、未预浸或预浸纤维玻璃布等。
蜂窝夹芯有铝箔蜂窝和玻璃布蜂窝。
直升机用复合材料蜂窝夹层结构脱胶的修理
直升机用复合材料蜂窝夹层结构脱胶的修理摘要:合材料越来越多的应用在直升机结构件中,如何在常温下快速修理直升机用复合材料结构件已成为军民各行业的研究重点。
复合材料蜂窝夹层结构具有比强度、比刚度高等优异的力学性能,以及良好的隔音降噪、耐腐蚀和抗疲劳性能,该结构中还可以安装嵌入件,使得承载较低、重量较小的设备易于安装。
目前,该结构已广泛应用在直升机结构上,如舱门、口盖、内饰、进气道和整流罩等非承力结构,地板、蒙皮、框腹板、梁腹板、尾梁等承力结构。
关键词:蜂窝夹层;脱胶;修理复合材料蜂窝夹层结构是由上、下复合材料面板通过胶膜或胶粘剂与蜂窝相连的一种结构,由于该结构的面板较薄,蜂窝夹层间有明显的胶接界面,所以在使用中不可避免地会发生面板分层、板芯脱胶及面板损伤和蜂窝塌陷等损伤。
我国复合材料专业起步较晚,有些专家在这方面作了很多工作,但未取得突破性的进展,没能在飞机复合材料蜂窝夹层结构件上实现工程化应用。
近年来复合材料蜂窝结构件在我国飞机上的应用比率不断增大,数量不断增多,迫切需要其修理技术,以提高结构件损伤后的使用寿命和降低使用维护成本。
一、设计与工艺复合材料蜂窝夹层结构不同损伤有不同的修理方法,本文主要对非穿透损伤的蜂窝壁板进行修理研究。
非穿透性损伤是指一面蒙皮及芯子的损伤。
1、修理材料及方法。
一般认为,复合材料蜂窝夹层结构修理用材料应相同于原材料结构,而性能和工艺又应处于同一水平为佳,也可选择工艺上更为简便但对其它性能影响不大的材料。
当无法获得原结构用材料而不得不选用其作材料时,除了考虑材料的基本性能之处,还须考虑其湿热性能、耐热性能、耐介质性能和疲劳性能等。
本次修理的树脂基复合材料蜂窝夹层结构的材料组成碳纤维、环氧树脂体系、蜂窝、环氧类型的高温胶粘剂和中温胶粘剂。
复合材料蜂窝夹层结构的不同损伤类型和损伤程度有不同的修理方法,一般可以分为贴补法、挖补法、注射法等。
挖补法又可以分为单面挖补和双面挖补。
贴补法适用于载荷不大、气动外形要求不高、较薄的平面形制件。
复合材料结构修理-6.2 复合材料结构修理方法
冷修理
• 在室温下固化的修理又称为冷修理。冷修 理应用于受力不大、不重要的复合材料结 构修理。有的时候,冷修理也采用加热固 化,但通常加热温度不超过150F,加热 的主要目的是为了缩短树脂的固化时间。 注意,冷修理不能用在高应力区和主要结 构件的修理上。
热修理
• 非室温固化的加热固化修理又称为热修理。 通常加热的温度有200~230F、25 0F和350F三种。其中200~230F 温度适用于采用湿铺层料的修理,250F 和350F两种温度适用于采用预浸料的修 理。通常,复合材料主要结构都采用热修 理。热修理能够恢复原结构符合适航要求 的强度。采用热修理时,修理用的材料要 与所取固化的温度相适应。
5.机械连接修理
• 机械连接修理(Mechanicall
是指在损伤结构表面采用螺栓或铆钉固定 一外部加强补片,使损伤结构遭到破坏的 载荷传递路线得以重新恢复的一种修理方 法。机械连接修理一般用于层合板的损伤 修理,加强补片与被连接件的结合面常用 同时涂胶黏剂胶接。
副翼复合材料层合板修理方案
修理工作流程
4. 胶接连接修理
• 复合材料结构修理多数采用胶接修理,胶接修理 适用于薄件或者较薄件的修理。广义的胶接连接 修理包括前面所述的铺层修理、注胶和填胶修理 等。这里介绍相对狭义的胶接连接修理。胶接连 接修理是指对一个构件因损坏断裂成两个部分或 者原来胶接连接的构件之间出现脱胶损伤,以特 定的连接形式,通过胶粘剂,使之连接成一体, 恢复其功能的修理方法。有的情况下,胶接修理 还需与机械连接修理一起对损伤实施修理。
第6章 飞机复合材料结构修理
6.2 复合材料结构修理方法
修理方法
• • • • 铺层修理 注胶与填胶修理 胶接修理和机械 连接修理
航空复合材料结构维修技术研究
航空复合材料结构维修技术研究摘要: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维修技术: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:航空复合材料维修近年来,复合材料在航空中的研究主要集中于用先进复合材料制造承受大载荷的主承力结构。
随着飞机上复合材料用量的增加,对于复合材料制造、装配和维修的要求也相应提高。
其中满足功能性、经济性和安全性的维修技术对复合材料的应用起到了制约作用。
1 复合材料结构的维修复合材料结构维修的目的是在最短的时间和最少的花费条件下修复结构的完整性,得到和原来结构的刚度、强度相匹配的结构,同时保持增加的重量尽可能小。
相对于复合材料在飞机上的应用来说,复合材料维修技术的相关研究、相关技术标准或规范的建立工作是相对滞后的。
