CN101049738A - 复合弓形凸缘的金属贴合装置修复 - Google Patents

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Abstract

一种修复复合凸缘的至少一个受损开孔的贴合装置组件。这种贴合装置组件包括嵌件、粘合剂和支撑件。嵌件位于受损开孔中，以提供通过复合凸缘的压缩负载传递。粘合剂直接位于复合凸缘的至少一部分上并接近于受损开孔。支撑件位于粘合剂上方。

Description

复合弓形凸缘的金属贴合装置修复
技术领域
本发明总体上涉及修复复合结构领域。特别地，本发明涉及用于复合弓形凸缘的贴合装置修复组件。
背景技术
用如聚酰胺酰亚胺或聚醚酰亚胺这样的热塑材料形成的复合结构耐高温和发动机防冻液。因此，这些复合结构可暴露在极端环境条件下，如飞行器发动机的热机油，这些热机油通常导致大多数其它弹性材料机械性能的降低。不过，虽然复合结构可耐高温，但这种复合结构及其部件在刚性附接到具有极大不同的热膨胀系数的金属结构时会受到热应力的影响，从而导致较弱复合结构中的裂纹。例如，用复合材料形成的弓形凸缘可容易地形成从螺杆所定位的凸缘中的开孔所辐射的裂纹。若没有注意到环境中的热应力，环境中的热应力可导致裂纹继续延伸到凸缘的边缘并导致整个凸缘的破裂。
传统上的修复技术局限于利用玻璃纤维/环氧树脂薄片或溶剂或热焊接更新段的凸缘重新构造技术。与最初的结构相比，目前的大多数修复技术所产生的修复组件具有较差的机械性能，而且并不解决部件之间的不一致问题。修复受损的复合结构的一种方法是更新整个结构。不过，这种工艺花费较高，尤其是在仅有单一的开孔或仅有一小部分复合结构损坏时。另一种选择是利用应用于结构的受损部分的薄金属片或贴合装置组件来仅将凸缘的片或片段恢复到可使用条件。修复受损复合结构的其它方法在发明人为Blackburn等人的美国专利No.5,876,651和No.5,965,240中进行了描述。
发明内容
一种修复复合凸缘的至少一个受损开孔的贴合装置组件。这种贴合装置组件包括嵌件、粘合剂和支撑件。嵌件位于受损开孔中，以提供通过复合凸缘的压缩负载传递。粘合剂直接位于复合凸缘的至少一部分上并接近于受损开孔。支撑件位于粘合剂上方。
附图说明
图1是具有开孔的弓形凸缘的透视图。
图2是具有受损端部的弓形凸缘的俯视图。
图3是具有在两个不同位置的三孔贴合装置的弓形凸缘的俯视图。
图4是具有在三个不同位置的四孔贴合装置的弓形凸缘的俯视图。
图5A是受损弓形凸缘的局部侧视图。
图5B是示于图5A中的受损弓形凸缘的局部俯视图。
图6A是修复的具有贴合装置的弓形凸缘的局部侧视图。
图6B是示于图6A中的修复的具有贴合装置组件的弓形凸缘的局部俯视图。
图7是将贴合装置安装到弓形凸缘的方法的框图。
具体实施方式
图1示出了具有弓形凸缘12的复合密封垫10。复合密封垫10用热塑材料形成且通常暴露在极端环境中，如高温喷气发动机油中。弓形凸缘12从复合密封垫10延伸并具有沿着弓形凸缘12的圆周的多个开孔14。衬套16和螺杆18(示于图5A)位于弓形凸缘12的开孔14内并用于将复合密封垫10连接到结构，如齿轮箱体。由于复合密封垫10所暴露的极端环境的原因，由热膨胀系数失配所产生的热应力经常施加在复合密封垫10上，尤其施加在弓形凸缘12的开孔14上。因此，接近于开孔14的区域可能破裂，且裂纹通常在弓形凸缘12上辐射到复合密封垫10的圆周。
图2示出了弓形凸缘12的俯视图，弓形凸缘12具有两个受损开孔14a，两个受损开孔14a具有裂纹15，一个裂纹15位于翼端20，另一个裂纹15位于非翼端22。可通过整理悬臂区域或接近于受损开孔14a的区域将受损翼端20和受损非翼端22从弓形凸缘12移去并且仅将未受损开孔14留在弓形凸缘12上来用常规的方式修复弓形凸缘12。或者，本发明中的系统和方法可用于修复这种损坏。
