第七章 飞机复合材料修理案例

(6)表面金属涂层的修理 ①0砂纸打磨金属化涂层周边约1-2.5cm。 ②将一层120型玻璃布浸渍EA956树脂后，铺在碳／环氧
层合板裸露表面，并与金属涂层有大约lcm的搭接。这层玻璃布 铺层用以碳／环氧层合板和铝层间的腐蚀保护，不可省略。
③将EA956按照约600g／cm2涂覆修理区域．然后再将 Astro Strike28铺贴在上面，注意应和现存金属涂层至少搭接 2.5cm。
A320飞机机腹整流壁板修理
A320飞机的机腹整流壁板为玻璃布蒙 皮加Nomex蜂窝的夹层结构，其中某一 件壁板的结构示意图如图7—10所示。 由于设计问题，导致机腹整流壁板在飞 行期间被机油行染，出现严重的分层现 象，因此根据服务通告(SB)的要求，需 按结构修理手册(SRM)进行修理并改装 。下面以内蒙皮及蜂窝损伤为例，对修 理过程做一简单介绍。
(4)除去余下的全部内蒙皮，尽可能 不损坏蜂窝，然后消除全部废物，确 保除尽全部油迹和污染。
(5)用240目砂纸轻轻打磨保留下的 蜂窝表面，除去毛刺。从内向外制备 内蒙皮修理区的台阶，台阶示意图如 图7—12所示。在不同的预浸料层片间 做台阶时，要保证下面的铺层不被损 坏。再用320目砂纸打磨修理区表面， 并用真空吸尘器清除壁板表面及蜂窝 孔格内的碎屑和灰尘，然后用不起毛 的布蘸少量丙酮轻轻擦拭胶接表面。
⑤在室温固化至少12h或80-900C 固化1h。 ⑧固化后除去隔离膜，用180号或更细砂纸打磨蜂窝芯 使之与周围表面平齐(图7-3)。
(5)上蒙皮修理 ①砂纸打磨上蒙皮损伤区附近表面，使其成为一个利于胶
接的表面。 ②用较低的压缩空气从蜂窝芯格中将打磨、切割产生的碎
屑吹除，然后用干净的无绒布擦净。 ③在蒙皮表面用去离子水进行一个水破裂试验。采用一个
飞机复合材料修理案例
7-1 复合材料方向鸵损伤修理 7-2 飞机雷达罩修理 7-3 A—8B飞机机翼蒙皮的外场螺接
修理 7-4 A320飞机机腹整流壁板修理
复合材料方向舵损伤修理
复合材料方向 舵由碳环氧夹 芯面板、翼梁 和肋组成。夹 芯材料为NOMEX 蜂窝，面板采 用碳纤维平纹 织物增强，碳 纤维单向带用 于局部加强
(1)将壁板直立，用40-600C的热水清洗壁板，清洗时应防 止热水及油污进入壁板内表面。洗后用不起毛的布擦干；， 然后仍直立状态放在通风干燥处晾干。
(2)通过目视及敲击检查，确定损伤区的范围，并在部件 上标记清楚。具体损伤情况如图7—11所示。
(3)首先按标记线从油污严重的地 方开始切除损伤或污染的内蒙皮， 然后再除去受污染的蜂窝。在切除 时尽量不损坏未损伤或污染的蒙皮 和蜂窝，并保证所有的拐角半径不 小于25mm。
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
修理材料 EA956，湿铺贴修理用环氧树脂体系； EA923l，中等粘度胶粘剂； 120型玻璃布； 平纹碳布； NOMEX蜂窝； Astro Strike28,防雷电网。
整个修理过程包括：修理准备，修理铺层及修理表凹 的准备，下蒙皮修理，蜂窝芯更换．上蒙皮修理，表 面火焰喷铝的修理。
(1)修理准备 ①目视检查蒙皮的损伤情况，然后用敲击法确定损伤区域的大小。 ②用无绒抹布／三氯乙烷溶液清洗修理区域，清洗完毕后擦干溶液。 ③按一定几何形状(如椭圆形、圆形、长方形)将损伤或者污染的上
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
