CN102317059A - 用于复合结构的可预测粘合修复的渐缩补片 - Google Patents

用于复合结构的可预测粘合修复的渐缩补片 Download PDF

Info

Publication number
CN102317059A
CN102317059A CN2010800077709A CN201080007770A CN102317059A CN 102317059 A CN102317059 A CN 102317059A CN 2010800077709 A CN2010800077709 A CN 2010800077709A CN 201080007770 A CN201080007770 A CN 201080007770A CN 102317059 A CN102317059 A CN 102317059A
Authority
CN
China
Prior art keywords
sticking patch
synusia
composite construction
edge
districts
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN2010800077709A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102317059B (zh
Inventor
E·A·丹-加姆博
R·L·科勒
E·A·韦斯特曼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN102317059A publication Critical patent/CN102317059A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102317059B publication Critical patent/CN102317059B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
    • B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
    • B29C73/14—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements using elements composed of two parts joined together after having been placed one on each side of the article
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
    • B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
    • B29C73/10—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements using patches sealing on the surface of the article
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B19/00—Layered products comprising a layer of natural mineral fibres or particles, e.g. asbestos, mica
    • B32B19/04—Layered products comprising a layer of natural mineral fibres or particles, e.g. asbestos, mica next to another layer of the same or of a different material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/26—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer
    • B32B3/263—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer characterised by a layer having non-uniform thickness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
    • B29C73/16—Auto-repairing or self-sealing arrangements or agents
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49764—Method of mechanical manufacture with testing or indicating
    • Y10T29/49778—Method of mechanical manufacture with testing or indicating with aligning, guiding, or instruction
    • Y10T29/4978—Assisting assembly or disassembly
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/18—Longitudinally sectional layer of three or more sections
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/20—Patched hole or depression
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/21—Circular sheet or circular blank
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24273—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including aperture
    • Y10T428/24322—Composite web or sheet
    • Y10T428/24331—Composite web or sheet including nonapertured component
    • Y10T428/24339—Keyed
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
    • Y10T428/24488—Differential nonuniformity at margin
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
    • Y10T428/24612—Composite web or sheet

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种修复复合结构中不均匀区域的补片，其包括适合覆盖不均匀区域并且由胶粘层粘合至结构的复合层压补片。该补片包括具有渐缩横截面的多个复合层片以及至少第一和第二区，所述第一和第二区分别具有不同的断裂韧度。