图3示出了具有贴合装置24的弓形凸缘12，更具体地来讲，弓形凸缘12具有两个不同的三孔贴合装置24a和24b。下面与贴合装置24有关的一般描述涉及随后所公开所有贴合装置。优选所制成的贴合装置24具有孔26，孔26的直径类似于弓形凸缘12的开孔14的直径，以叠盖受损开孔14a以及接近于受损开孔14a的未受损开孔14。优选形成贴合装置24的材料强于复合弓形凸缘12的材料且热膨胀系数类似于弓形凸缘12刚性附着的材料的热膨胀系数。这就允许弓形凸缘12的受损区域由贴合装置24加强贴合装置24设计用作现有部件的修复。可利用贴合装置24将从受损开孔14a辐射的裂纹15桥接，贴合装置24操作性地连接(即粘合)到弓形凸缘12。虽然本领域中熟练的技术人员会理解可用任何适当的材料制造贴合装置24，但在一个实施例中，贴合装置24用不锈钢制成。
示于图3中的第一和第二三孔贴合装置24a和24b代表三孔贴合装置24的两种示范性使用方法。在这些特别实施例中，仅由每个三孔贴合装置24a或24b所覆盖的一个开孔14a受损，而由每个三孔贴合装置24a或24b所覆盖的余下的两个开孔14未受损。在第一贴合装置24a中，受损开孔14a位于弓形凸缘12的非翼端22。因此，第一贴合装置24a位于弓形凸缘12上，以使第一贴合装置24a的端孔26a位于受损开孔14a的上方，而三孔贴合装置24a的余下的两个孔26b和26c位于未受损的开孔14的上方。
第二贴合装置24b位于弓形凸缘12上，以使第二贴合装置24b的中心孔26b位于受损开孔14a的上方，而三孔贴合装置24b的余下的两个孔26a和26c位于未受损的开孔14的上方。在某些实施例中可能不希望弓形凸缘12的十五个开孔14中多于六个由贴合装置24所覆盖，且没有多于两个受损开孔14a具有从受损开孔14a辐射的裂纹15。如图3所示，若三孔贴合装置24a和24b所覆盖的三个开孔中仅有一个受损，那么三孔贴合装置24a和24b可能最有效，但其它实施例也是可能的。
图4示出了四孔贴合装置的三种不同的示范性使用方法。除了四孔贴合装置24c至24e的设计具有四个孔而不是三个孔之外，四孔贴合装置24c至24e以与三孔贴合装置24a和24b相同的方式起作用。在四孔贴合装置24c中，受损开孔14a位于弓形凸缘12的非翼端22上。因此，四孔贴合装置24c位于弓形凸缘12上，以使第三贴合装置24c的端孔26a位于受损开孔14a的上方，而四孔贴合装置24c的余下的三个孔26b至26d位于未受损的开孔14的上方。在某些实施例中，四孔贴合装置24c的最后一个孔26d会覆盖未受损开孔14，且中间孔26b和26c中的至少一个也会覆盖未受损开孔14。
图中所示出的四孔贴合装置24d用于修复两个相邻的受损开孔14a。为了修复弓形凸缘12，四孔贴合装置24d可位于弓形凸缘12上，以使四孔贴合装置24d的中心孔26b和26c位于受损的开孔14的上方，而端部孔26a和26d位于未受损的开孔14的上方，且位于受损的开孔14a上。
图中所示出的四孔贴合装置24e用于修复弓形凸缘12的翼端20上的另外两个相邻的受损开孔14a。四孔贴合装置24e位于弓形凸缘12上，以使四孔贴合装置24e的端部孔26d和中心孔26c位于受损的开孔14a的上方，而端部孔26a和中心孔26b位于未受损的开孔14的上方。在某些实施例中可能不希望十五个开孔14中多于八个由贴合装置24所覆盖，且没有多于四个受损开孔14a具有从受损开孔14a辐射的裂纹15。如图4所示，若四孔贴合装置24c至24e所覆盖的四个开孔中仅有两个受损，那么四孔贴合装置24c至24e可能最有效，但其它实施例也是可能的。
图5A和5B分别示出了具有两个未受损的开孔14和受损的开孔14a的弓形凸缘12的局部侧视图和局部俯视图。在操作时，衬套16和螺杆18位于弓形凸缘12的每个开孔14中。衬套16为螺杆18提供通过弓形凸缘12的压缩负载通路。当暴露到高热应力中时，孔14可展示出以裂纹形式的损坏。可通过从受损的开孔14a辐射到弓形凸缘12的圆周的裂纹15来辨别受损的开孔14a。当弓形凸缘12具有受损的开孔14a时，贴合装置24(在图A和图6B中示出)可用于修复弓形凸缘12。