另一层隔离膜覆盖浸渍了树脂的碳纤维织物。 ⑥用刮片在隔离膜上面将树脂压入碳纤维织物中。 ⑦重复上述步骤使足够的碳纤维织物浸渍上树脂。 ⑧将模板铺在浸渍树脂的碳纤维织物上。按所需形状剪裁出需要的
补片。剪裁时注意纤维的方向。最后将铺层编号及方向标在隔离膜上。 ⑨确保所有的表面准备工作已经完成。
(3)下蒙皮修理 ①在方向舵的下蒙皮，将一热电偶放置在切口边缘附近。 用高温胶带将热电偶贴好，注意胶带和修理铺层不能接触。 ②准备一块厚度大于3-5mm的支撑板。支撑板的尺寸应略 大于损伤区域。在支撑板上覆盖一层隔离膜后，将支撑板 贴到方向舵下蒙皮损伤区城外表面，支撑板应完全覆盖损 伤切口区域。 ③将修理铺层1的一面隔离膜除去．将其铺于损伤区域。 注意应保证边缘接触很好、无皱折。 ④将修理铺层1的另一隔离膜也除去。 ⑤将修理铺层2的一面隔离膜除去，然后铺在铺层1上， 将铺层2铺设平整。 ⑥重复上述操作，将全部修理铺层铺贴完毕。
(4)内蒙皮修理 将第二层玻璃布糊到已粘贴在雷达罩上的 “衬壳”上，并与原来该层玻璃布搭接。待第二层凝胶后，糊制 第三层玻璃布。室温固化4h，500C 下后固化2h。
(5)蜂窝芯替换 在内蒙皮蜂窝一侧表面和损伤区蜂窝侧面均 匀涂覆JC-1胶粘剂，然后将沿破损边切好的预成型蜂窝芯放置于 内蒙皮上．利用真空施加0.03-0.04MPa压力，室温固化4h。
)拉伸／挤压相互作用 在拉伸 ／挤压相互作用下，大多数试验 件在距损伤孔最近的一排螺栓处 产生破坏。利用厚度为4.76mm的 复合材料层板进行试验，根据试 样破坏的总体应变值和挤压应力， 通过计算得到最大螺栓载荷，确 定了拉伸／挤压相互作用时的设 计应变值
(3)紧固件受剪 使用钛合金补 强板，由紧固件传递的许用剪 切载荷依赖于钛合金补强板上 的埋头深度(图7—8)，而直径 为6.35mm的螺栓，单剪破坏载 荷为17．57kN，假设剪切载荷 全部由螺杆的c部分承受，取c ＝1.42mm，那么对于4.06mm厚 的钛合金补强板就可满足强度 要求。
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ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ①孔格1.83cm的高密度Nomex蜂窝，其高
作压力块用。 ②准备修理铺层模板，在模板上面标出铺层编号及方向。修理铺层
1到4与切口在同样的尺寸，而修理铺层5和6应当延伸到蜂窝芯的边缘。 ③称量所用铺层碳布的质量．称量同等质量的EA956树脂。按说明
书混合树脂，注意应在树脂适用期内完成全部操作。 ④在一个切割平面上放置一片隔离膜，其大小应能覆盖碳纤维织物。 ⑤将树脂涂在隔离膜上，然后在树脂上面放上干的碳纤维织物。用
试验验证 对于损伤直径为101.6mm，厚度为12.7mm的复合材料蒙皮 修理设计作了试验验证，结果表明修理后的试样，在损伤截 面拉断，与位于钛金补强板一侧的螺钉剪断几乎同时发生， 钛合金补强板和蒙皮上的紧固件孔处，没有发现明显的挤压 伸长变形。损伤孔边的应变和计算值相一致，试验极限载荷 达设计载荷112％，对应总体破坏应变为4480μmm／mm，试 样的破坏形式为紧固件剪断，并且蒙皮板沿钉孔截面拉伸断 裂。对于厚度为4.76mm的蒙皮修理后还作了疲劳试验，在经 过4倍寿命试验后，进行剩余强度试验，试样发生拉伸／挤 压混合破坏．破坏时总体应变达5200μmm／mm，满足设计要 求。
6)将壁板直立放置于烘箱中。在800C下至少于燥8h。 (7)根据损伤情况准备足够的修理用材料： ①蜂窝芯 ②预浸料 ③胶膜 ④泡沫胶 ⑤TEDLAR膜
(8)将保留下的壁板放入模具，根据模具上的限位器调 整好位置并固定。在蜂窝置换区内铺1层胶膜，将准备好 的蜂窝用泡沫胶包住侧面周边，按原来的类型和方向铺放 在蜂窝置换区内。在保留下的内蒙皮上铺满1层胶膜，然 后按原有铺层将准备好的预浸料进行层对层的置换铺贴。 最后在壁板全部内表面铺满1层TEDLAR膜作为防护层，蜂 窝拼接缝上要放压平板。
(6)外蒙皮修理 在修理好的蜂窝表面糊制外蒙皮第一层玻璃 布，待其凝胶后糊制第二层，待第二层凝胶后，糊制第三层玻璃 布。为保证强度和刚度，外蒙皮在原来三层的基础上增加到四层 。
(7)500C下整体固化2h。 (8)表面涂层修理。表面涂覆环氧底漆、防静电漆和环氧面漆 。
A—8B飞机机翼蒙皮的外场螺接修理
(2)清理破损蜂窝及内外蒙皮 将破损蜂窝和蒙皮去除， 将蒙皮打磨成阶梯状(图7-5)。用吸尘器吸走残渣碎屑，用丙 酮将表面清洗撩净。
(3)内蒙皮衬壳糊制和安装 在阳模上采用单层玻璃布糊 制一衬壳，待固化后脱模并修剪到所需大小。用室温固化树 脂将此衬壳与雷达罩蜂窝表面粘接，固化后便成为具有所需 形状的刚性支撑体，同时也是内蒙皮的第一层。
(4)蜂窝芯更换 ①将蜂窝切割成适当大小，并预装配到切口中。蜂窝
的长度和宽度应稍大些，以使与切口贴合紧密。 ②在EA9321树脂中加入5％质量的玻璃微球，完全混合
均匀。 ②将混入微球的树脂涂抹在蜂窝芯拼接边缘，以及切
口内未损伤的裸露蒙皮表面。安装替换蜂窝芯塞，其芯条方 向要与原来一致。
④在替换蜂窝芯塞上铺一层隔离膜，然后放一重物， 以供压力。
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
化速度快，室温力学性能好，可500C长期使用。 ③斜纹高强度玻璃布。
修理过程 (1)蜂窝芯预成形 蜂窝预成形在准备好的阳模上进行。
首先把预浸胶的蜂窝芯置于模具上，蜂窝边缘四周悬挂数个 小沙袋，使蜂窝与模具贴紧，然后置于烘箱内加热至1400C ， 保温2h。
修理方案 A—8B飞机机翼蒙皮采用AS4／3501-6环氧复合材料层合板
制造，蒙皮铺层为(0／450／—450／900)。A—8B飞机机翼蒙皮 的损伤出现在翼梁和翼肋交接点附近。考虑到外场修理受到设备 、环境和人员技术水平的限制，材料储存也有困难，采用胶接修 理有困难，因此决定采用螺接修理。修理目标为：在设计极限载 荷下，总体应变能力应达到4000μmm／mm以上。
修理设计 对于12.7mm厚，有101.6mm直径，发生在粱肋 交点附近的损伤，从图7-6可知其总体应变值为 2850μmm／mm。修理的目的是恢复蒙皮的总体应 变能力到4000μmm／mm。因此要求钛合金补强板 承受的载荷与蒙皮损伤面积原来承受的载荷相当。 钛合金补强板的载荷计算按图7-9所示进行估算。
喷雾器将水喷在修理区域，注意不要让水流到蜂窝芯内。水膜 可在30s内不破裂为合格表面，否则重新打磨
④用干净无绒抹布擦去表面水膜，在60-700C干燥60min， 以除去所有的水分。
⑤准备所需修理铺层。 ⑥将修理铺层7的一面隔离膜除去，注意应保证边缘接触很好、 无皱折。 ⑦将修理铺层7的为一隔离膜也除去。 ⑧将修理铺层8的一面隔离膜除去，然后铺在铺层7上，将铺 层8铺设平整。 ⑨重复上述操作，将全部修理铺层铺贴完毕。 ⑩在修理区域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。 11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8-10cm。 12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.