先进复合材料在飞机主承力件修理中的应用

第一篇：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： 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。

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。

2.3 修理过程

修理工艺流程为：

修理项目→修理设计→清除被腐蚀表面→着色探伤→表面吹砂处理→涂刷偶联剂→热风吹干→预浸料补片制作→粘贴胶膜→粘贴补片→铺设电热毯→制作真空袋→抽真空后加温→表面清理喷漆。

修理中为防止腐蚀层进一步发展变化，采用机械方法打磨去除腐蚀，并着色探伤检查，以确保无残余腐蚀层存在。打磨后待修表面凸凹不平，用掺50%～80%铝粉的环氧树脂填平打磨表面，加温加压后固化。

先进复合材料修理技术中待修部位的表面处理是该技术的关键步骤，为增强贴补片的胶接质量，此次修理采用的表面处理方法为：

(1)用砂布打磨去除修理区域内的所有漆层。

(2)采用了便携式吹砂枪对复合材料修理区域进行吹砂处理，吹后可明显改变待修表面的状态，并除去表面陈旧的和结合力不强的氧化层、污染物，增加机械结合力。

(3)用丙酮清洗修理区域，以去除油脂、灰尘和其他外来物质。

(4)连续刷涂硅烷偶联剂15min，刷涂后立即用电吹风烘干约15min，硅烷分子链的一侧对铝有亲合力，另一侧对环氧有亲合力，使经过处理的结构表面具有高的表面能，从而获得较高的胶接强度与耐久性。

通过对损伤的分析诊断和设计计算，确定了复合材料补片的几何参数、铺层数量及铺层的取向，制作了对称式的预浸料补片。

贴补片的固化过程采用标准的热胶接设备，即真空袋和加热毯，完成一个固化周期需要几个步骤：真空压紧、加温、固化和降温。固化周期的长短由所用胶膜与预浸料决定。此次修理采用的固化参数为：升、降温速率1.5～3℃/min，固化时间60～90min，固化温度120℃，真空压力不低于75kPa（750mb）。固化完成后，冷却到60℃以下后再释放压力，拆除真空袋和分离膜。复合材料固化后的表面状态见图3。在固化周期中的冷压紧用于在加温前压紧铺层，去除积聚的空气。热压紧是用来在胶变成液体状态后压紧铺层，这将保证高质量的粘接。

为有效监控补片的固化温度，在铺设真空袋时，每个真空袋中预置了3～4个热电偶，并均匀放置在补片边缘。由于机翼为金属结构，加热时热量极易损失，为使固化过程更好地进行，采用红外线烤灯对修理区进行辅助加温，顺利解决了温度场的分布问题。在固化结束后，表面喷涂底漆、面漆，就此完成了所有修理工作。

此次修理是我国首次将其应用在飞机的结构主承力件上。与常规机械修理方法相比，复合材料贴补修理对原结构不钻孔，完全无损伤，改善了应力集中和承载情况，修后可有效阻止损伤的进一步发展，提高修理部位的抗疲劳强度和损伤容限能力。而且复合材料补片比强度、比刚度高，采用胶接方式省去了通常机械修理必需的紧固件，修理后结构增重小。