Description

用于复合结构的可预测粘合修复的渐缩补片
技术领域
本公开主要涉及一种复合结构(composite structure)，并且更特别关于修复包含不均匀(inconsistency)的复合结构区域的方法和复合补片(composite patch)。
背景技术
有时，复合结构具有包含一个或更多不均匀的局部区域，为了使结构处于设计许用范围(design tolerance)之内，其需要被修复。
过去，使用这样一种补片来实现修复过程，该补片被放置在不均匀区域上并且使用机械紧固件被固定于母结构。该修复技术是令人满意的，因为能够随着时间的流逝通过视觉检查紧固件而监控补片的情况。然而，紧固件的使用会增加飞行器重量和/或飞行器上的阻力，并且在有些应用中不美观。
在有些应用中，使用粘合接头(bonded joint)将修复补片固定于母结构，然而该技术也可能需要使用机械紧固件，后者提供形成制动机构(arrestment mechanism)的次级负荷路径从而限制不均匀的增长。此外，会不容易随着时间的流逝来监控将修复补片固定于母结构上的粘合接头中的变化，因为接头或接头界面的附连机制(attachingmechanism)可能不可见。
因此，存在对于修复复合结构的不均匀区域的修复补片和方法的需求，且同时允许随着时间通过使用视觉或其他类型的非破坏性检查技术来监控被修复区域的情况。
发明内容
公开的实施例提供使用粘合修复补片而不需要机械紧固件的修复复合结构的修复补片和方法。该修复补片包括这样的特征，其允许随着时间视觉检查被修复区域的情况，并且允许对未来粘合接头变化的可靠预测。由于可视觉检查被修复区域的情况并且可做出关于未来粘合情况的预测，所以被粘合修复补片和视觉检查技术可允许飞行器认证部门(aircraft certifying authority)作出修复认证。
依照一个公开的实施例，提供修复复合结构中的不均匀区域的补片。该补片包含适于覆盖不均匀区域的层压补片以及用于将层压补片粘合到复合结构的胶粘层。层压补片包括多个复合层片，该复合层片具有渐缩横截面，并且具有分别有不同断裂韧度的第一和第二区。可通过第一和第二层片组来限定补片的第一和第二区，其中每个组中的层片的边缘都形成渐缩横截面。在一个实施例中，层压补片包括第三区，其具有与第一和第二区的断裂韧度不同的断裂韧度。第一和第二区可基本连续并且相对于彼此同心布置。胶粘层可具有从层的外边缘向层的中心区渐缩的厚度。
依照另外的实施例，提供修复复合结构中的不均匀区域的补片，其包含复合层压补片和用于将层压补片粘合到复合结构的胶粘层。层压补片包括至少第一和第二复合层压层片组，其分别限定具有不同层间断裂韧度的第一和第二区。第一层片组的宽度比第二层片组的宽度更大，并且每个层片组都可具有渐缩边缘。第一和第二组中每组中的层片都可具有不同的层置取向次序和/或不同的层片数目。
仍依照另外的实施例，修复复合结构中的不均匀区域包括在复合结构上围绕不均匀区域的渐缩边缘，以及覆盖不均匀区域的渐缩复合补片。结构上的渐缩边缘包括分别具有第一和第二嵌接角的第一和第二渐缩表面。补片具有推进体(nudge)，其具有分别粘合复合结构的第一和第二渐缩表面的第一和第二渐缩部段。在一个实施例中，复合结构的渐缩边缘包括第三渐缩表面，其具有第三嵌接角，并且渐缩补片的边缘包括粘合复合结构边缘的第三渐缩表面的第三部段。复合补片包括至少第一和第二复合层压层片组，其分别限定具有不同层间断裂韧度的第一和第二区。
依照公开的方法实施例，修复复合结构中包含不均匀的区域。该方法包括围绕不均匀的区域使得结构的边缘渐缩，包括在边缘上形成至少第一和第二嵌接角。形成具有渐缩边缘的复合补片。在补片的渐缩边缘和复合结构的渐缩边缘之间形成粘合嵌接接头。形成复合补片可包括补片边缘上的第一和第二渐缩角分别相应于结构边缘上的第一和第二嵌接角。
公开的实施例满足对于允许修复复合结构中的不均匀区域的粘合复合修复补片和修复方法的需求，其中能够视觉监控修复的情况并且基于视觉检查可预测粘合接头中的任意变化。
10.一种修复复合结构中不均匀区域的补片，其包含
复合层压补片，其适于覆盖所述不均匀区域，并且包含至少第一和第二复合层压层片组，所述第一和第二层片组分别限定具有不同层间断裂韧度的第一和第二区，所述第一层片组具有第一宽度，而所述第二层片组具有与所述第一宽度不同的第二宽度；以及
胶粘层，其用于将所述层压补片粘合到所述复合结构。
11.根据权利要求10所述的补片，其中：
所述第一宽度小于所述第二宽度，
所述第一层片组具有第一面，以及
所述第二层片组具有相对于所述第一面的第二面，并且通过所述胶粘层粘合到所述复合结构。
12.根据权利要求10所述的补片，其中所述第一和第二层片组中每个都包括渐缩边缘。
13.根据权利要求10所述的补片，其中：
所述第一和第二组中的层片均包括具有一定纤维取向和层置取向次序的增强纤维，以及
所述第一组中层片的层置次序与所述第二组中层片的层置次序不同。
14.根据权利要求10所述的补片，其中所述第一组中的层片数目与所述第二组中的层片数目不同。
15.根据权利要求10所述的补片，其中所述第一组中的层片厚度与所述第二组中的层片厚度不同。
16.根据权利要求10所述的补片，其中所述胶粘层具有从所述层的外边缘向所述层的中心区域渐缩的厚度。
17.一种复合结构中的不均匀区域的修复，其包含：
围绕所述不均匀区域在所述复合结构上的渐缩边缘，所述渐缩边缘包括分别具有第一和第二嵌接角的第一和第二渐缩表面；以及
覆盖所述不均匀区域的渐缩复合层压补片，所述补片包括具有第一和第二渐缩部段的边缘，所述第一和第二渐缩部段分别粘合到所述复合结构边缘的所述第一和第二渐缩表面并且在所述复合结构和所述复合渐缩层压补片之间形成嵌接接头。
18.根据权利要求17所述的修复，其中：
所述复合结构上的所述渐缩边缘包括具有第三嵌接角的第三渐缩表面，以及
所述渐缩补片的边缘包括粘合至所述复合结构边缘的所述第三渐缩表面的第三部段。
19.根据权利要求17所述的修复，其中：
所述渐缩层压补片包括至少第一和第二复合层压层片组，其分别限定具有不同层间断裂韧度的第一和第二区。
24.一种修复复合飞行器结构中的不均匀区域的补片，其包含：
复合层压补片，其适于覆盖所述不均匀区域，并且包括第一、第二和第三堆叠复合层片组，其分别限定具有不同断裂韧度的第一、第二和第三区，
所述第一、第二和第三层片组分别具有以第一、第二和第三角渐缩的边缘；
围绕所述不均匀区域在所述复合结构的边缘上形成第一、第二和第三表面，并且所述第一、第二和第三表面分别具有基本匹配所述第一、第二和第三角的嵌接角；以及