复合材料的特性决定了其在冲击后容易产生裂纹和分层,因此大量复合材料部件在不可避免地会发生结构缺陷或损伤,必须进行及时维修以减少生产中部件的报废率,并提高部件使用完好率,在保证安全的同时降低复合材料的使用成本。
因此,复合材料构件维修的重要性不言而喻。
相对于金属结构的损伤而言,复合材料结构的损伤往往是同一构件的经常性或周期性损伤,而且复合材料的损伤检查和检测需要经过特殊培训的特殊人员进行,复合材料维修需要先进的维修和检测设备,所以复合材料的维修成本更高;复合材料结构维修技术相对滞后,维修过程和材料体系尚不完善,复合材料修理完成后的质量难以检测,因此复合材料的标准修理方法具有局限性。
出于对复合材料结构维修成本、可操作性、安全性等因素的综合考虑,目前实际在进行复合材料结构维修时通常遵循以下思路:首先先评估可能对复合材料造成损伤的因素对复合材料的影响,确定损伤的程度、范围;然后确定维修区域和维修方法;最后对维修后的复合材料进行检测。
2 复合材料损伤的确定复合材料的损伤大多由以下原因产生:固化过程中产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的损伤,常见的如工具掉落冲击损伤;由于环境引起的损伤。
飞机复合材料结构修理总结
飞机复合材料结构修理总结飞机复合材料结构修理是航空维修中的重要工作之一,以下是对飞机复合材料结构修理的总结:1. 仔细评估损伤:在进行复合材料结构修理之前,必须仔细评估损伤的类型、范围和严重程度。
这包括使用适当的检测工具和技术,如超声波探伤或热红外成像,来确定损伤的位置和扩展情况。
2. 选择修复方法:根据损伤的性质和位置,选择适当的修复方法。
修复方法可以包括表面修补、填充修复、层压修复或补强修复等。
选择修复方法时要考虑到结构的强度和刚度要求,以及修理后的重量和性能影响。
3. 准备工作:在进行修理之前,必须对修复区域进行适当的准备工作。
这包括清除损伤区域周围的污垢和残留物,清理表面以确保良好的粘接或结合。
4. 材料选择和制备:选择适当的修复材料,如复合材料补片、粘接剂或填充剂。
材料的选择应考虑到与原材料的兼容性和结构要求的匹配性。
在使用之前,要确保修复材料经过适当的制备,如切割、打磨和涂覆。
5. 修复操作:按照修复方案和操作规程进行修复操作。
这可能涉及到粘接、固化、热处理或压制等步骤。
在操作过程中,要严格控制时间、温度和压力等参数,以确保修复的质量和一致性。
6. 检验和测试:完成修复后,必须进行检验和测试以验证修复的有效性和质量。
这包括使用非破坏性测试方法,如超声波检测或光学显微镜观察,来检查修复区域的完整性和质量。
7. 记录和报告:对修复过程和结果进行记录和报告。
记录包括修复方案、使用的材料和工艺参数,以及检验和测试结果。
这些记录对于后续的维护和审计是必要的。
总而言之,飞机复合材料结构修理需要严格的操作和控制,以确保修复的质量和可靠性。
只有经过合适的评估、选择合适的修复方法、正确准备和操作、进行检验和测试,并记录和报告修复过程,才能有效地修复飞机复合材料结构,并确保飞机的安全和性能。
复合材料结构的损伤与修理
修理程序通 常采用以下 1 : O步 ( ) 出损 伤部 位.通过 肉眼观察 , 打听声等方法 1找 敲 进行初步判 断 . 找出损伤大致部位 .
常见的分层是两层 或两层 以上 的材料层 片间 的分 离. 通 常是 由于复合 材料 构件受到 冲击 , 敷设 , 钻孔 , 紧固件在 织 物及无纬碳纤 维, 玻璃纤维或凯芙拉纤 维增强体 中安 装 或取 出所致 . 制造过程 中不小心带人 的异物也会 引起复合 材 料 的分层 . ( 脱胶 3) 工程 中常 见的是粘接线脱胶 . 通常 发生在 蜂窝芯与蒙 皮之 间 , 蒙皮与次极结构之 间的粘接地带 . 以及
维普资讯
2 o .. o 47
复合材料结构的损伤与修理
蔡 文海 , 金 延 中
( 空军航 空大学 基础部 , 吉林 长春 10 2 ) 30 2
摘 要: 结合航 空装备 结构的修理 , 简要地介绍 了复合材料结构 常见 的损伤类型 , 修理的基本程序 和主要 方法. 关键词 : 复合材料 ;结构 ;损伤 ;修 理
圈
�
( O 修理 的监 控.主要是 指对修理过 的部 位进 行定 1)
索无松 动 , 套管表 面没有 发现 开裂和 纵 向裂 缝 , 断 检查 拉
部位 5 %在钢索本 体 ,另 一部分断在铜套管端头 口尾 端 0
处.
编结接头 , 可用于生产 中. 故 采用新工艺后 . 产品所用各种 直径 的钢索有 19根 . 9 0 有 3根摆脱 了手工 编结 . 占全机 的 8 %. 5 解脱 了笨重的手工劳动 , 提高 了产 品质 量 , 功效 比手
( 编辑 毕 胜)
34 螺 栓 连接 的 加 强 板 .