图6A和6B分别示出了安装有贴合装置24的弓形凸缘12的局部侧视图和局部俯视图。贴合装置24用于跨越过弓形凸缘12的受损区域传递压缩负载并在开孔14提供压缩负载分布。薄片或厚膜粘合剂28可位于弓形凸缘12的表面的顶部，以作为弓形凸缘12与贴合装置24之间的膨胀连接。在粘合剂28置于弓形凸缘12之前，可从粘合剂28切割孔30，以允许嵌件32位于开孔14内并叠盖开孔14。粘合剂28可包括任何适当的材料。在某些实施例中，粘合剂28可以是在高温环境中稳定的含氟弹性体膜，例如，杜邦公司的Viton含氟弹性体膜，这种含氟弹性体膜可从位于俄亥俄州Cuyahoga Fall市的Eagle Elastomer公司获得。在某些实施例中，可能希望将含氟弹性体用作粘合剂28，因为含氟弹性体的像橡胶似的特性和易成形特性，这些特性在加热到高温时允许热膨胀差异。此外，也由于其流阻性而使用含氟弹性体，在极端环境如近热飞行器机油条件下，这种流阻性是必要的。然后，可将贴合装置24置于粘合剂28上方，这样就附接到弓形凸缘12，从而将弓形凸缘12的受损区域桥接。
图7示出了将贴合装置24安装到具有一个或多个受损开孔14a的弓形凸缘12的示范性非限制性方法。首先，可将弓形凸缘12的表面清洁，并且，若有需要，将可将破裂材料清理，如步骤100所表示的那样。也可将受损开孔14a中围绕衬套16的任何粘合剂除去。此外，也可将开孔14中在受损开孔14a的任何一侧的余下衬套16除去。
在某些实施例中，然后可将修复嵌件32以任何适当的方式附接到弓形凸缘12，如通过点焊到贴合装置24或粘合到弓形凸缘12，如步骤102所表示的那样。嵌件32可包括任何适当的材料，如金属材料。在某些实施例中，可用高温环氧树脂将嵌件32粘合到受损开孔14a，以替代最初的衬套16。嵌件32通过延伸超过弓形凸缘12的两个面来通过弓形凸缘12提供负载传递。由嵌件32所产生的刚性粘合可帮助恢复受损开孔14a。在另一个实施例中，可将嵌件32点焊到金属贴合装置24的某些位置，如在翼端20或非翼端22上，弓形凸缘12在翼端20或非翼端22清理，以将损坏除去，贴合装置24可以以悬臂的方式在翼端20或非翼端22以前所占据的区域上方延伸，以免在组装期间弓形凸缘12的失配。
在某些实施例中，可从粘合剂28切割孔30以与弓形凸缘12的开孔14相匹配。根据特别弓形凸缘12的需要，优选将贴合装置24用机械加工适当数量的孔(用步骤104表示)。在用位于开孔14中的嵌件32和弓形凸缘12的受损开孔14a将粘合剂28中的孔30排列之后，可将粘合剂28涂覆到弓形凸缘12的表面，如步骤106所表示的那样。然后可将贴合装置24的孔26与开孔14和14a以及嵌件32对齐，如步骤108所表示的那样。在某些实施例中，优选避免嵌件32与贴合装置24之间的粘合。在某些实施例中，可在粘合剂28固化时将贴合装置以机械方式夹到弓形凸缘12。
当粘合剂28最初位于弓形凸缘12上时，优选粘合剂28处于半固化状态。然后，可将粘合剂28加热到足以将粘合剂固化到弓形凸缘12和贴合装置24的温度，如步骤110所表示的那样。还可在足够的压力下将粘合剂28固化，以使粘合剂28与弓形凸缘12和贴合装置24接触。在某些实施例中，可在真空或约10磅每平方英寸(psi)至100psi的压力下将粘合剂28加热到约320至360达约十五至三十分钟。然后，可允许贴合装置24在移去夹紧之前冷却到约150。在贴合装置24已冷却之后，可将粘合剂28后固化，如步骤112所表示的那样。在某些实施例中，可通过将粘合剂28加热到约340至360达约两至四小时来将粘合剂28后固化。
然后，可将多余的粘合剂28从开孔l4和14a除去，而保持贴合装置24的圆周周围的粘合剂28，如步骤114所表示的那样。优选在嵌件32与贴合装置24的接触表面之间没有粘合剂，以使粘合剂29并不阻止贴合装置24与嵌件32之间的负载传递。