胶粘层，其用于将所述层片的边缘粘合到所述复合结构上边缘的所述第一、第二和第三表面。
25.一种修复具有不均匀的复合飞行器结构的区域的方法，其包含：
围绕所述不均匀区域使得所述复合结构的边缘渐缩，包括形成具有第一嵌接角的第一渐缩表面、形成具有第二嵌接角的第二渐缩表面以及形成具有第三嵌接角的第三渐缩表面；
形成渐缩复合层压补片包括：
堆叠第一、第二和第三复合层片组，
通过在每个层片组中使用不同的复合材料，而在所述层压补片中
形成分别具有不同层间断裂韧度的第一、第二和第三区，以及
以分别相应于所述第一、第二和第三嵌接角的角使得每个层片组的边缘渐缩；
在所述复合飞行器结构的所述区域之上放置所述补片；
在所述层片组的所述边缘以及所述复合飞行器结构的所述第一、第二和第三表面之间引入胶粘层；以及
使用胶粘层将所述渐缩补片的所述层片组的边缘粘合到所述复合飞行器结构的边缘。
附图说明
图1示出复合结构上的粘合修复补片的图。
图2示出沿图2中线2-2截取的截面图。
图3示出图2所示的胶粘层的平面图。
图3a-3c分别示出图3所示的胶粘层各部分的平面图。
图4示出沿图3中线4-4截取的截面图。
图5示出形成图1所示的部分修复补片的复合层压补片的平面图。
图6示出沿图5中线6-6截取的截面图。
图7示出粘合至包含不均匀的区域中的母结构的渐缩补片的截面图。
图8示出类似于图7的视图，但是示出补片的单个层片以及形成粘合接头的胶粘层。
图8a示出补片的替换实施例的部分截面图。
图9示出图8所示的胶粘层的截面图。
图10示出使用嵌接接头将渐缩修复补片粘合到母结构的截面图。
图11示出图10所示的母结构的一个部段的截面图，其更好地示出形成多个渐缩的材料移除区域。
图12示出图7所示的渐缩修复补片的平面图，并且示出典型的脱粘传播路径。
图13-15示出表示通过渐缩路径各区的脱粘传播的截面图。
图16示出使用渐缩修复补片来修复复合结构的不均匀区域的方法的流程图。
图17示出飞行器生产和服役方法的流程图。
图18示出飞行器的方框图。
具体实施方式
参考图1和图2，依照公开的实施例，使用复合修复补片30修复复合结构24中的不均匀区域22。在此使用的“不均匀区域”、“不均匀”、“多处不均匀”每个都涉及复合结构24中会在设计许用范围之外的局部区域。不均匀22例如可包含但不限于空隙、凹痕或者孔隙，其可在制造复合结构24时产生或者可随后在复合结构24服役寿命期间产生。
复合补片30包含复合层压补片32，其层置在不均匀区域22之上并且通过形成粘合接头42的结构胶粘层34被粘合到复合结构24。补片30的大小可随着应用以及不均匀区域22的尺寸而改变。胶粘层34将粘合接头42和区域22分别分为第一、第二和第三控制区36、38、40，所述控制区可提供在结构24和补片30之间传递的跃迁负荷(transition load)的适度降低。第一控制区36居中位于不均匀区域22之上，而第二和第三控制区46、48可分别包含一对围绕居中定位的第一区36的基本同心环。虽然在公开的实施例中区36、38、40示作基本圆形，但也可能有各种其他形状。同样，在其他实施例中，补片30可仅具有两个控制区36、38，或者具有多于三个控制区36、38、40。
第一控制区36可展示良好的面内胶粘应力。第二控制区38可被称为耐久性域，并且需要评估和量化在补片32和母结构24之间的这个区内的任何脱粘，以便确定是否应执行修复。可受面内切变以及剥离力矩支配的第三控制区40可影响在补片32和母结构24之间的整个结构粘合的行为。
现在特别参考图2-4，胶粘层34可包含被同心环形状部分46和48围绕的中心圆形部分44。胶粘部分44、46、48的大小和形状大体分别相应于修复补片30的第一、第二和第三控制区36、38、40。胶粘部分44、46、48中的每一部分都可包含一个或多个市售结构胶粘剂层片，其通常为可被切割为期望形状的膜或片的形式。胶粘部分44、46、48也可由市售结构胶粘剂浆形成。如上所述，可建立多个(未示出)胶粘片材料层片，从而为每个胶粘部分44、46、48形成期望的厚度“t”。可使用在补片32和结构24之间的厚度“t”来特制粘合的强度。在有些应用中，可只需单一层片胶粘片材料，而在其他应用中，取决于应用以及胶粘片的厚度，可需要多于一个层片。
在一个实施例中，圆周间隙“g”可在胶粘部分44、46、48之间形成，从而帮助阻止在层压补片32和复合结构24之间的潜在脱粘的生长。可在间隙“g”其中之一或其两者中放置填料50，从而帮助阻止潜在脱粘的生长。
胶粘部分44、46、48之中的每个部分的性质都被特制成影响在粘合接头42的第一、第二和第三控制区36、38、40处分别释放应变能量的比率。可通过以下方式实现对胶粘部分44、46、48之中的每一部分的特制，即通过改变胶粘部分44、46、48的尺寸，例如厚度“t”或宽度“w”，或者通过改变膜、浆(paste)、布(scrim)等等的形式，以及通过改变胶粘层的结构性质，例如断裂韧度、剥离或切变强度，或者通过在胶粘部分44、46、48之间提供间隙“g”。可将断裂韧度描述为材料针对脱层的普遍抗性(general resistance)。另外，可在胶粘部分44、46、48之间插入间隔件或填料50，从而帮助阻止脱粘生长。在此使用的“层间断裂韧度”和“断裂韧度”通常涉及层压材料针对脱层的抗性。更具体地，这些术语可涉及断裂力学领域公知的，如针对模式Ⅰ类型脱层的阻抗，其主要由将层压件内各层片拉开或在层压件内产生裂纹的应变引起。
使用被特制的胶粘部分44、46、48会引起这样的粘合修复补片30，即其被分为分别以不同比率释放应变能量的多个控制区36、38、40。第一、第二和第三控制区36、38、40提供在补片32和结构24之间跃迁负荷的适度降低，这不仅可允许预测脱粘延伸过程，而且能够允许通过简单的视觉检查或者其他非破坏性检查技术来评估修复补片30的情况。虽然已示出并讨论了三个控制区36、38、40，不过多于或少于三个控制区也是可能的。
补片30覆盖在不均匀区域22之上的第一控制区36展示良好的面内应力，其可抑制粘合接头42的脱粘边界周围的应力集中。第一控制区36内的全局胶粘应力可降低在施加至复合结构24的最大负荷限制下脱粘延伸所需的应变能量释放比率。
第二控制区38内的修复补片30的特性可引起以比第一控制区36更大的比率来释放应变能量。可通过耐疲劳性脱粘曲线(未示出)来预测可在第二控制区38内的粘合接头42内发生的任何脱粘，其中该曲线定义了开始脱粘生长所需的输入功(work input)。第三控制区40的特征被选择成使得第三控制区40内的应变能量释放比率比第二控制区38内的更大，从而阻碍脱粘的开始和生长，以及面内切变和剥离力矩。