作者 简介 : 文 海 ( 96 ) 男, 授 , 蔡 14 一 , 教 主要 从 事航 空机械 和相 关力 学
复合材料结构修理-2.4 复合材料结构类型(1)
– 同一复合材料构件中只含有一种增强材料的 复合材料,称为单一复合材料。单一复合材 料无需特别说明。
• 混杂复合材料(Hybrid Composites)
– 同一复合材料构件中含有两种或两种以上的 纤维混合或不同纤维的铺层混合构成的复合 材料称为混杂复合材料。混杂复合材料需注 明由哪几种增强材料混杂。
按基体类型分类
• 非金属基复合材料:分别以树脂、陶瓷材 料、碳等为基体构成的复合材料。
• 金属基复合材料(MMC):以金属为基体 构成的复合材料,如铝基复合材料、钛基 复合材料和铜基复合材料等。
按增强材料的几何形状分类
• 长纤维(连续)增强复合材料 • 短纤维增强复合材料 • 颗粒增强复合材料
按同一复合材料构件中含有增强材 料种类的数量分类
(3) 复材夹芯结构特性
(1) 具有比常规金属结构更高的比强度; (2) 蜂窝夹芯结构与厚度等于上、下面板厚度
之和的平板相比,更高的抗弯刚度; (3) 蜂窝夹芯结构具有较好的隔热和隔音性
能; (4) 具有较强的抗震、抗冲击和耐声疲劳性
能。
(4) 夹芯结构的应用
• 飞机复合材料结构件大多数都采用蜂窝夹 心结构:
层合板构造示意图
层合板原材料
• 湿铺层(Wet Lay up) :
– 纤维布。 – 铺层树脂。不同固化温度对应不同的铺层树
脂。
• 或者,预浸料:
– 单向带。或者 – 纤维布
波音层压板常用原材料
(2) 单层板
• 层合板中的任一铺层称为单层板,它是层 合板的基本结构单元。单层板固化后的厚 度一般约为0.1~0.3 mm。
铺层材料
• 铺层材料决定于层合板的载荷大小、载荷 类型、使用环境等。
复合材料典型结构层压板加筋板蜂窝结构修理
10、层压板内部分层
➢ 用甲基丁酮或丙酮清除分层区周围污物 ➢ 标出注射孔位置,用钻头钻孔(达到分层处) ➢ 选用正确的修理树脂,调制后装入干净注射器中 ➢ 将混合树脂注入一个钻孔,直到树脂从另外一个钻孔溢出 ➢ 把分离膜等放在修理区上,用加压钳或重物加压 ➢ 固化 ➢ 移去加压钳、分离膜等 ➢ 用砂纸磨去多余树脂并打磨平整 ➢ 检查气穴
蒸汽脱脂:主要用于清除表面油脂。
底部加热,顶部绕有水冷容器,对多脂物有较高溶解性的清洁液蒸发,蒸汽在冷蜂窝 芯上凝结形成带有污染物的溶液并滴落,而后为更纯的凝结溶液代替。一直进行到蜂 窝过热不再凝结蒸汽为止。
2)冷修理较高的蜂窝芯时,可将几块蜂窝叠起来 ➢ 切两块一样的蜂窝 ➢ 剪一块略大的纤维织布 ➢ 刮布使胶粘剂浸渍纤维织布 ➢ 用纤维织布把两块蜂窝连起
6、封装
铺放顺序
芯塞修理区外周 均放3个热电偶
注意事项:
➢ 封装材料的铺放顺序 ➢ 芯塞厚 0.5in:只外面电热毯,外面修理区至少2个热电偶 ➢ 芯塞厚 > 0.5in:
o 可两面接近时,两面都铺电热毯,外面修理区2个热电偶, 内部修理中心1个热电偶 o 仅外面接近,外面电热毯,至少2个热电偶在孔中
➢ 超声波探伤仪检查损伤区 ➢ 确定并标识脱粘区 ➢ 根据脱粘区大小,确定紧固孔位置 ➢ 钻紧固孔 ➢ 清洁修理区 ➢ 安装连接件,用胶粘剂/密封剂密封 ➢ 喷漆
蜂窝结构修理 上下面板通过胶膜/胶粘剂与蜂窝相连
常见损伤:
o 面板分层(冲击、粘接失效) o 板芯脱粘(声振、高温、潮湿) o 面板损伤(蒙皮裂纹是蜂窝内部出现积水的根本原因) o 凹坑(压缩强度不够、弯矩过大导致压缩损伤、外来物冲击)
➢ 热固化:中温固化(120oC)、高温固化( 180oC及以上 )
复合材料的维修
补片材料一般为复合材料单向带,铺层结构与
母体相同,固化形式也有两种:预固化和共固化。
2.根据损伤程度和性能要求分为四种类型
(1)临时性修理(暂时性修理) 这种修理主要针对许可损伤或有时间限制的许可
损伤进行修理或实施保护性措施。可用结构性材料或
非结构性材料,能满足强度要求,并含有装饰性的目
临时性修理 和
永久性修理
临时性修理也叫外厂紧急修理,这种情况切实可
行的办法是采用金属补片机械连接。
永久性修理业叫返厂修理(或内厂修理),一般
在飞机定检时进行,当损伤比较严重时,应将可拆卸 的部件送到复合材料维修中心则
所有复合材料结构,特别是易受到损伤的部件,
办法。
第二章 修理程序
虽说复合材料的修理分类很多,但其具体修理方 法主要就是湿铺贴法和预浸料法(其中有少量的机械 法,如铆接、螺接等)其修理的大体程序基本相似。 第一节 修理程序 具有代表性的较全面的修理程序如下:
——材料识别
——标明损伤区域
——切除损伤材料(如蒙皮、蜂窝芯等) ——切口(坡形或台阶形)打磨或去除表面层 ——干燥修理区域 ——清洁修理区域 ——安装新蜂窝芯(如果损坏了) ——固化蜂窝芯(如果损坏了)
“B级过渡性修理”。
(3)永久性修理
该修理能在飞机寿命期限内,恢复并保持飞机结