本发明中的贴合装置组件可用于修复不同复合结构的受损开孔，如暴露在恶劣环境条件下的复合结构。
虽然已通过参考优选实施例对本发明进行了描述，但本领域中熟练的技术人员会认识到，可对形式和细节进行修改而并不背离本发明的精神和范围。例如，虽然描述了三开孔或四开孔贴合装置，但本发明中的贴合装置可具有任何数量的开孔。

Claims (25)

1.一种用于修复复合凸缘的至少一个受损开孔的贴合装置组件，所述贴合装置组件包括：
嵌件，所述嵌件位于所述受损开孔中并能够通过所述复合凸缘提供压缩负载传递；
粘合剂，所述粘合剂位于所述复合凸缘的至少一部分上并接近于所述受损开孔；以及
支撑件，所述支撑件位于所述粘合剂上方。
2.如权利要求1所述的贴合装置组件，其特征在于：所述粘合剂能够将所述支撑件粘合到所述复合凸缘。
3.如权利要求1所述的贴合装置组件，其特征在于：所述粘合剂能够作为所述复合凸缘与所述支撑件之间的膨胀连接。
4.如权利要求1所述的贴合装置组件，其特征在于：所述粘合剂包括含氟弹性体材料。
5.如权利要求1所述的贴合装置组件，其特征在于：所述支撑件包括金属材料。
6.如权利要求1所述的贴合装置组件，其特征在于：所述支撑件包括至少三个开孔。
7.如权利要求1所述的贴合装置组件，其特征在于：所述支撑件能够跨越过至少一个受损开孔分布负载。
8.如权利要求1所述的贴合装置组件，其特征在于：所述嵌件包括金属材料。
9.一种用于修复具有至少一个受损开孔的热塑结构的受损点的修复组件，所述修复组件包括：
嵌件，所述嵌件位于所述受损开孔中并能够通过所述热塑结构提供压缩负载传递；
可膨胀粘合剂，所述可膨胀粘合剂在恶劣环境条件下稳定并位于所述热塑结构上；以及
叠盖支撑件，所述叠盖支撑件位于所述可膨胀粘合剂上，所述叠盖支撑件具有比所述热塑结构的热膨胀系数大的热膨胀系数。
10.如权利要求9所述的修复组件，其特征在于：所述叠盖支撑件能够跨越过受损点传播压缩负载。
11.如权利要求10所述的修复组件，其特征在于：所述受损点是接近于所述热塑结构的受损开孔的区域。
12.如权利要求9所述的修复组件，其特征在于：所述粘合剂是含氟弹性体。
13.如权利要求9所述的修复组件，其特征在于：所述叠盖支撑件由粘合剂粘合到所述热塑结构。
14.如权利要求12所述的修复组件，其特征在于：所述粘合剂在粘合之前处于半固化状态。
15.如权利要求9所述的修复组件，其特征在于：所述嵌件包括金属材料。
16.如权利要求9所述的修复组件，其特征在于：所述叠盖支撑件包括金属材料。
17.一种修复具有至少一个受损开孔的复合弓形凸缘的方法，所述方法包括：
将嵌件置于所述受损开孔内；
将所述嵌件附接到所述受损开孔；
将粘合剂涂覆到所述复合弓形凸缘；
将支撑结构置于所述粘合剂上；以及
将所述支撑结构粘合到所述复合弓形凸缘。
18.如权利要求17所述的方法，其特征在于：将所述支撑结构粘合到所述复合弓形凸缘包括以约320至360的温度固化所述粘合剂。
19.如权利要求18所述的方法，其特征在于：将所述支撑结构粘合到所述复合弓形凸缘包括将所述粘合剂固化约15至30分钟。
20.如权利要求17所述的方法，其特征在于：将所述支撑结构粘合到所述复合弓形凸缘包括以约10至100磅每平方英寸的压力固化所述粘合剂。
21.如权利要求17所述的方法，其特征在于：将所述支撑结构粘合到所述复合弓形凸缘包括以约340至360将所述粘合剂后固化约两至四小时。
22.如权利要求17所述的方法，其特征在于：还包括在涂覆所述粘合剂之前将衬套从所述受损开孔除去。
23.如权利要求17所述的方法，其特征在于：将所述嵌件附接到所述受损开孔包括用环氧树脂将所述嵌件固化到所述受损开孔。
24.如权利要求17所述的方法，其特征在于：所述粘合剂能够作为所述支撑结构与所述复合弓形凸缘之间的膨胀连接。
25.如权利要求17所述的方法，其特征在于：涂覆所述粘合剂包括以半固化状态涂覆所述粘合剂。
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