现在参考图5和图6，其图解包含多个纤维增强聚合物层片52的层压补片32，其中层片52被特制成以便实现具有期望的应变能量释放比率的第一、第二和第三控制区36、38、40。可通过选择和/或布置层片从而在控制区36、38、40内特制层压补片32中的应变能量释放比率，以便区36、38、40中的每个区中的层片都具有不同的特性。换句话说，区36、38、40中的每个区都可具有该区特有的层片特性。因而，例如，区38中的层片可具有与区36或40中的层片不同的特征，而区36中的层片可具有与区38和40中的层片不同的特征。在此使用的“特性”和“层片特性”涉及但不限于：层片中的纤维增强的类型、大小或质量；层片厚度；层片之间的间隙；层片之间放置的材料、元素或结构；层片的数目；层片中使用的基体(matrix)类型或密度；每个层片的铺设取向(角度)，和/或在层片堆中的层片取向的次序。
可通过在补片32和结构24之间形成嵌接或锥形接头(未示出)而特制在一个或更多控制区36、38、40内的应变能量释放比率。也可通过在层片52之间的特定区域内以如下方式提供间隙(未示出)来特制应变能量释放比率，即改变每个控制区36、38、40中的层压补片32的机械性质。同样，为了帮助实现限定的控制区36、38、40，也可以使用具有不同取向次序的层片52。取向涉及层片中的增强纤维的铺设角度或方向，例如但不限于0°、30°、60°、90°和/或0°、+45°、-45°、90°。
在图5和图6图解的例子中，层片52中使用的材料和/或第一控制区36内的取向次序导致最大的应变释放比率，同时对于在第二和第三控制区38和40中的材料和/或层片取向次序的选择分别导致中等和最小的应变能量释放比率。然而在其他实施例中，根据应用，第三控制区40可具有最大的应变能量释放比率，而第一控制区36具有最小的应变能量释放比率。
图7图解了修复补片30a的可替换实施例，可使用该补片修复其中包含一个或更多不均匀22的复合结构24的区域。修复补片30a包括渐缩层压补片32a，其包含层压复合层片组59、61、63，其均包含例如但不限于纤维增强聚合物，例如碳纤维环氧树脂。层压补片32a可具有大体圆形构造，类似于图5所示的层压补片32，包括分别具有不同的层间断裂韧度的圆形第一、第二和第三区36、38、40。第一区36由所有三个层片组59、61、63构成，而第二区38由层片组61、63构成。第三层组40由层片组63构成。层片组59、61、63布置成相对于彼此同心并且围绕复合结构24中的不均匀22。
层片组59、61、63分别具有逐渐增大的宽度或外直径d1、d2、d3，所以层压补片32a的边缘55的横截面具有分别相对于层压补片32a的第一和第二面47、49的渐缩角θ。通常，角θ将取决于应用、组59、61、63的宽度或直径d1、d2、d3、以及组59、61、63的厚度。在该实施例中，层压补片32a的第二面49粘合到结构24。
现在参考图8，其图解图7所示的渐缩补片32a的一个变型，其中每个层片组59、61、63都包含多个层片52，并且包括渐缩边缘59a、61a、63a，每个所述边缘都分别相对于第一和第二面47、49以相应角φ渐缩。渐缩边缘59a、61a、63a的渐缩角φ可彼此相同或不同，并且可与图7所示的角θ相同或不同。如图7所示的实施例的情况，图8所示的层压补片32a具有第一区36，其具有由所有三个层片组59、61、63确定的层间断裂韧度，而第二区38具有由层片组61和63确定的层间断裂韧度。最后，第三区40的层间断裂韧度由层片组63确定。示出的组59、61、63的渐缩边缘59a、61a、63a通过单个层片52的阶梯状设置而被形成，然而，取决于层片52的厚度，可嵌接或渐缩每个层片52的外部边缘，以便渐缩边缘59a、61a、63a为光滑渐缩而非阶梯状渐缩。
补片30a在区36、38、40内的层间断裂韧度可部分由控制区36、38、40内的层片组59、61、63的尺寸以及层片组59、61、63的其他特性确定，包括但不限于纤维增强物的类型、层片数目、层片厚度和/或层片内使用的基底类型、层片52之间间隙(未示出)的使用、改变层片52的其他机械性能以及使用不同的层片取向次序，所有上述特性都已连同图5和图6所示的层压补片32在上文讨论。
类似于上述实施例，通过形成粘合接头42的结构胶粘层34而将图8所示的渐缩层压补片32a的第二面49粘合到复合结构24。然而，在图8所示的实施例情况下，如图9所示，胶粘层34是渐缩的，其中外部周界34a具有厚度t1，其向内渐缩至具有较小厚度t2的中心区34b。胶粘层34的渐缩以如下方式导致对粘合接头42中的应变能量释放比率的特制，即补充补片32a的层间断裂韧度的区36、38、40。在其他实施例中，胶粘层34可以其他方式渐缩，包括但不限于，从中心区34b向外渐缩至外部周界34a、从中心区34b只向一侧渐缩、或者从周界34a的一侧向另一侧渐缩。
现在参考图8a，在有些应用中，每个层片组59、61、63中的一些或所有层片52a可具有相同的直径，而不是具有图8所示的渐缩外部边缘59a、61a、63a，图8a中所示的每组59、61、63中的层片的边缘都基本垂直于层片52的平面延伸。
现在参考图10和图11，图8所示的渐缩层压补片32可以被配置并反转从而形成齐平装配(flush fitting)的修复补片30a，其中渐缩层压补片32a的第二面49基本与复合结构24的表面51齐平延伸，并且第一面47覆盖不均匀区域22并基本与其同延。层压补片32a的边缘55叠覆于复合结构24上围绕不均匀22的渐缩边缘71，从而形成粘合嵌接接头73。通过围绕不均匀22从复合结构24去除材料来形成渐缩边缘71。去除该材料，以便形成三个基本邻接的渐缩表面71a、71b、71c，所述表面分别形成嵌接角θ1、θ2、θ3。在该例子中，θ2＞θ1，并且θ3＞θ2。因而渐缩表面71c是渐缩边缘71的最陡表面，而渐缩边缘71a是渐缩边缘71的最平缓表面。最陡嵌接角θ3可具有最小的载重能力，而最平缓的嵌接角θ1可具有最大的载重能力。使用多个嵌接角θ1、θ2、θ3的组合改变了修复补片30a内的载重能力，这可以有助于预测修复补片30a随时间的性能。在此应明白，虽然在例示性实施例中图解三个渐缩表面71a、71b、71c，但是可以有多于或少于三个渐缩表面。