构完整性(即要求强度也要求耐久性)的修理方法。 一般可在飞机“C”检完成,其检查时间和检查间隔与 原始部件相同,这种修理也叫“A级损伤允限修理”。 (4)更换部件 损伤严重,无法用修理来恢复其结构的完整性, 即使能修理,但经济不合算,故更换零部件是唯一的
外场条件下这种方法较容易实现,且强度可恢复到
复合材料结构修理常用方法
复合材料结构修理常用方法1. 引言复合材料在航空、汽车、船舶等领域得到越来越广泛的应用,其优异的力学性能和低密度使得复合材料结构成为一些特殊领域的选择。
因为其特点,复合材料在受损后进行修理时需要特殊的考虑。
本文主要讨论在航空领域中的复合材料结构常见的修理方法。
2. 损伤评估和表征在进行复合材料结构修理之前,必须先进行损伤评估和表征。
在损伤表征中,要了解受损部位的尺寸、形状、深度、类型以及受损的程度等信息。
对于损伤的类型,包括裂纹、孔洞、烧穿等,需要进一步分析其性质和影响,以便确定后续修复方案。
3. 常见的修理方法3.1 外补丁法外补丁法是一种在结构中增加补丁的方法。
其主要步骤包括往受损区域周围贴上预制的复合材料片,使用胶水固定住,然后进行碳化处理,接着进行表层处理以及终端加工。
这种方法的优势在于处理时会对整个结构有较小的影响,同时成本和维护工作也较少。
但是在一些情况下,使用外补丁法可能会对结构的流线性产生一定的影响。
3.2 内补丁法内补丁法是一种在复合材料结构内部添加补丁的方法。
首先将受损区域周围挖去一定量的复合材料,并将补丁塞入然后对其进行胶接和热处理。
这种方法需要在深度困难区域内施工,因此通常需要使用专业设备。
在对结构产生影响时,内补丁法表现良好。
3.3 局部替换法局部替换法是一种把受损的结构部件替换为新的构件的方法。
这种方法会更改结构的刚度、质量等结构特征,也会对结构强度产生影响。
通常,该方法仅在不得不对结构进行深刻改变的情况下使用。
3.4 补丁替换法补丁替换法是一种将已损害的叶子或层替换为新的部件的方法。
这种方法通常会影响到结构的刚度,需要对结构进行重新设计。
4. 结论复合材料结构因其特性而得到广泛应用,对其损伤进行的修复需要考虑到结构的几何形状以及其深度和损伤类型。
本文介绍了外补丁法、内补丁法、局部替换法和补丁替换法等常见的修理方法,但根据具体情况仍然需要进行选择和评估。
在选择一种修理方法时,需考虑到其对结构特性的影响,既要保证了结构损伤得到有效修复,又不会对结构力学性能产生负面影响。
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。
复合材料—复合材料的修复(航空材料)
(3) 热黏结修理 在这种修理中,首先清除已破坏铺层,将新的修补层用共固化修补,以得到一个
气动埋头修理。 优点:具有恢复原有形状及保持光滑气动外形的能力,可以剪裁成任意尺寸、任意蒙 皮厚度和纤维方向; 缺点:环氧树脂体需要冷藏,许多情况下固化需要热源和压力源。
2. 修理的方法
➢ 热修补 ➢ 用湿法完成先进复合材料结构的热黏合修理时温度为93-110℃,121℃或177
复ห้องสมุดไป่ตู้材料的修复
复合材料的修复
1. 修理的类型
➢(1)螺接修理 将预固化复合材料补片或铝补片铆接或螺接在破损区的这种用紧固件连接修理的方法
称为螺接修理。 优点:可以快速作临时性的修理; 缺点:有时候找不到通向部件或层合板后面的通道,不能使受压部位回复到修理钱的强 度。 ➢(2)冷黏结 将预固化的补片粘结在破损的表面的修理方法称为冷粘结修理。 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,切不 能用于大面积的修理。
℃也可接受。结构维修手册为每个部件提供了修理数据,并规定了应用范围以 及最大尺寸。 ➢ 常用的维修工具:电热毯,电炉或者热压罐。 ➢ 冷修补 ➢ 使用湿法铺层材料的冷修补是在室温到66 ℃下进行的。为了加速树脂的固化时 间,允许使用电热毯、加热灯或者热空气烘箱。
复合材料结构修理技术探究
复合材料结构修理技术探究一、引言复合材料是由两种或两种以上材料组合而成的材料,其具有轻质、高强度、耐腐蚀等优点,在航空航天、汽车制造、建筑工程等领域得到广泛应用。
然而,复合材料的结构在使用中可能会出现损伤或破裂,因此研究复合材料结构修理技术具有重要意义。
二、复合材料结构修理技术的分类复合材料结构修理技术主要分为表面修理和内部修理两类。
1. 表面修理表面修理主要针对复合材料表面的划痕、磨损等轻微损伤进行修复。
常见的表面修理方法包括填补、喷涂和维修补丁等。
其中,填补方法是将填料填充到损伤处,然后研磨至平整;喷涂方法是将修补材料喷涂在损伤处,形成一层保护涂层;维修补丁方法是将预先制备好的复合材料片贴合在损伤处,然后进行固化。
2. 内部修理内部修理主要针对复合材料结构的内部损伤,如层间剥离、孔洞等进行修复。
常见的内部修理方法包括注射、层间填充和增强等。
其中,注射方法是将修补材料注入到损伤处,填补空隙;层间填充方法是将填料填充在层间剥离的区域,增强结构的粘接强度;增强方法是在损伤处增加补强材料,提高结构的强度和刚度。
