CN108791951B - 一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法 - Google Patents

一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，包括以下步骤：(1)确定飞机反推部件损伤区域，在损伤区域的不同厚度和结构区取样，获得具有结构代表性样品；(2)根据复合材料中树脂和碳纤维耐温性差别大的特性，采用火焰烧蚀法将树脂烧掉留下碳纤维的铺层结构；(3)经过逐层剥离和记录获得铺层结构信息，并通过飞机反推部件厚度变化测量出铺层结构中各铺层的位置尺寸；(4)根据铺层结构信息和位置尺寸，获取飞机反推部件损伤区域的铺层图纸；(5)根据铺层图纸制备维修用新复合材料，采用新复合材料进行飞机反推部件损伤区域维修。该方法可实现采用新复合材料进行飞机反推部件复合材料损伤区维修。

Description

一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法
技术领域
本发明属于飞机维修技术领域，具体涉及一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法。
背景技术
材料是科学技术发展的基础，复合材料作为最新发展起来的一大类新型材料，对科学技术的发展产生了极大的推动作用。对航空航天事业的影响尤为显著。复合材料是由两种或两种以上不同性质的材料，通过物理或化学的方法，在宏观上组成具有新性能的材料。各种材料在性能上互相取长补短，产生协同效应，使复合材料的综合性能优于原组成材料而满足各种不同的要求。复合材料的基体材料分为金属和非金属两大类。金属基体常用的有铝、镁、铜、钛及其合金。非金属基体主要有合成树脂、橡胶、陶瓷、石墨、碳等。增强材料主要有玻璃纤维、碳纤维、硼纤维、芳纶纤维、碳化硅纤维、石棉纤维、晶须、金属丝和硬质细粒等。
复合材料中以纤维增强材料应用最广、用量最大。其特点是比重小、比强度和比模量大。例如碳纤维与环氧树脂复合的材料，其比强度和比模量均比钢和铝合金大数倍，还具有优良的化学稳定性、减摩耐磨、自润滑、耐热、耐疲劳、耐蠕变、消声、电绝缘等性能。
纤维增强材料优点众多，所以被应用在各个领域，如航空航天领域、军事领域、体育运动领域、制造业领域、土木工程建筑及新能源开发领域。纤维增强材料被广泛应用的同时随之而来的就是对纤维增强材料维修问题。有使用就会有损坏，纤维增强材料维修是不可避免的问题。但是对纤维增强材料维修需要制造时的原始图纸，图纸都掌握在部分OEM手中，由于严格的技术封锁维修企业无法获得。那么如何从纤维增强材料零件中获得铺层信息就是烧蚀法要解决的问题。
一般飞机反推平移门外筒、C涵道以及反推平移门后缘大多采用的是碳纤维增强树脂基复合材料，也存在纤维增强材料的维修问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，该方法采用烧蚀法获取飞机反推部件损伤区域的铺层图纸，制备维修用新复合材料，并采用新复合材料进行飞机反推部件复合材料损伤区域维修。
本发明的上述目的是通过以下技术方案来实现的：一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，包括以下步骤：
(1)确定飞机反推部件损伤区域，在损伤区域的不同厚度和结构区取样，获得具有结构代表性样品，其中所述飞机反推部件由碳纤维增强树脂基复合材料逐层铺叠而成；
(2)根据复合材料中树脂和碳纤维耐温性差别大的特性，采用火焰烧蚀法将复合材料中的树脂烧掉留下碳纤维的铺层结构；
(3)经过逐层剥离和记录获得铺层结构信息，并通过飞机反推部件厚度变化测量出铺层结构中各铺层的位置尺寸；
(4)根据飞机反推部件的铺层结构信息和位置尺寸，获取飞机反推部件损伤区域的铺层图纸；
(5)根据铺层图纸信息制备维修用新复合材料，然后采用新复合材料进行飞机反推部件损伤区域维修。
在上述采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法中：
步骤(1)中所述飞机反推部件包括飞机反推平移门外筒蒙皮、飞机反推C涵道力矩盒和飞机反推平移门后缘。
步骤(1)中获得具有结构代表性样品的数量由飞机反推部件损伤的面积及位置确定。
步骤(2)所述复合材料中树脂的耐热温度为260～300℃，碳纤维的耐受温度为1500～2000℃。
步骤(2)中采用火焰烧蚀法时火焰温度为300～500℃。
对飞机纤维增强材料部件进行维修，最重要的就是确定其铺层方向，但是碳纤维层板结构零件铺层信息和图纸都掌握在部分外国OEM手中，由于严格的技术封锁国内维修企业无法获得。在无参考图纸的条件下，需根据维修部件，探求所需的全部结构信息。
本发明步骤(3)中选择平行于发动机轴线由前向后为0°，对样品逐个进行逆向分解，根据铺层结构中各铺层尺寸变化，经过逐层剥离和记录获得铺层结构信息，并通过飞机反推部件厚度变化测量出铺层结构中各铺层的位置尺寸。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
(1)本发明根据飞机反推部件用复合材料具有基体的树脂和碳纤维耐温性差别大的特性(树脂在几百摄氏度就会焦化，而碳纤维能耐住一两千摄氏度)，在已损伤区域的不同厚度和结构区取样，通过火焰燃烧(火焰温度300～500℃)将树脂烧掉留下纤维的铺层结构，经过逐层剥离和记录就可得到复合材料铺层信息，而铺层的位置尺寸可以直接通过复合材料上的下陷测量出来，结合铺层信息和位置尺寸，可绘制出复合材料部件损伤区的铺层图纸；
(2)本发明在没有OEM提供图纸和铺层信息时，采用燃烧树脂法能成功地从纤维增强材料部件中获得铺层信息，为纤维增强材料部件的修理提供了可能；通过燃烧树脂法能逆向推出纤维增强材料部件的图纸，从而突破国外OEM图纸封锁，为国内复合材料制造业提供新的动力。
具体实施方式
实施例1
一种采用烧蚀法对飞机反推平移门外筒蒙皮进行维修的方法，包括以下步骤：
(1)确定飞机反推平移门外筒蒙皮损伤区域，在已损伤区域的不同厚度和结构区取样，获得具有结构代表性样品；
根据蒙皮结构，需要在损伤区内选取足够具有结构代表性的样品，样品数量由蒙皮损伤的面积及位置决定。
如V2500反推平移门外筒蒙皮修理过程中，由于没有原厂生产图纸，首先需要确定纤维方向基准，选择平行于发动机轴线由前向后为0°方向。
飞机反推平移门外筒蒙皮由碳纤维增强树脂基复合材料逐层铺叠而成。
(2)根据蒙皮中树脂和碳纤维耐温性差别大的特性，通过火焰燃烧将树脂烧掉留下纤维的铺层结构；
其中蒙皮中树脂的耐热温度为260～300℃，碳纤维的耐受温度为1500～2000℃。
采用火焰烧蚀法时火焰温度为300～500℃。
(3)经过逐层剥离和记录获得铺层结构信息，并通过蒙皮厚度变化测量出铺层结构中各铺层的位置尺寸；
对于铺层方向的确认，由于没有原厂生产图纸，首先需要确定纤维方向基准，选择平行于发动机轴线由前向后为0°方向。
对样品逐个进行逆向分解，根据铺层尺寸变化，获取铺层信息。
结果如下：
1)1#样品共有11层，其中第5层铺层尺寸变小，说明此处为下陷边线，其它铺层信息见表1所示。
表1 1#样品铺层信息
Figure BDA0001601290960000041
2)2#样品共有9层，其中第4层和第5层之间有一相同方向的小尺寸纤维层，说明此处为搭接区域。
全部铺层信息见表2所示。
表2 2#样品铺层信息
Figure BDA0001601290960000042
3)3#样品共有7层，其中第4层和第5层之间也有同方向的小尺寸纤维层，说明此处为搭接区域。
全部铺层信息见表3所示。
表3 3#样品铺层信息
Figure BDA0001601290960000051
4)4#样品共有4层。
全部铺层信息见表4所示。
表4 4#样品铺层信息
Figure BDA0001601290960000052
(4)根据蒙皮的铺层结构信息和位置尺寸，获取飞机反推平移门外筒蒙皮损伤区的铺层图纸；
(5)根据铺层图纸信息制备维修用新蒙皮，然后采用新蒙皮进行飞机反推平移门外筒蒙皮损伤区维修。
实施例2
一种采用烧蚀法对飞机反推C涵道力矩盒进行维修的方法，包括以下步骤：
(1)确定飞机反推C涵道力矩盒损伤区域，在损伤区域的不同厚度和结构区取样，获得具有结构代表性样品；
根据飞机反推C涵道力矩盒结构，需要在损伤区内选取足够具有结构代表性的样品，样品数量由飞机反推C涵道力矩盒损伤的面积及位置决定。
在对反推C涵道力矩盒修理过程中，由于没有原厂生产图纸，首先需要确定纤维方向基准，选择平行于发动机轴线由前向后为0°方向
其中飞机反推C涵道力矩盒由碳纤维增强树脂基复合材料逐层铺叠而成。
(2)根据飞机反推C涵道力矩盒中树脂和碳纤维耐温性差别大的特性，采用火焰烧蚀法将复合材料中的树脂烧掉留下碳纤维的铺层结构；
(3)经过逐层剥离和记录获得铺层结构信息，并通过飞机反推C涵道力矩盒厚度变化测量出铺层结构中各铺层的位置尺寸；
对于铺层方向的确认，由于没有原厂生产图纸，首先需要确定纤维方向基准，选择平行于发动机轴线由前向后为0°方向。
对样品逐个进行逆向分解，根据铺层尺寸变化，获取铺层信息。
结果如下：
1)样品共有6层，其铺层信息见表5所示。
表5 1#样品铺层信息
铺层顺序(由内到外) 材料 铺层角度
1st 碳纤维 -45°或+45°
2nd 碳纤维 0°或90°
3rd 碳纤维 -45°或+45°
4th 碳纤维 0°或90°
5th 碳纤维 -45°或+45°
6th 碳纤维 0°或90°
(4)根据飞机反推C涵道力矩盒铺层结构信息和位置尺寸，获取飞机反推C涵道力矩盒损伤区的铺层图纸；
(5)根据铺层图纸信息制备维修用新复合材料，然后采用新复合材料进行飞机反推C涵道力矩盒损伤区域维修。
实施例3
一种采用烧蚀法对飞机反推平移门后缘进行维修的方法，包括以下步骤：
(1)确定飞机反推平移门后缘损伤区域，在损伤区域的不同厚度和结构区取样，获得具有结构代表性样品；
根据飞机反推平移门后缘结构，需要在损伤区内选取足够具有结构代表性的样品，样品数量由蒙皮损伤的面积及位置决定。
在对反推平移门后缘修理过程中，由于没有原厂生产图纸，首先需要确定纤维方向基准，选择平行于发动机轴线由前向后为0°方向。
飞机反推平移门后缘由碳纤维增强树脂基复合材料逐层铺叠而成。
(2)根据飞机反推平移门后缘中树脂和碳纤维耐温性差别大的特性，采用火焰烧蚀法将复合材料中的树脂烧掉留下碳纤维的铺层结构；
(3)经过逐层剥离和记录获得铺层结构信息，并通过飞机反推平移门后缘厚度变化测量出铺层结构中各铺层的位置尺寸；
对于铺层方向的确认，由于没有原厂生产图纸，首先需要确定纤维方向基准，选择平行于发动机轴线由前向后为0°方向。
对样品逐个进行逆向分解，根据铺层尺寸变化，获取铺层信息。
结果如下：
1)1#样品加强损伤区域共有6层，其铺层信息见表6所示。
表6 1#样品加强区域铺层信息
铺层顺序(由内到外) 材料 铺层角度
1st 碳纤维 0°或90°
2nd 碳纤维 0°或90°
3rd 碳纤维 -45°或+45°
4th 碳纤维 -45°或+45°
5th 碳纤维 0°或90°
6th 碳纤维 0°或90°
2)2#样品紧固件孔加大区域共有6层，其铺层信息见表7所示。
表7 2#样品铺层信息
铺层顺序(由内到外) 材料 铺层角度
1st 碳纤维 0°或90°
2nd 碳纤维 0°或90°
3rd 碳纤维 -45°或+45°
4th 碳纤维 -45°或+45°
5th 碳纤维 0°或90°
6th 碳纤维 0°或90°
(4)根据飞机反推平移门后缘的铺层结构信息和位置尺寸，获取飞机反推平移门后缘损伤区的铺层图纸；
(5)根据铺层图纸信息制备维修用新复合材料，然后采用新复合材料进行飞机反推平移门后缘损伤区域维修。
上面列举一部分具体实施例对本发明进行说明，有必要在此指出的是以上具体实施例只用于对本发明作进一步说明，不代表对本发明保护范围的限制。其他人根据本发明做出的一些非本质的修改和调整仍属于本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，其特征是包括以下步骤：
(1)确定飞机反推部件损伤区域，在损伤区域的不同厚度和结构区取样，获得具有结构代表性样品，其中所述飞机反推部件由碳纤维增强树脂基复合材料逐层铺叠而成；
(2)根据复合材料中树脂和碳纤维耐温性差别大的特性，采用火焰烧蚀法将复合材料中的树脂烧掉留下碳纤维的铺层结构；
(3)经过逐层剥离和记录获得铺层结构信息，并通过飞机反推部件厚度变化测量出铺层结构中各铺层的位置尺寸；
(4)根据飞机反推部件的铺层结构信息和位置尺寸，获取飞机反推部件损伤区域的铺层图纸；
(5)根据铺层图纸信息制备维修用新复合材料，然后采用新复合材料进行飞机反推部件损伤区域维修。
2.根据权利要求1所述的采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，其特征是：步骤(1)中所述飞机反推部件包括飞机反推平移门外筒蒙皮、飞机反推C涵道力矩盒和飞机反推平移门后缘。
3.根据权利要求1所述的采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，其特征是：步骤(1)中获得具有结构代表性样品的数量由飞机反推部件损伤的面积及位置确定。
4.根据权利要求1所述的采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，其特征是：步骤(2)所述复合材料中树脂的耐热温度为260～300℃，碳纤维的耐受温度为1500～2000℃。
5.根据权利要求1所述的采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，其特征是：步骤(2)中采用火焰烧蚀法时火焰温度为300～500℃。
6.根据权利要求1所述的采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法，其特征是：步骤(3)中选择平行于发动机轴线由前向后为0°，对样品逐个进行逆向分解，根据铺层结构中各铺层尺寸变化，经过逐层剥离和记录获得铺层结构信息，并通过飞机反推部件厚度变化测量出铺层结构中各铺层的位置尺寸。
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