渐缩补片32a的边缘59a、61a、63a具有各自的渐缩角Φ(图9)，其基本匹配渐缩边缘71的单个嵌接角θ1、θ2、θ3，并且分别粘合到边缘71的渐缩表面71a、71b、71c。通过在复合结构24的边缘55和边缘71之间放置胶粘层34，修复补片32a的渐缩边缘55被粘合到渐缩边缘71。
在一个实际实施例中，层压补片32a的第一区36可具有近似2.0in-#in2的层间断裂韧度以及等于近似45∶1渐缩比率的渐缩角θ1。45∶1的渐缩比率可降低裂纹从层压补片32a的第一区36延伸到第二和第三区38、40内的最大可能性。层压补片32a的第二区38可具有近似2.0in-#in2的恒定层间断裂韧度以及等于近似30∶1渐缩比率的渐缩角θ2，其可导致边缘层间峰值应力的进一步减小，并且导致总疲劳阈值应变能量比率的上升，因而减小或消除层压补片32a的第二区38内的疲劳裂缝生长率。层压补片32a的第三区40可具有近似2.0in/#in2的层间断裂韧度以及等于近似20∶1的渐缩角。上述特定渐缩比仅为例示性的，并且取决于应用可以使用其他的比率。
图12图解这样一种方式，其中可阻止脱粘在第三控制区40的外部边缘60开始并向内生长。在该情形中，在边缘60开始的脱粘可图解为直接向内生长，如62所示，直到到达控制区38和40之间的边界64。由于控制区36、38、40中的材料不同，和/或由于间隙“g”或填料50的存在(图5)，和/或由于胶粘层34(图2)的部分44、46、48的胶粘性质不同，所以脱粘被阻止并且可绕第三控制区40的边界64圆周运动63。另外的情形可具有从第三区40前进并进入第二控制区38内的脱粘，并且如数字66所示，朝着第一控制区36向内前进。当脱粘的前进到达控制区36和38之间的边界68时，其被阻止并且可绕边界68圆周运动。
现在参考图12和图13，随着脱粘72(图13)从起始点60向内移动，修复补片的外部边缘54可向上剥离，因此使在77处的覆盖涂料69破裂，这提供第三控制区40内的脱粘开始和/或生长的视觉指示。脱粘的视觉指示可在控制区38和40之间的边界64终止。
如图14所示，如果脱粘72继续朝着第二边界68进入第二控制区40，则控制区38和40的区域中的补片30将向上剥离，因而进一步使在77处的覆盖涂料69破裂，从而提供指示出脱粘已进入或通过第二控制区40的视觉指示。图15图解已前进到不均匀22的边界75的脱粘。在该处，补片32的区域和所有的三个控制区36、38、40都可向上剥离，从而进一步使在77处的覆盖涂料69破裂，因而提供更明显的视觉指示，即指示出脱粘已进入到需要进一步注意的修复补片30的点。在此应明白，虽然涂料69的视觉检查可在77处探测到涂料破裂，不过也可使用其他已知的非破坏性检查技术在肉眼不可见该破裂的情况下探测涂料69的破裂，或者其他方式探测补片30的剥离。因此，从上文明显看出，修复补片30的控制区36、38、40提供允许对补片30和结构24之间的粘合情况进行非破坏性检查的手段。
现在参考图16，其粗略图解使用上述渐缩修复补片32a来修复包含不均匀22的复合结构24的区域的方法。由一系列步骤74形成渐缩补片32a，所述步骤开始于78，将层片52分为可分别包含多个层片组59、61、63的多个区36、38、40，并且然后在80处层置层片。可选择地，如步骤82所示，每个组59、61、63内的层片52可以是渐缩的。在84，母复合结构24中围绕不均匀22的边缘71可以是渐缩的。该渐缩可包含形成具有不同嵌接角θ1、θ2、θ3的一个或更多渐缩表面71a、71b、71c。
胶粘层34由步骤76形成，如步骤86所示，其开始于针对渐缩层压补片32a的区36、38、40来特制胶粘层34的厚度。在88，胶粘层34可被分为多个部分44、46、48，其分别以不同比率释放应变能量，或者可替换地，如图9所示，可通过使得胶粘层34渐缩而特制胶粘层34。
随后，在步骤90，渐缩修复补片32a的区36、38、40与胶粘层34对齐。如92所示，胶粘层34被用于将渐缩修复补片32a粘合到复合结构24。最后，在94，可周期性地视觉检查修复补片30的情况，从而确定每个区36、38、40中的补片30a的情况。
可在各种潜在应用中找到本公开的实施例的用途，特别是运输行业，包括例如航空航天、船舶和汽车应用。因而，现在参考图17和图18，本公开的实施例可用于图17所示的飞行器制造和服役方法100以及图18所示的飞行器102。在预生产期间，例示性方法100可包括飞行器102的规格和设计104以及材料采购106。渐缩修复补片30a可作为飞行器102的规格和设计104的一部分而被规范和设计，并且作为采购过程106的一部分而被采购。在生产期间，发生飞行器102的组件和部件制造108以及系统整合110。渐缩补片30a可以在生产期间被用于修复在制造108和/或系统整合110过程中产生的不均匀。其后，为了处于服役114中，飞行器102可经历认证和交付(delivery)112。为了完成飞行器102的认证和/或满足交付要求，可使用渐缩补片30a修复不均匀。在用户使用时，飞行器102定期进行例行维修和维护116(其也可包括更改、重新配置、翻新等等)。可在飞行器102服役的同时使用渐缩补片30a来修复飞行器102中会在服役期间产生不均匀的区域以作为定期例行维修的一部分。
可由系统综合供应商、第三方和/或操作者(例如用户)执行或实施方法100的每个过程。为了本说明的目的，系统综合供应商可包括但不限于任何数目的飞行器制造商和主要系统分包商；第三方可包括但不限于任何数目的厂商、分包商和供应商；而操作者可为航空公司、租赁公司、军事机构、服务组织等等。
如图18所示，通过例示性方法100产生的飞行器102可包括具有多个系统120的机身118和内部122。可使用渐缩补片30a从而修复机身118中的不均匀。高级系统120的例子包括一个或更多推进系统124、电气系统126、液压系统128以及环境系统130。可包括任何数目的其他系统。虽然示出航空航天的例子，不过本公开的原理还可应用于其他行业，例如船舶和汽车行业。
在此具体化的系统和方法可在生产和服役方法100的任何一个或更多阶段期间使用。例如，可通过与飞行器102服役时的组件或子组件生产类似的方式来制作或制造相应于生产过程108的组件或子组件。同样，可在生产阶段108和110期间使用一个或更多设备实施例、方法实施例或其组合，例如，通过基本加速飞行器102的装配或降低其成本。类似地，可在飞行器102服役时使用一个或更多设备实施例、方法实施例或其组合，例如但不限于维修和维护116。
虽然已关于某些例示性实施例描述了本公开的实施例，但是本领域技术人员应理解，具体实施例为例证而非限制的目的，并且应想到其他变体。