三、复合材料结构修理技术的研究进展随着复合材料在各个领域的广泛应用,复合材料结构修理技术也得到了迅速发展。
目前,研究人员主要关注以下几个方面的内容:1. 修理材料的研究修理材料是复合材料结构修复的关键。
目前,研究人员正在开发各种适用于不同损伤类型的修复材料,包括填料、胶粘剂、增强材料等。
研究中重点考虑修复材料与复合材料的相容性、粘接强度和耐久性等性能。
2. 修理工艺的研究修理工艺是实施复合材料结构修复的关键步骤。
研究人员通过对修理工艺的优化,提高修复效果和修复速度。
例如,采用自动化设备进行修复,能够实现高精度和高效率的修复。
另外,还有研究人员探索新型的修理工艺,如激光修复技术、电弧修复技术等。
3. 修理性能的评估方法修理性能的评估是判断修复效果的重要指标。
研究人员正在研究各种评估方法,包括力学性能测试、热性能测试和耐久性测试等。
飞机夹层结构复合材料零部件的损伤形式及修理方法
常见飞机蜂窝板损伤形式及修理方法航空器复合材料中的蜂窝板是由薄而强的两层面板中间胶接蜂窝材料而成的一种新型复合材料,也称蜂窝层合结构(见图1)。
其面板选材有金属板、玻璃纤维、石英纤维、碳纤维等;夹心材料主要有芳纶、玻璃纤维、铝合金及发泡型结构。
蜂窝可制成不同的形状。
飞机上的蜂窝结构是由耐腐蚀夹心、面板、衬垫、隔板(假梁)、边肋等零件胶合而成。
面板与夹芯之间用胶膜胶接,蜂窝夹芯用芯子胶和耐腐蚀胶根据实际需要形状施加真空压力后加温胶接成型。
图1 蜂窝夹心板结构一、航空复合材料蜂窝结构损伤种类根据航空复合材料蜂窝结构部件在使用过程中可能出现损伤的情况,我们可以大致将胶接蜂窝结构部件的损伤分以下5类:1、表面损伤图2 典型表面凹坑此类损伤一般通过目视检查发现,包括表面擦伤、划伤、局部轻微腐蚀、表面蒙皮裂纹、表面小凹坑和局部轻微压陷等。
这类损伤一般对结构强度不产生明显的削弱。
2、脱胶及分层损伤该损伤是指纤维层与层之间或面板与夹芯之间的树脂失效缺陷,主要通过敲击检查、超声波检测等手段发现。
此类损伤一般不引起结构外观变化,大多是在生产过程中造成的初始缺陷,并在反复使用过程中缺陷不断扩展而导致的。
脱胶或分层面积过大会引起整体复合材料强度的削弱,应及时予以修补。
3、单侧面板损伤这类损伤包括单侧面板局部压陷、破裂或穿孔,一般通过目视检查即可发现。
该类型损伤能使一侧面板和蜂窝夹芯都受到损伤(表面塌陷),对气动性能和结构强度影响较大。
一旦发现该类损伤必须经过修理和检验确认后方能能重新使用。
4、穿透损伤该类型损伤是指蜂窝部件出现穿透性损伤、严重压陷和较大范围的残缺损伤等。
此类损伤对结构性能和强度有严重的影响,根据受损情况立即予以修理或按需更换新件。
5、内部积水该损伤原因主要由于蜂窝结构边缘或蜂窝材料对接边缘密封不严或密封失效,在长期使用过程中由于雨水渗透、油液浸泡以及水汽冷凝而造成蜂窝夹芯出现积水。
虽然一般情况蜂窝内部积水不会造成严重影响;但在冬季日夜气温变化较大的情况下,由于积液结冰膨胀将会会造成复合材料部件内部树脂基体脱胶;同时在积液的长期浸泡下也会使复合材料的树脂基体的胶接强度大幅降低而降低部件的整体性能;特别是各类复合材料制备的舵面、襟翼、翼身整流罩及发动机部件等,均应及时检查其内部蜂窝结构的积水情况并作出相应修理措施。
复合材料结构的修理1
(2)如图9.3-3所示的那样均匀地斜坡打磨清除 损伤后的周围区域。打磨时要满足相邻层轮廓线 之间的距离要求。对于非气动敏感区,也可采用 图9.3-4所示的阶梯打磨方式。但要注意打磨时不 要损伤或暴露各层的纤维丝,否则会降低构件的 结构强度。
T
(3)使用150号或更细的砂纸打磨损伤区切割 边缘。 湿铺层1in; 处表面上的漆层和导电层 预浸料0.5in 打磨时,不要暴露或损伤表面纤维。 注意:绝对不能用清除剂清除涂层。
三、清除损伤 切割损伤时,应使用导向装置。切除损伤面 板后要修整边缘,切口形状应为带圆角的矩形、 圆形或呈椭圆形。要注意切除损伤时不要弄坏末 损伤的铺层、夹芯和周围材料。 当夹芯也有损伤时,按与面板切口相同形状 切除损伤夹芯。切除的夹芯必须超过目视损伤范 围至少0.5in。切除夹芯时,要避免弄坏对面未损 伤的面板。 对于厚度大于1in的芯,可以部分地切除夹芯, 但必须确保有损伤的夹芯能被完全切除。
2.纤维织品 纤维织品 (纤维织物和纤维单向带)是湿铺层 修理的铺层材料。湿铺层修理是采用纤维织品浸 涂树脂进行的铺层修理。 图9.2-1给出了纤维织物的试样。 表9.2-3各种常见的修理用纤维织品。 从表中可看出,可以用规定类别的玻璃纤维 织品修理Kevlar铺层,但不能用它修理碳纤维铺 层。损伤的碳纤维铺层只能用碳纤维修理。
2.热修理
2500F固化修理 热修理可分为: 3500F固化修理 2000F或3000F湿铺层固化修理 热修理一般用在部件或构件的特定区域。 注意:2500F固化修理不能用在3500F固化材 料制作的构件上。在复合材料结构修理中,修理 材料应与固化温度相适应。 例如,350 0F固化修理材料,不能在250 0F温 度下固化,不得用在250 0 F固化修理上;同样, 2500F固化材料也不能用在3500F固化修理上。
复合材料维修
第五章复合材料结构与维修1 在蜂窝结构夹心塞的修理过程中,通过把夹心塞放在丙酮或MEK溶液中浸泡进行清洁处理,浸泡时间不能超过:DA 10秒B 240秒C 120秒D 60秒2在复合材料结构修理过程中:A DA要戴上清洁的手套去拿薄膜粘合片B可以裸手去拿预浸料C可以裸手去拿薄膜粘合片D从冰箱中拿出薄膜粘合片后,可马上打开包装纸使用3下列四种说法那种正确:BA 在蜂窝结构的修理过程中,夹心塞可以不与远夹心的方向一致B 在蜂窝结构的修理过程中,夹心塞可以与夹心的方向一致C在复合材料结构湿铺层修理中,可以用玻璃纤维铺层代替碳纤维层D在复合材料结构修理中,修理铺层的方向可以与原铺层方向一致4在蜂窝夹新塞的固化过程中,真空包中的压力保持在:CA 50 IN 汞柱高的最低压力B 45 IN 汞柱高的最低压力C22 IN 汞柱的最低压力D 76 IN汞柱的最低压力5在复合材料结构铺层修理中,在修理区表面至少几层附加铺层:DA 4层B 3层C 2层D 1层6在修理方向舵,升降舵和副翼等内部空腔的部件时,如果采用真空包抽真空固化:A DA 绝不能把这些部件完全用真空包包封B必须用真空包完全包封C真空包内的压力必须下降到10 IN 汞柱高D 真空包可以不覆盖整个热影响区域7在蜂窝夹心结构中:DA 扭矩通过夹心承受B剪力通过上,下面板受轴力承受C轴力由夹心承受D弯矩通过上,下面板受拉,压承受8 下列四种说法,哪种正确:ADA 蜂窝夹心结构与厚度等于上,下面板厚度之和的平板相比,具有更高的抗弯刚度B 蜂窝夹心结构的结构阻尼低C 蜂窝夹心结构耐声振疲劳性能差D 蜂窝夹心结构的吸振性能差9下列四种说法那种正确:BA民用飞机的机身蒙披采用蜂窝结构B玻璃纤维复合材料可制作雷达罩或无线电天线罩C玻璃纤维复合材料对雷达有很强的屏蔽作用D目前大型民用飞机的主要承力结构采用复合材料结构10 在复合材料结构中:CDA 0度铺层用来承受剪切载荷B +/-45度铺层用来承受轴向载荷C 0度铺层用来承受轴向载荷D 90度铺层用来承受剪切载荷11下列四种说法那种正确:DA 碳纤维与芳伦纤维的热膨胀系数相差很大B碳纤维的比强度低于KEVLAR纤维的比强度C KEVLAR纤维复合材料乃冲击性能差D碳纤维复合材料乃冲击性能较差12碳纤维属于:AA半导体材料,它的导电性比金属低得多B导电材料,它的导电性比金属高得多C不导电材料D金属材料13在复合材料结构修理的固化过程中,固化温度:BA是用温度计测的温度B 必须是通过热电偶测得的温度C是用手感觉到的温度D是用体温计测得的温度14检查复合材料结构的修理质量时,如果采用金属铃声法检查,铺层的层数不大于:CA 5层B 4层C3层 D 6层15在复合材料结构修理中:AA 需要至少一层附加铺层B 不需要增加附加铺层C 需要至少二层附加铺层D 需要至少三层附加铺层16在复合材料结构修理的固化过程中,至少需要几个热电偶:BA 二个B 三个C 一个D 八个17在下列四种说法中那种正确:CDA 复合材料结构不耐声振B 复合材料比强度低C 复合材料结构耐声振D复合材料比刚度低18下列四种说法那种正确:AA在复合材料结构中,纤维的拉伸强度和弹性模量均很高B在复合材料结构中,基体纤维(例如,树脂)的拉伸强度不纤维的拉伸强度高C复合材料的比强度比铝合金的比强度低D复合材料的比模量比铝合金的比模量低19下列四种说法那种正确:BA复合材料不具有可设计性B复合材料减振性能好C复合材料破损安全性差D复合材料是一种韧性材料20碳纤维/聚酯树脂复合材料的疲劳极限可达到拉伸强度的:CA90% B 10-20% C70-80% D40-50%21复合材料结构损伤的冷修理:BA可以用在主要结构件的修理中B不能恢复原结构的强度和耐久性C 能恢复原结构的耐久性D 能恢复原结构的静强度22在碳纤维复合材料结构中,可以使用:CA镁合金紧固件B合金钢紧固件C钛合金紧固件D 铝合金紧固件23 下列四种说法那种正确:DA 复合材料结构在交变载荷作用下,不会产生损伤B复合材料结构的冷修理是一种采用预浸料的修理方法C复合材料结构不会遭雷击损伤D在复合材料结构修理中,应采用与固化温度相适应的黏合剂24在复合材料结构修理中,:AA可以用规定的类别的玻璃纤维织品修理KEVLAR纤维铺层B可以用玻璃纤维铺层C 纤维织品不能用作湿铺层修理的铺层材料D浸渍纤维织品的树脂是单组份环氧树脂25下列四种说法那种正确BA在复合材料结构修理时,可以从冰箱中拿出预浸料马上打开包装纸使用B在复合材料结构修理中,可用玻璃纤维预浸料修理KEVLAR纤维铺层C 预浸料可以用作复合材料结构的湿铺层修理D 在复合材料结构修理中,可以使用超过贮存期的预浸料26 在复合材料结构修理中:BA 可以从冰箱中拿出薄膜粘合片马上用B可采用薄膜粘合片实现夹芯与预浸料之间的粘接C更换夹芯的放置方向与原夹芯的方向不一致D修理铺层的外侧通常不粘贴附加铺层材料27用于复合材料结构修理的种预浸料和勃膜粘合片都需要放在冰箱内:DA 在30F以上保存B 在10F以上保存C在45F以下保存D在10F 以下保存28当采用加热毯进行复合材料结构的铺层固化修理时。
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五、清洁修理区 当清除损伤并进行打磨后,应对修理区进行 彻底清洁。清洁程序如下: (1)用无油压缩空气和吸尘器清除打磨粉尘。 (2)用浸渍过MIBK(甲基异丁基甲酮)或 MEK(甲基乙基酮)、三氯乙烷、丙酮的清洁布擦 拭修理区的表面。但是,不能把构件浸入到三氯 乙烷溶剂中,也不能在构件上过多地残留溶剂, 否则,将会损伤构件。 修理区的表面必须具有合理的清洁度,不允 许表面上有油、水、灰尘等污染物; 清洁后的表 面要注意保护。不要用手直接接触清洁后的构件 粘合剂,否则,会严重影响粘接(修理)质量。
如果采用浇注法修理损伤的夹芯,则可不必 切除损伤的夹芯。 当采用清洗或烘干法不能清洁被污染的区域 时,要将污染区域与损伤区域一起切除。当然若 另一侧的面板也有损伤时,也应切除并修理损伤 区。 清除损伤后,要检查是否切除了所有损伤。
四、修整切除损伤后的区域 切除损伤后,应对切除损伤后的周围区域按 如下程序进行打磨修整: (1)首先用保护带围出被打磨的区域 (图9.3-2)。 对于湿铺层修理,相邻层轮廓线之间的距离 为1 in。 对于采用预浸料修理的情况,相邻层轮廓线 之间的距离为0.5in。 这样,再考虑到附加修理层,就可以确定被 遮盖范围的大小。 通常,保护带的宽度为3.0~4.0 in。 T
三、清除损伤 切割损伤时,应使用导向装置。切除损伤面 板后要修整边缘,切口形状应为带圆角的矩形、 圆形或呈椭圆形。要注意切除损伤时不要弄坏末 损伤的铺层、夹芯和周围材料。 当夹芯也有损伤时,按与面板切口相同形状 切除损伤夹芯。切除的夹芯必须超过目视损伤范 围至少0.5in。切除夹芯时,要避免弄坏对面未损 伤的面板。 对于厚度大于1in的芯,可以部分地切除夹芯, 但必须确保有损伤的夹芯能被完全切除。
§9.3 损伤的清除与打磨修整
一、确定损伤程度 在清除复合材料结构损伤之前,首先要确定 损伤范围和程度。 1.目的: 1)确定该损伤构件或部件是否可以通过修理 恢复功能; 2)对可修理损伤确定清除损伤的范围。
2.方法: 首先通过目视检查初步确定损伤的范围和程 度,然后再用无损检测确定损伤的确切范围和严 重程度。应检查损伤区城及其附近有无水分、滑 油、燃油、污物以及其他外来物侵入,并进行清 除。通常采用X射线法检查损伤区域是否有水分 进入。 可以采用无损检测方法检查复合材料结构的 分层损伤,也可以采用金属铃声法检查分层损伤。 但是,用金属铃声法确定损伤是不可靠的。因此, 应尽可能采用无损检测的方法检查分层损伤。 注意:不要用化学清除剂清除涂层,这是因 为化学清除剂能与树脂起化学反应,破坏树脂系 统。
3.抽真空设备 在复合材料结构修理的固化过程中,需要采 用抽真空的办法对修理部位施加压力。所用的抽 真空设备 (如图9.2-7)必须能保持22in汞柱的最低 压力。
抽 真 空 接 头
4.其他固化设备
无粘性Tedlar片、粘封条、分离膜以及均压 板等。另外,还要使用浸渍树脂的玻璃纤维织物 作为表面和边缘的透气布。
2.加温设备 常用的加温设备有烘箱和加热毯 (图9.2-6), 有时也可以选择使用热压罐。 要求: 1)加温设备必须能提供1~80F/min的温升率。 2)必须能保持3500F士100F的固化温度。 3)加热毯的尺寸必须至少超过修理补片边 缘2.0 in。 4)热压罐必须能够提供85+15Psi的压力。
2.热修理
2500F固化修理 热修理可分为: 3500F固化修理 2000F或3000F湿铺层固化修理 热修理一般用在部件或构件的特定区域。 注意:2500F固化修理不能用在3500F固化材 料制作的构件上。在复合材料结构修理中,修理 材料应与固化温度相适应。 例如,350 0F固化修理材料,不能在250 0F温 度下固化,不得用在250 0 F固化修理上;同样, 2500F固化材料也不能用在3500F固化修理上。
6.夹具 在大的部件修理过程中,应适当夹持工件, 以防止结构产生变形。当使用烘箱或热压罐进行 固化修理时,整个部件必须处在真空压力下,以 防夹芯与面板脱胶。另外,在修理过程中,通常 采用Freekote 33作为工具防粘剂。
7.金属喷涂设备 在修理部位表面需要喷涂铝金属材料,从而 形成导电涂层。通常采用火焰喷涂铝金属材料。 喷涂空间应有足够的通风,并有保护装置,实现 只对修理区的喷涂。
2.纤维织品 纤维织品 (纤维织物和纤维单向带)是湿铺层 修理的铺层材料。湿铺层修理是采用纤维织品浸 涂树脂进行的铺层修理。 图9.2-1给出了纤维织物的试样。 表9.2-3各种常见的修理用纤维织品。 从表中可看出,可以用规定类别的玻璃纤维 织品修理Kevlar铺层,但不能用它修理碳纤维铺 层。损伤的碳纤维铺层只能用碳纤维修理。
5.切割工具和吸尘器 在复合材料结构修理中,采用各种不同的手 持工具切除损伤部位,例如特形铣刀 (图9.2-8)、 切刀导架、样板、80和150粒度的砂轮以及切割 机等。 只能使用气动马达作为动力源。若使用电动 马达,当切割碳纤维/环氧树脂复合材料时,纤 维粉尘进入到电动马达中可能造成短路而损坏电 机。同样,在钻孔时也要使用气动钻。 在清除复合材料结构损伤时,需要使用吸尘 器清除灰尘、松脱的纤维和其他碎屑。
§9.2修理材料与设备
一、修理材料 l.树脂材科 用于浸渍纤维织品的树脂是双组分环氧树脂 系列。因此,在两组分混合使用前,各组分可以 在室温下保存很长时间。 表9.2-1给出了湿铺层冷修理时各种类型树脂 以及它们的组分、混合后的粘接适用期和加工操 作所需要的固化时间等。 表9.2-2给出了双组分的混合程序。
三、人员安全设备 修理复合材料结构时, 1.必须有良好的通风设备; 2.修理人员应戴口罩、戴氯丁橡胶手套、戴 上护目镜并穿工作服。。 3.如果上述对人体有害的修理材料喷溅到眼 睛里,应用水冲洗并去看医生。 4.当进行复合材料结构修理时,应使用防爆 设备,并尽量远离热源、电火花源和火源。 ( 在复合材料结构修理中,如果修理材料蒸气 或打磨时产生的粉尘含量过高,可能会因高温、 明火或电火花引起爆炸。)
6.蜂窝夹芯 如果损伤扩展到蜂窝夹芯,则必须清除损伤 的夹芯,用新的夹芯更换它。蜂窝材料必须符合 相应机型结构修理手册中的规定。更换夹芯的放 置方向应与原夹芯的方向一致。图9.2-5给出了蜂 窝夹芯的方向示意图。图中L为带长,W为带宽, T为厚度。
7.附加铺层材料 复合材料修理中,通常在修理铺层的外侧粘 贴附加铺层材料。 表9.2-4给出了附加铺层材料。对于混杂纤维 复合材料,如果最外层为碳纤维铺层,则必须采 用碳纤维附加铺层。 要避免在两层碳纤维铺层之间设置玻璃纤维 附加铺层。
2)不要使预浸料受到污染,用手拿预浸料时, 应戴清洁的手套。 3)当从冰箱中取出预浸料时,必须等到在室 温下包装纸上没有凝结水珠时才能打开它。 4)如果用预浸织物大量替代预浸带修理复合 材料结构,应当考虑横向刚度的增加给结构带来 的影响。
4.预固化片 很少用它。 5.薄膜粘合片(胶膜) 在复合材料结构修理中,采用薄膜粘合片实 现夹芯一预浸料片或夹芯一预固化片之间的粘接。 把薄膜粘合片剪成适当形状和尺寸,放在上述交 界面之间,有时在修补区表面上也粘贴薄膜粘合 片,它们与预浸料片一起固化。 薄膜粘合片也具有一定的贮存寿命,必须放 在冰箱中保存。当从冰箱中取出薄膜粘合片使用 时,必须等到在室温下包装纸上没有凝结水珠时, 才能打开它。
在复合材料结构修理中,应采用与固化温度 相适应的密封剂。例如,3500F的固化温度不适 用于采用BMS5-95密封剂密封的部位。
在修理碳纤维复合材料结构时,其紧固件必 须采用钛合金或不锈钢紧固件,以防产生电化腐 蚀。 在碳纤维复合材料结构中,绝对不能采用铝 合金或合金钢紧固件。 此外,当在碳纤维复合材料结构上安装铝合 金接头时,要确保在接触面上采取原有的防腐措 施。一般在油箱区采用BMS5-26密封剂,在所有 其他区域采用BMS5-95密封剂。 BMS-Boeing Material Specification
3.预浸料 预浸料用于3500F和2500F固化温度下的热铺 层修理。在复合材料结构修理中,要根据原铺层 材料选用满足相应机型结构修理手册中规定的预 浸料材料。如果机型结构修理手册中规定使用碳 纤维预浸料,就不能使用KevIar或玻璃纤维,但 可用玻璃纤维预浸料修理Kevlar(Aramid)纤维铺 层。 注意: 1)不要使用超过规定贮存期或超出规定的从 冰箱取出后累积时间的预浸料。
二、修理设备 l.冰箱 各种预浸料和薄膜粘合片都需要放在冰箱中,在 100F以下保存。这是因为如果这些材料在室温下放置超 过规定时间,它们在修理中就不会很好地固化,从而会 降低固化质量。 不同预浸料和薄膜粘合片具有不同的冰箱贮存寿命 和室温下放置的累积放置寿命。例如,BMS5-80薄膜粘 合片在100F以下贮存寿命为3个月,而BMS8-212碳纤维 /环氧树脂预浸料在100F以下贮存寿命为360天。 各种预浸料和薄膜粘合片在室温下的累积放置寿命 也是不同的。 在预浸料和薄膜粘合片的贮存过程中,要记录这些材 料在冰箱中的放置时间和在室温环境下的累积放置时间。
(2)如图9.3-3所示的那样均匀地斜坡打磨清除 损伤后的周围区域。打磨时要满足相邻层轮廓线 之间的距离要求。对于非气动敏感区,也可采用 图9.3-4所示的阶梯打磨方式。但要注意打磨时不 要损伤或暴露各层的纤维丝,否则会降低构件的 结构强度。
T
(3)使用150号或更细的砂纸打磨损伤区切割 边缘。 湿铺层1in; 处表面上的漆层和导电层 预浸料0.5in 打磨时,不要暴露或损伤表面纤维。 注意:绝对不能用清除剂清除涂层。