复合材料修理(理论)讲解

图1-2 纤维增强材料的形式
图1-3 布 边
图 1-4 经纱的方向
图1-5 石墨纤维生产工序
图1-6 石墨纤维的代码
织物的优点
1. 比带抵抗纤维断裂和层间分离能力强 2. 损伤容限高，对“固化皱损”要求低，对
于修理工作比带好 3. 编织中减少了丝束分离 4. 抗疲劳损伤
图1-7 织布图案
图4-7 孔边去毛刺
图4-8 限深钻
图4-9 锥形钻头
图4－10 复合材料钻孔示例
裂开，不可接受
可接受，合格
图4-11 限制器
图4-12 埋头锪孔面
图4-13 碳化物锪钻
图4-14 多晶金刚石锪钻
图4-15 金刚砂锪钻
图4-16 高速钢锪钻钻头
图4-1Baidu Nhomakorabea 镗刀
图4-18 旋转打磨器
图4-19 孔锯
材料管理
一．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。
二. 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。
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： 一．打磨 二．塑料喷丸处理 三．表面研磨 四．阶梯打磨
图5－1 阶梯打磨
芯体准备
图5－2 去除损坏芯体及残留物
制备蜂窝填补塞
图5－3 蜂窝填补塞的配合
图2-5 隔栅式和秤
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
复合材料的特性
一．比强度和比模量高 二．具有可设计性 三．抗疲劳性能好 四．减振性能好 五．高温性能好 六．破损安全性好 七．具有脆性材料的特性
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。
二. 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。
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。
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。
强度 2. 蜂窝夹芯结构具有更高的抗弯强度 3. 具有更高的结构阻尼、较高的吸音和耐声
振疲劳的性能 4. 具有隔热性能，并具有光滑的气动外形
图1-11 蜂窝的拉伸过程
图1-12 蜂窝夹层结构
图1-13 芯格的形状
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
施工安全
图2－1 皮肤防护和安全眼镜
图2-2 呼吸器官的防护
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。
图2－3 正确与不正确的工作环境对比
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。
图4-1 高压水切割原理
图4-2 气动铣
图4-3 镂铣铣头及铣盘
图4-4 马刀锯
图4-5 手工打磨
图4-6 机械打磨
图3-10 室温树脂的固化体系
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。
图3-11 腐蚀控制
表3－1 材料特性－－密度
材料 复合材料 E玻璃(电性能部件如雷达罩)
S玻璃(结构部件)
碳 石墨
芳纶(Kevlar)
金属
铝
铜
镁
钢
密度(Ib/in3) 0.094 0.090 0.063 0.071 0.052 0.097 0.321 0.064 0.283
波音737 波音757 波音767 波音 777
1. 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。
2. 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。
纤维增强材料
一．玻璃纤维 二．Kevlar纤维－－芳纶纤维 三．碳/石墨 四．硼纤维 五．陶瓷纤维
图3-5 机械连接紧固件
图3-6 纤维方向要求
铺层的原则
一． 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。
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。
一般简介
图 1-1复合材料的组成
材料的形式
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）
国内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
图3－12先进复合材料在波音737－300上的应用
图3－13先进复合材料在波音757上的应用
图3－14先进复合材料在波音767上的应用
在600℉及700℉ 融化(316℃-371℃)
图 1-10
树脂体系
粘接剂
一．胶膜是涂在一层支持薄膜上的粘接剂 二．糊状粘接剂由两种组分混合 三．泡沫粘接剂是含泡沫剂的环氧树脂体系 四．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
蜂窝及蜂窝夹芯结构
蜂窝夹芯结构的特性： 1. 蜂窝夹芯结构有比常规金属结构更高的比
727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
图3-3 复合材料的连接I
图3-4 复合材料的连接Ⅱ
图3-9 蜂窝夹层结构设计
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）。
三. 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。
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。
图1-8 预浸带材料
图1-9 预浸布
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）。
*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
图4-20 典型边缘倒角
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
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。
767方向舵
767内装饰应用的复合材料
B7E7“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。
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。
波音飞机 复合材料修理
目录
第一章 第二章 第三章 第四章 第五章 第六章 第七章
复合材料简介 施工安全和材料的管理 飞机复合材料结构设计 加工 修理的过程和典型结构修理 铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理 检测
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
使用的复合 1500# 材料总重
3150#
3360#
217800#
减重(比金属 600# 材料）
1140#
1250#
表3—2 减重比较表
*线弹性直至屈服应力
*塑性极限破坏 *允许应力极限由屈服点决定
图3-1 破坏机制比较
*线弹笥直至极限应力
*脆坏或突然破坏 *受到湿度及温度的影响
图3-2 材料特性----强度
图2-4 封装包裹
树脂系统的比例配制指南
① 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
② 扣除刻度的非零点部分以补偿混合容器的重量 ③ 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。 ④ 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。 ⑤ 避免不意的外来影响。 ⑥ 不要超出量程。 ⑦ 称重时不要试图对秤做任何调整。
图3-7 铺层方向符号
图3-8 拉伸与压缩问题及解决方法
夹层结构有以下典型特点：
1. 突出的刚度和很高的比强度 2. 裂纹扩展和断裂韧性优于单块板 3. 比其他类型结构抗声疲劳能力较强 4. 可作为隔热和隔音的绝缘体 5. 与其他结构相比重量优势明显 6. 承受双轴向压力载荷效果好 7. 缺点：设计接头和开口较困难