Claims (13)

1.一种修复复合结构中不均匀区域的补片，其包含：
复合层压补片，其适于覆盖所述不均匀区域，并且包含具有渐缩横截面的多个复合层片，所述层压补片包括至少第一和第二区，所述第一和第二区分别具有不同的断裂韧度；以及
胶粘层，其用于将所述层压补片粘合到所述复合结构。
2.根据权利要求1所述的补片，其中所述复合层片包括至少第一和第二层片组，所述第一和第二层片组分别限定所述第一和第二区。
3.根据权利要求2所述的补片，其中所述第一和第二层片组中每一组中的层片的边缘都形成渐缩横截面。
4.根据权利要求1所述的补片，其中：
所述层压补片包括第三区，其具有与所述第一和第二区的所述断裂韧度不同的断裂韧度，以及
所述复合层片包括至少第一、第二和第三层片组，其分别限定所述第一、第二和第三区。
5.根据权利要求1所述的补片，其中所述第一和第二区分别具有大体圆形外部周界并且基本是同心的。
6.根据权利要求1所述的补片，其中所述胶粘层具有从所述第一区向所述第二区渐缩的厚度。
7.根据权利要求1所述的补片，其中：
所述层压补片包括第一和第二面并且从所述第一面向所述第二面向外渐缩，以及
所述第二面被所述胶粘层粘合至所述复合结构。
8.根据权利要求1所述的补片，其中所述补片的所述层片的所述渐缩横截面被所述胶粘层粘合至所述复合结构。
9.根据权利要求1所述的补片，其中所述胶粘层包括至少第一和第二区，其分别将所述层压补片的所述第一和第二区粘合至所述复合结构，为了围绕所述不均匀区域以不同比率释放应变能量，所述胶粘层的所述第一和第二区具有不同的性质。
10.一种修复包含不均匀的复合结构的区域的方法，其包含：
围绕所述不均匀的区域使得所述复合结构的边缘渐缩，包括在所述边缘上形成至少第一和第二嵌接角；
形成具有渐缩边缘的复合层压补片；以及
在所述补片的所述渐缩边缘以及所述复合结构的所述渐缩边缘之间形成粘合嵌接接头。
11.根据权利要求10所述的方法，其中形成所述复合补片包括在所述补片的边缘上形成第一和第二渐缩角，其分别对应于所述结构的边缘上的所述第一和第二嵌接角。
12.根据权利要求10所述的方法，其中：
使得所述复合结构的所述边缘渐缩包括在所述边缘上形成第三嵌接角，以及
形成所述复合补片包括在所述补片的所述边缘上形成第三渐缩角，其对应于所述复合结构的所述边缘上的所述第三嵌接角。
13.根据权利要求10所述的方法，其中形成所述复合补片包括：
层置多个纤维增强聚合物层片，
将所述层片分为至少两个区，以及
为所述两个区提供不同的刚度。
CN201080007770.9A 2009-03-09 2010-03-04 用于复合结构的可预测粘合修复的渐缩补片 Active CN102317059B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/400,561 US8540909B2 (en) 2009-03-09 2009-03-09 Method of reworking an area of a composite structure containing an inconsistency
US12/400,561 2009-03-09
PCT/US2010/026256 WO2010104746A1 (en) 2009-03-09 2010-03-04 Tapered patch for predictable bonded rework of composite structures

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102317059A true CN102317059A (zh) 2012-01-11
CN102317059B CN102317059B (zh) 2015-11-25

Family

ID=42235674

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201080007770.9A Active CN102317059B (zh) 2009-03-09 2010-03-04 用于复合结构的可预测粘合修复的渐缩补片

Country Status (6)

Country Link
US (2) US8540909B2 (zh)
EP (1) EP2406063B1 (zh)
JP (1) JP5792076B2 (zh)
CN (1) CN102317059B (zh)
CA (1) CA2754624C (zh)
WO (1) WO2010104746A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106118513A (zh) * 2015-05-08 2016-11-16 波音公司 用于修复复合材料的方法和装置
CN107738497A (zh) * 2017-11-23 2018-02-27 河北工业大学 一种用于胶接修补的填充修补方法
CN110435164A (zh) * 2019-07-19 2019-11-12 中国工程物理研究院化工材料研究所 一种降低脆性材料开孔结构应力集中的方法

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9586699B1 (en) 1999-08-16 2017-03-07 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft
US9625361B1 (en) 2001-08-19 2017-04-18 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials
US9492975B2 (en) 2009-03-09 2016-11-15 The Boeing Company Structural bonded patch with tapered adhesive design
US8540909B2 (en) 2009-03-09 2013-09-24 The Boeing Company Method of reworking an area of a composite structure containing an inconsistency
US8524356B1 (en) 2009-03-09 2013-09-03 The Boeing Company Bonded patch having multiple zones of fracture toughness
US8409384B2 (en) * 2009-03-09 2013-04-02 The Boeing Company Predictable bonded rework of composite structures
US8617694B1 (en) 2009-03-09 2013-12-31 The Boeing Company Discretely tailored multi-zone bondline for fail-safe structural repair
US8449703B2 (en) 2009-03-09 2013-05-28 The Boeing Company Predictable bonded rework of composite structures using tailored patches
US20100233424A1 (en) * 2009-03-10 2010-09-16 The Boeing Company Composite structures employing quasi-isotropic laminates
FR2953812B1 (fr) * 2009-12-11 2012-09-07 Airbus Operations Sas Procede de reparation d'un fuselage d'aeronef
US8815132B2 (en) * 2010-01-18 2014-08-26 The Boeing Company Method of configuring a patch body
US8752641B2 (en) * 2010-11-30 2014-06-17 United Technologies Corporation Torque protection device for fire blanket and associated method
US9085052B1 (en) 2011-05-05 2015-07-21 The Boeing Company Structural repair having optical witness and method of monitoring repair performance
US8720278B1 (en) 2011-05-05 2014-05-13 The Boeing Company Method of detecting inconsistencies in composite structures and stress sensitive coatings used therein
FR2977186B1 (fr) * 2011-07-01 2014-08-22 Daher Aerospace Procede de renforcement local d'un panneau composite a renfort fibreux et panneau obtenu par un tel procede
US9376923B2 (en) 2011-07-13 2016-06-28 Vestas Wind Systems A/S Chordwise lay-up of fibre sheet material for turbine blades
US8960604B1 (en) 2011-09-07 2015-02-24 The Boeing Company Composite fuselage system with composite fuselage sections
US8895130B2 (en) 2011-10-07 2014-11-25 The Boeing Company Peel-resistant mechanism for use in bonding components
ES2436728B2 (es) * 2012-06-29 2015-04-06 Airbus Operations S.L. Pieza y método para la reparación de elementos longitudinales fabricados en material compuesto
NO336368B1 (no) * 2012-11-21 2015-08-10 Flowtite Technology As En flens, og en fremgangsmåte for å fremstille en flens
JP6162993B2 (ja) * 2013-03-28 2017-07-12 三菱航空機株式会社 被修理部の修理方法および修理により得られた修理結果物
US9314979B1 (en) 2013-07-16 2016-04-19 The Boeing Company Trapezoidal rework patch
US9518907B2 (en) 2014-01-16 2016-12-13 The Boeing Company Methods and apparatus to determine integrity of composite structures
CN106794645B (zh) * 2014-05-01 2019-02-05 波音公司 具有锥形粘合剂设计的结构粘合补片
US10768128B2 (en) 2014-07-22 2020-09-08 The Boeing Company Systems and methods of monitoring a thermal protection system
US20170259514A1 (en) * 2014-10-17 2017-09-14 Philmore H. Colburn, II Repair patch for rotor blade
US10222353B2 (en) * 2015-03-18 2019-03-05 The Boeing Company Method and assembly for inspecting a partially cured repair patch prior to installation
US9919444B2 (en) 2015-07-10 2018-03-20 Wichita State University System for developing composite repair patches on aircraft or other composite structures
GB201519877D0 (en) * 2015-11-11 2015-12-23 Short Brothers Plc Methods and patches for repairing composite laminates
US10753277B2 (en) * 2016-07-27 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Inlet cap of an engine
JP6420857B2 (ja) * 2017-02-09 2018-11-07 三菱重工業株式会社 風力発電設備、風車翼および風車翼の補強方法
JP6496360B2 (ja) * 2017-06-29 2019-04-03 ファナック株式会社 樹脂複合板の製造方法
US10737986B2 (en) * 2017-09-19 2020-08-11 General Electric Company Methods for repairing composite cylinders
US11459908B2 (en) * 2018-08-31 2022-10-04 General Electric Company CMC component including directionally controllable CMC insert and method of fabrication
JP7018855B2 (ja) * 2018-09-11 2022-02-14 三菱重工業株式会社 修理パッチ、修理パッチの成形方法及び複合材の修理方法
EP3712423B1 (en) * 2019-03-21 2022-12-28 Siemens Gamesa Renewable Energy A/S Method of repairing a damaged spar cap of a wind turbine blade of a wind turbine
EP3969685A4 (en) * 2019-05-15 2022-06-29 Dap Products Inc. Layered apparatus and method
US11572162B2 (en) * 2019-05-29 2023-02-07 Lockheed Martin Corporation Securing assembly for a rotor blade
WO2021188783A1 (en) * 2020-03-18 2021-09-23 The Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University Composite laminate cards of finite size, tapered composite laminate structures formed from the same, and methods of manufacturing and using the same

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4987700A (en) * 1988-12-13 1991-01-29 The Boeing Company Mechanical scarfing apparatus
CN1221864A (zh) * 1998-12-28 1999-07-07 东营柯林清洗技术发展有限公司 用于在线管道修复的复合结构衬里及其压力挤涂工艺
CN2385206Y (zh) * 1999-07-13 2000-06-28 蔡志章 组装式翻衬法管线修复装置
EP1775445A2 (en) * 2005-10-11 2007-04-18 United Technologies Corporation Method of repair for inlet caps of turbine engines

Family Cites Families (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3995080A (en) * 1974-10-07 1976-11-30 General Dynamics Corporation Filament reinforced structural shapes
US4352707A (en) * 1981-04-23 1982-10-05 Grumman Aerospace Corporation Composite repair apparatus
US4497404A (en) * 1983-09-30 1985-02-05 Lowrance William T Protective device for a golf club
US4588853A (en) * 1984-06-21 1986-05-13 Roll Form Products, Inc. Electrical trench grommet member
US4967799A (en) * 1984-08-15 1990-11-06 Dayco Products, Inc. Plastic abrasion-resistant protective sleeve for hose and method of protecting hose
US5034254A (en) * 1984-10-29 1991-07-23 The Boeing Company Blind-side panel repair patch
US4588626A (en) * 1984-10-29 1986-05-13 The Boeing Company Blind-side panel repair patch
US4820564A (en) * 1984-10-29 1989-04-11 The Boeing Company Blind-side repair patch kit
US4961799A (en) * 1984-10-29 1990-10-09 The Boeing Company Blind-side panel repair method
US4916880A (en) * 1986-07-21 1990-04-17 The Boeing Company Apparatus for repairing a hole in a structural wall of composite material
US4978404A (en) * 1986-07-21 1990-12-18 The Boeing Company Method for repairing a hole in a structural wall of composite material
US4912594A (en) * 1986-11-03 1990-03-27 The Boeing Company Integral lightning protection repair system and method for its use
US4824500A (en) * 1987-11-03 1989-04-25 The Dow Chemical Company Method for repairing damaged composite articles
US4808253A (en) * 1987-11-06 1989-02-28 Grumman Aerospace Corporation Method and apparatus for performing a repair on a contoured section of a composite structure
US4858853A (en) * 1988-02-17 1989-08-22 The Boeing Company Bolted repair for curved surfaces
US5207541A (en) * 1988-12-13 1993-05-04 The Boeing Company Scarfing apparatus
US5023987A (en) * 1989-08-28 1991-06-18 The Boeing Company Strato streak flush patch
US5618606A (en) * 1989-09-18 1997-04-08 Rockwell International Corporation Process for bonding staged composites with a cobonded staged adhesive and article
US5190611A (en) * 1991-02-13 1993-03-02 The Boeing Company Bearing load restoration method for composite structures
US5214307A (en) * 1991-07-08 1993-05-25 Micron Technology, Inc. Lead frame for semiconductor devices having improved adhesive bond line control
US5232962A (en) * 1991-10-09 1993-08-03 Quantum Materials, Inc. Adhesive bonding composition with bond line limiting spacer system
US5344515A (en) * 1993-03-01 1994-09-06 Argo-Tech Corporation Method of making a pump housing
US5374388A (en) * 1993-04-22 1994-12-20 Lockheed Corporation Method of forming contoured repair patches
US5620768A (en) * 1993-10-15 1997-04-15 Pro Patch Systems, Inc. Repair patch and method of manufacturing thereof
US5601676A (en) * 1994-02-25 1997-02-11 The Board Of Trustees Operating Michigan State University Composite joining and repair
US5709469A (en) * 1995-03-13 1998-01-20 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Process for testing integrity of bonds between epoxy patches and aircraft structural materials
US5626934A (en) * 1995-10-20 1997-05-06 United States Of America Enhancing damage tolerance of adhesive bonds
US5868886A (en) * 1995-12-22 1999-02-09 Alston; Mark S. Z-pin reinforced bonded composite repairs
US5732743A (en) * 1996-06-14 1998-03-31 Ls Technology Inc. Method of sealing pipes
GB9622780D0 (en) * 1996-11-01 1997-01-08 British Aerospace Repair of composite laminates
FR2763882B1 (fr) * 1997-05-29 1999-08-20 Aerospatiale Outillage de reparation sur site d'une structure composite presentant une zone endommagee et procede correspondant
US5993934A (en) * 1997-08-06 1999-11-30 Eastman Kodak Company Near zero CTE carbon fiber hybrid laminate
US6265333B1 (en) * 1998-06-02 2001-07-24 Board Of Regents, University Of Nebraska-Lincoln Delamination resistant composites prepared by small diameter fiber reinforcement at ply interfaces
BR0108968B1 (pt) * 2000-03-03 2012-10-02 método para unir componentes compósitos e sistema para consertar componentes compósitos e para unir componentes.
US6472758B1 (en) * 2000-07-20 2002-10-29 Amkor Technology, Inc. Semiconductor package including stacked semiconductor dies and bond wires
US20030047268A1 (en) * 2001-08-23 2003-03-13 Korchnak Gregory J. Method for repairing fuel tanks
EP1473130B1 (en) * 2001-12-06 2011-08-24 Toray Industries, Inc. Fiber-reinforced composite material and method for production thereof
US6656299B1 (en) * 2001-12-19 2003-12-02 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus for structural repair
US6761783B2 (en) * 2002-04-09 2004-07-13 The Boeing Company Process method to repair bismaleimide (BMI) composite structures
US6758924B1 (en) * 2002-04-15 2004-07-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method of repairing cracked aircraft structures
JP4118264B2 (ja) * 2004-07-15 2008-07-16 本田技研工業株式会社 衝撃吸収部材
US20060029807A1 (en) * 2004-08-04 2006-02-09 Peck Scott O Method for the design of laminated composite materials
US8468454B2 (en) * 2004-08-26 2013-06-18 Sony Corporation Method and system for displaying portions of recorded media content instances
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
EP1683627A1 (en) * 2005-01-25 2006-07-26 Saab Ab Method and apparatus for repairing a composite article
US8444087B2 (en) * 2005-04-28 2013-05-21 The Boeing Company Composite skin and stringer structure and method for forming the same
US20070095457A1 (en) * 2005-11-02 2007-05-03 The Boeing Company Fast line maintenance repair method and system for composite structures
US7398698B2 (en) * 2005-11-03 2008-07-15 The Boeing Company Smart repair patch and associated method
US7935205B2 (en) * 2006-06-19 2011-05-03 United Technologies Corporation Repair of composite sandwich structures
US20080233346A1 (en) 2007-03-23 2008-09-25 United Technologies Corporation Repair of a composite sandwich structure having a perforated skin
GB2447964B (en) * 2007-03-29 2012-07-18 Gurit Uk Ltd Moulding material
US7628879B2 (en) * 2007-08-23 2009-12-08 The Boeing Company Conductive scrim embedded structural adhesive films
GB0721546D0 (en) * 2007-11-01 2007-12-12 Rolls Royce Plc Composite material repair
US8540909B2 (en) 2009-03-09 2013-09-24 The Boeing Company Method of reworking an area of a composite structure containing an inconsistency
US8524356B1 (en) * 2009-03-09 2013-09-03 The Boeing Company Bonded patch having multiple zones of fracture toughness
US8409384B2 (en) 2009-03-09 2013-04-02 The Boeing Company Predictable bonded rework of composite structures
US8449703B2 (en) * 2009-03-09 2013-05-28 The Boeing Company Predictable bonded rework of composite structures using tailored patches
US20100233424A1 (en) 2009-03-10 2010-09-16 The Boeing Company Composite structures employing quasi-isotropic laminates

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4987700A (en) * 1988-12-13 1991-01-29 The Boeing Company Mechanical scarfing apparatus
CN1221864A (zh) * 1998-12-28 1999-07-07 东营柯林清洗技术发展有限公司 用于在线管道修复的复合结构衬里及其压力挤涂工艺
CN2385206Y (zh) * 1999-07-13 2000-06-28 蔡志章 组装式翻衬法管线修复装置
EP1775445A2 (en) * 2005-10-11 2007-04-18 United Technologies Corporation Method of repair for inlet caps of turbine engines

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106118513A (zh) * 2015-05-08 2016-11-16 波音公司 用于修复复合材料的方法和装置
CN107738497A (zh) * 2017-11-23 2018-02-27 河北工业大学 一种用于胶接修补的填充修补方法
CN110435164A (zh) * 2019-07-19 2019-11-12 中国工程物理研究院化工材料研究所 一种降低脆性材料开孔结构应力集中的方法
CN110435164B (zh) * 2019-07-19 2024-05-14 中国工程物理研究院化工材料研究所 一种降低脆性材料开孔结构应力集中的方法及其结构

Also Published As

Publication number Publication date
JP2012519615A (ja) 2012-08-30
US20100227117A1 (en) 2010-09-09
WO2010104746A1 (en) 2010-09-16
US20130260077A1 (en) 2013-10-03
CN102317059B (zh) 2015-11-25
EP2406063A1 (en) 2012-01-18
EP2406063B1 (en) 2016-08-31
CA2754624C (en) 2014-09-09
US8540909B2 (en) 2013-09-24
JP5792076B2 (ja) 2015-10-07
CA2754624A1 (en) 2010-09-16
US8802213B2 (en) 2014-08-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102317059A (zh) 用于复合结构的可预测粘合修复的渐缩补片
CN102317060B (zh) 复合结构的可预测粘合修复
CN102317058B (zh) 使用特制补片对复合结构的可预测粘合修复
US8524356B1 (en) Bonded patch having multiple zones of fracture toughness
US9393768B2 (en) Discretely tailored multi-zone bondline for fail-safe structural repair
EP2609008B1 (en) Composite aircraft joint
EP3137288B1 (en) Structural bonded patch with tapered adhesive design
CN102639317A (zh) 具有阻止特征的夹层结构及其制造方法
US9492975B2 (en) Structural bonded patch with tapered adhesive design
CN105667756A (zh) 复合叶片桁条边缘防护和目视损伤指示系统及方法
EP3674077B1 (en) Composite structures with discontinous bond lines

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant