CN109896043A - 复合修复成套件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及复合修复成套件。公开了一种用于修复飞行器上的复合机身或机翼的受损部分的方法。所述方法包括：对所述受损部分进行非破坏检查(“NDI”)以确定所述受损部分的大小和部位；基于所述受损部分的大小和部位确定对于所述受损部分的修复；以及用复合修复成套件对所述受损部分进行修复。

Description

复合修复成套件
技术领域
本公开涉及用于修复包括复合材料的结构的方法和系统，具体地涉及用有限的资源和时间在飞行器上进行这种修复的方法和系统。
背景技术
在包括飞行器工业的许多领域中显著地增加对由复合材料构成的结构的使用。其原因包括增加的强度和刚性、减少的重量以及减少的每个结构的部件数量这些益处。但是，随着对由复合材料构成的结构(例如，复合结构)的使用的增加就需要适当地修复对这些类型的结构的任何损伤。特别是，对于采用复合结构的飞行器，大面积复合修复快速地变成重要的支持问题。作为例子，尽管对飞行器机身的小尺寸损伤可能需要斜接修复，但随着损伤尺寸的增大，需要其它方法以使得：对于大型修复，修复结构和周围结构的整合将需要大量时间来修复。另外，复合结构经常需要广泛的修复作业，这可能将飞行器停飞大量时间(例如可能要三周或更多周)，从而由于使飞行器停止运营因而显著地增加了飞行器的支持成本。
大体上，在图1中描述了修复采用复合材料的飞行器上的大面积损伤的当前过程。在图1中，示出了已知方法100的流程。当飞行器上出现大面积损伤时，方法100开始于102。已知方法100然后包括损伤的非破坏检查(“NDI”)以确定损伤的大小和部位104。接着通常将信息传送给飞行器制造商的民用航空服务部门，该部门确定需要进行何种类型的修复而后生成并向制造商的支持工程部发送请求(例如，修复定义)106以分析损伤并设计定制修复成套件108。支持工程部然后设计定制修复成套件110并向制造商的制造部门发送请求以制造定制修复成套件。制造部门接着需要致力于工装、材料、处理、劳动力和制造设施空间112以制造114定制修复成套件，这可能例如需要三周或更多周来完成。一旦完成定制修复成套件，则将其运输116至受影响飞行器的现场，在该处飞行器地面(“AOG”)人员交付并完成对飞行器的修复118。该方法接着结束120。
该已知方法是耗时且昂贵的过程。为此，就需要比当前方法更快、更有效且成本更低并允许对具有复合结构的飞行器进行大面积损伤修复的系统和方法。
发明内容
公开了一种用于修复飞行器上的复合机身或机翼的受损部分的方法。所述方法包括：对所述受损部分进行非破坏检查(“NDI”)以确定所述受损部分的大小和部位；基于所述受损部分的大小和部位确定对于所述受损部分的修复；以及用复合修复成套件对所述受损部分进行修复。
还公开了一种用于修复飞行器的复合机身或机翼的受损部分的复合修复成套件。所述复合修复成套件包括多个嵌套部以及粘合剂。所述多个嵌套部的每个嵌套部均是单层片复合材料，并且所述多个嵌套部包括改变的物理形状以修复所述受损部分。另外，所述多个嵌套部中的某些嵌套部被构造成彼此叠置以形成不同的多层片复合结构。所述粘合剂被构造成将所述多个嵌套部的第一嵌套部附接至所述多个嵌套部的第二嵌套部。
在阅读了后面附图和详细描述，本领域技术人员将明了本发明的其它装置、设备、系统、方法、特征和优点。所有这些附加系统、方法、特征和优点旨在包含于该说明书中、落入本发明的范围内并且受所附权利要求的保护。
附图说明
通过参照附图将更好地理解本发明。附图中的部件不是必须按比例，相反重点在于显示本发明的原理。在附图中，遍及不同的视图，相同的附图标记表示相应的部件。
图1是用于修复采用复合材料的飞行器上的大面积损伤的已知方法的流程图。
图2是根据本公开用于修复飞行器上的复合机身或机翼的受损部分的方法的实施示例的流程图。
图3A是根据本公开受损部分的修复的实施示例的分解组装图。
图3B是根据本公开图3A中所示的受损部分的修复的实施示例的组装图。
图3C是根据本公开图3A和图3B中所示的组装图的放大分解组装图。
图4是根据本公开图4中所示的支撑桁条、第一多层片复合帽形部和第三多层片复合帽形部的分解组装图。
图5是根据本公开图4中所示的嵌套组合的实施示例的正视组装图。
图6A是根据本公开飞行器的受损部分的修复的另一实施示例的立体组装图。
图6B是根据本公开飞行器的受损部分的修复的实施的分解立体组装图。
图7A是根据本公开飞行器的受损部分的修复的另一实施示例的立体组装图。
图7B是根据本公开图7A中所示的受损部分的修复的实施的分解组装图。
图7C是根据本公开图7A和图7B中所示的受损部分的修复的实施的切开分解组装图。
图8是根据本公开单层片帽形部的实施示例的立体图。
图9是根据本公开单层片帽形部的另一实施示例的立体图。
图10是根据本公开单层片帽形部的又一实施示例的立体图。
图11A是根据本公开多层片帽形部的实施示例的组装图。
图11B是根据本公开图11A中所示的多层片帽形部的实施的分解组装。
图12A是根据本公开多层片帽形部的另一实施示例的组装图。
图12B是根据本公开图12A中所示的多层片帽形部的实施的分解组装图。
图13是根据本公开多层片结构元件的实施示例的分解组装图。
图14是根据本公开图13中所示的多层片结构元件的实施的放大组装图。
图15是根据本公开多层片结构元件的另一实施示例的分解组装图。
具体实施方式
公开了一种用于修复飞行器上的复合机身或机翼的受损部分的方法。所述方法包括：对所述受损部分进行非破坏检查(“NDI”)以确定所述受损部分的大小和部位；基于所述受损部分的大小和部位确定对于所述受损部分的修复；以及用复合修复成套件对所述受损部分进行修复。
还公开了一种用于修复飞行器的复合机身或机翼的受损部分的复合修复成套件。所述复合修复成套件包括多个嵌套部以及粘合剂。所述多个嵌套部的每个嵌套部均是单层片复合材料，并且所述多个嵌套部包括改变的物理形状以修复所述受损部分。另外，所述多个嵌套部中的某些嵌套部被构造成彼此叠置以形成不同的多层片复合结构。所述粘合剂被构造成将所述多个嵌套部的第一嵌套部附接至所述多个嵌套部的第二嵌套部。
总的来说，复合修复成套件允许快速、低成本制造修复部件，用于对飞行器上的复合结构进行修复且尤其是用于大面积复合修复。通过采用复合修复成套件，采用堆叠(即，叠置)的嵌套部(是复合材料的预固化层)来桥接在飞行器中的现存结构与放在飞行器中的任何新结构之间的边界，以修复机身或机翼的受损部分。此外，堆叠的嵌套部还用于增加飞行器内现存受损结构的厚度和刚度而不是必须整体替换受损结构。
在该实施例中，嵌套部呈材料预固化层的预制分段复合层压件形式，其可以被快速容易地组合以在对受损部分和周围结构的修复之间生成拼接。另外，嵌套部可以用于生成蒙皮加强板、桁条和修复拼接板，这将在后面进行描述。
为了本公开的目的，各嵌套部均可以是由一层或多层材料构成的单层或多层复合层压件结构(也互换地称为复合层压件形式、复合材料或组合材料)。为此，在本公开中，各嵌套部均可以被构造为一层或多层(例如，多达六层)纤维和基质复合叠层的固结，其在被包含于复合修复成套件之前用粘合剂结合在一起并且固化以形成“单层片”材料。尽管通常理解为可以在本领域中互换地使用术语“层片”和“层”，但在本公开中为了容易描述的目的，术语“层片”将限于描述已从首先结合而后固化为最终组合材料的一个或多个组成材料层固化而成的组合材料的最终层，在这里将其简称为“材料层片”，即使所述材料层片可以包括结合并固化在一起的一个或多个组成材料层。由于这些嵌套部被在先制造并然后提供给复合修复成套件，因此复合修复成套件中的最终嵌套部将表现出具有单层复合材料的结构，所述结构被构造成从复合修复成套件取回然后被堆叠在一起以形成多层结构，所述多层结构之后可被(复合修复成套件的)最终用户结合在一起并固化以形成多分层结构。这样，从最终用户的角度，各嵌套部将表现出具有单层复合材料，即使该单层可以包括形成所述单层复合材料的多层组成材料层。因此，在本公开中，单层复合材料的嵌套部这里被称为“单层片”部，并且组合成组合多分层嵌套部的嵌套部这里被称为“多层片”部，由于从最终用户的角度来说层片将是基于从复合修复成套件取回并组合的嵌套部的数量的，而不是基于在被供应于复合修复成套件中之前初始地用于生成嵌套部的纤维和基质复合叠层的实际层数。
具体来说，在图2中，示出了根据本公开用于修复飞行器上的复合机身或机翼的受损部分的方法200的实施示例的流程图。当飞行器上出现大面积损伤以导致飞行器上的复合机身或机翼的受损部分时，方法200开始于202。方法200然后包括执行204受损部分的非破坏检查(“NDI”)以确定受损部分的大小和部位。然后，基于受损部分的大小和部位针对受损部分确定206修复步骤和设计，从复合修复成套件取回208嵌套部，在必要时对其进行修改210，并且用来自复合修复成套件的修改后的嵌套部修复212受损部分。所述方法然后结束214。
在该实施例中，基于受损部分的大小和部位确定用于修复受损部分的修复(即，修复步骤和设计)可以可选地包括利用(飞行器制造商的)民用航空服务部门确定需要进行何种类型的修复而后请求(制造商的)支持工程部分析受损部分并确定适当地修复受损部分所需的修复步骤和设计。该修复步骤和设计部分地基于飞行器上的受损部分的大小和部位以及复合修复成套件中的嵌套部的类型来确定。此外，确定修复包括分析受损部分并针对受损部分设计采用复合修复成套件的修复方案，其中复合修复成套件包括多个嵌套部和粘合剂以将不同的嵌套部附接在一起而形成改变的多层片复合结构。
一旦已确定修复步骤和设计，飞行器附近的当地技术员就能够：从复合修复成套件取回所需的嵌套部；在飞行器的受损部分处利用粘合剂和其它简单工具将所述嵌套部组合成不同的多层片复合结构；在受损部分处(即，在受损部分的部位处)使所述不同的多层片复合结构固化；以及用粘合剂或螺栓将所述不同的多层片复合结构附接在受损部分处以完成修复。然后，飞行器被修复并准备好再次服役。
如前面所述，复合修复成套件包括多个嵌套部以及粘合剂。每个嵌套部均是单层片复合材料，并且所述复合修复成套件包括具有改变的物理形状的不同类型的嵌套部，以修复飞行器的不同类型的潜在受损部分。大体上，嵌套部可以包括：具有改变尺寸和长度的单层片材料薄板的长窄条；具有改变尺寸和长度的大面积单层片材料薄板；具有改变尺寸和长度的弯曲平坦单层片材料薄板；以及具有改变尺寸和长度的单层片帽形部。在本公开中，各嵌套部均是可以被结合在一起以生成各种结构元件的高压釜固化固结元件(即部件)。通过在被供应于复合修复成套件中之前通过高压釜固化处理生成嵌套部，使嵌套部是在飞行器的受损部分的部位处通过简单的粘合剂固化技术用粘合剂结合在一起的更高质量的复合元件。
在该实施例中，大面积单层片材料薄板可以用于生成修复蒙皮，或者当被堆叠并结合在一起时可以用于生成多层片复合修复蒙皮。单层片材料薄板的长窄条可以用于生成平坦加强板、多层片复合加强板(当被堆叠并结合在一起时)、单层片拼接板、或者当被堆叠并结合在一起时生成多层片复合拼接板。弯曲平坦单层片材料薄板也可以用于生成平坦加强板、多层片复合加强板(当被堆叠并结合在一起时)、单层片拼接板、或者当被堆叠并结合在一起时生成多层片复合拼接板。另外，单层片材料薄板的长窄条也可以用于生成各种结构元件，诸如例如可以是I形桁条、Z形桁条、C形桁条、或L形桁条的桁条。此外，借助于简单工具和工艺切口，由于单层片材料薄板的长窄条可以被设计成坚固但柔韧，因此单层片材料薄板的长窄条可以形成为复杂轮廓。此外，单层片帽形部或者当被堆叠并结合在一起时的多层片复合帽形部可以用于增强、修复桁条、替换桁条、拼接桁条、桥接桁条、生成桁条加强板或附接至其它嵌套部。
在飞行器中，桁条通常是在飞行器的蒙皮上用于紧固的加强构件。通常，桁条：附接至机身中的成形器(也称为框架)或至机翼中的肋；是支撑飞行器的负载承载蒙皮的一部分以防止蒙皮在压缩或剪切负载下变形的结构元件；并且主要负责将作用于蒙皮上的气动负载传递至飞行器的框架或肋上。基于桁条的部位和取向，桁条可以被称为桁条或纵梁；但是，在本公开中为了简化的目的，术语“桁条”将同时用于桁条和纵梁。通常，桁条可以由重量和成本能接受的刚强材料构成。用于构成桁条的材料的实施例可以包括铝2024T3、铝合金、钢、钛、铝铁钼锆、诸如碳纤维和环氧基体树脂的复合材料，或其它类似材料。
作为实施例，两个或更多个嵌套部可以被重型剪刀(例如，复合剪刀)修剪、结合并堆叠，以形成可以用于修复桁条、替换桁条、拼接桁条和生成桁条加强板的多层片嵌套部。在该实施例中，嵌套部首先被修剪并堆叠(用粘合剂)，然后在合适位置(即，在受损部分的部位处)被固化以确保多层片嵌套部被放置好。一旦生成了合适的多层片嵌套部，就可以在合适位置螺接或结合多层片嵌套部。总体上，通过采用该方法，受损部分中的最终阶梯部允许良好的负载路径。
在图3A中，示出了根据本公开受损部分302的修复300的实施示例的分解组装图。在该实施例中，受损部分302包括复合机身或机翼的蒙皮304的受损部以及支撑桁条306的受损部。受损部分302的修复300包括将至少一个修复蒙皮308放置在受损部分302之上。所述至少一个修复蒙皮308为是一个或多个大面积单层片材料薄板的一个或多个嵌套部。在该实施例中，显示出所述至少一个修复蒙皮308在内部放置在受损部分302之上。所述至少一个修复蒙皮308可以是多层片复合修复蒙皮，其中多层片复合修复蒙皮包括多个修复蒙皮的堆叠以形成多层片复合修复蒙皮，其中用粘合剂将所述多个修复蒙皮结合在一起。修复300还包括一个或多个平坦加强板310，平坦加强板310由以错开且叠置的方式放在所述至少一个修复蒙皮308的周边周围的一个或多个单层片材料薄板构成，以使所述至少一个修复蒙皮308的厚度与受损部分302内的复合机身或机翼的蒙皮304的受损部的厚度匹配。总体上，平坦加强板310是例如包括一至六层片厚的复合材料的预固化层压件。总体上，为了容易构型和修剪，平坦加强板310包括二至三层片材料。所述一个或多个平坦加强板310是为单层片材料薄板的窄条的至少一个嵌套部。另外，修复300还包括是至少一个嵌套部的至少一个单层片拼接板312，所述至少一个嵌套部也是用作单层片拼接板的单层片材料薄板330的窄条，其中所述至少一个单层片拼接板312被构造成将所述至少一个修复蒙皮308拼接(即，接合)至复合机身或机翼的蒙皮304。在该实施例中，所述一个或多个平坦加强板310可以结合至复合机身或机翼的蒙皮304，并且用粘合剂(即，结合)或借助机械机构(诸如例如螺栓)将所述至少一个单层片拼接板312附接至所述一个或多个平坦加强板310和至少一个修复蒙皮308二者。修复300还可以包括用作拼接桁条的第一多层片复合帽形部314、用作桁条加强板的第二多层片复合帽形部316、以及用作复原桁条的第三多层片复合帽形部318。在该实施例中，第一多层片复合帽形部314可以包括用粘合剂结合在一起的两个单层片帽形部320和322，第二多层片复合帽形部316可以包括用粘合剂结合在一起的两个单层片帽形部324和326，并且第三多层片复合帽形部318可以包括用粘合剂结合在一起的四个单层片帽形部328、330、332和334。单层片帽形部320、322、324、326、328、330、332和334是复合修复成套件的嵌套部。
转向图3B，示出了根据本公开受损部分302的修复300的实施示例的组装后的组装图。尽管为了容易显示的目的未示出，单层片帽形部320、322、324、326、328、330、332和334可以可选地以阶梯方式嵌套以允许沿组合支撑桁条306、第一多层片复合帽形部314和第三多层片复合帽形部318的良好负载路径。此外，单层片帽形部320、322、324、326、328、330、332和334也可以在叠置之前被修剪以生成经设计的堆叠，诸如例如以阶梯方式嵌套的堆叠。
在图3C中，示出了根据本公开图3A和图3B中所示的组装图的放大分解组装图。在该实施例中，显示出各单层片帽形部320、322、324、326、328、330、332或334自身可选地为如示出为层组件340的多层结构。如前面所述，为了本公开的目的，术语“单层片”意思是：嵌套部的结构(即，帽形部或平坦部)是在包含于复合修复成套件中之前被先前制造并且可以与其它相似类型的预固化结构堆叠并嵌套以形成多层结构(将被称为“多层片”)的单层复合材料。这样，如这里所用的术语单层片并不限于初始地用于(即，在预固化制造过程中)生成实际单层片结构的材料的实际层数。这样，在该实施例中，各单层片帽形部320、322、324、326、328、330、332或334可以由单层材料(如果其具有合适的材料和机械特性)构成，或者可以包括介于二至六或更多层(在层组件340中被显示为层P1 342、P2 344至P3 346)的材料。再次如前面所述，这些层在被提供给复合修复成套件之前被制造(包括在制造过程中被固化)以形成“单层片”部，该“单层片”部接着可以与其它“单层片”部组合以形成“多层片”部，其中在本公开中术语“层片”是指(从最终用户的角度)先前制造然后被提供给复合修复成套件的最终复合材料层。这样，术语“层片”是指由复合修复成套件的最终用户采用并组合的层，并且不限于用于生成(在被提供给复合修复成套件之前在初始制造过程中)最终用户所采用的给定嵌套部的材料的实际层数。在该实施例中，各单层片帽形部320、322、324、326、328、330、332或334可以被制造(在被提供给复合修复成套件之前)为一至六层(即，层片)纤维和基质复合叠层(诸如例如BMS 8-276材料(由伊利诺伊州芝加哥的波音公司制造)和6K-70-PW(预浸渍“预浸”碳纤维织物))的固结。
在图4中，示出了根据本公开支撑桁条306、第一多层片复合帽形部314和第三多层片复合帽形部318的分解组装图。在该实施例中，显示出所有的单层片帽形部320、322、324、326、328、330、332和334通过放在单层片帽形部320、322、328、330、332和334之间的粘合剂400而被结合在一起。然后在受损部分302处采用已知的便携式加热和固化技术将所有的单层片帽形部320、322、328、330、332和334的组合(即，嵌套组合404)固化在一起。嵌套组合404在合适位置被固化以确保适当地放置好在支撑桁条306以及第二多层片复合帽形部316和/或至少一个修复蒙皮308上。在该实施例中，粘合剂400可以是胶膜。在该实施例中，可以在底部单层片帽形部334处的嵌套组合404的底部406与支撑桁条306的顶面408之间放置离型膜。离型膜允许在固化之后的移除和修剪。一旦被移除和修剪，嵌套组合404就可以叠置在支撑桁条306的顶部上，并且被结合就位或者被螺接。本领域技术人员应理解，在图4中为了显示的目的并未按比例绘制单层片帽形部320、322、328、330、332和334，并且各个单层片帽形部320、322、328、330、332和334的相对长度可以改变或者可以如图3A和图3B所示。
在图5中，示出了根据本公开嵌套组合404的实施示例的正视组装图。在该实施例中，为了使得该部使用的灵活性，一些单层片帽形部可以在顶部处裂开以允许适当地嵌套。总体上，复合修复成套件可以包括是具有变化尺寸的单层片帽形部的嵌套部；但是，在一些情形下需要试图嵌套两个具有相同尺寸的单层片帽形部。作为实施例，示出了在第三多层片复合帽形部318的单层片帽形部328中的第一裂缝500，并且示出了在第二多层片复合帽形部316的单层片帽形部322中的第二裂缝502。在该实施例中，单层片帽形部322和328可以具有与单层片帽形部330相同的形状和尺寸，使得第一裂缝500和第二裂缝502允许单层片帽形部322和328二者装配并嵌套在单层片帽形部320和330之间。在该实施例中，为了确保在现场可接受的结合表面，剥离层片可以添加至单层片帽形部320、322、328、330、332和334的各表面并且在结合之前被移除。
图6A是根据本公开飞行器的受损部分602的修复600的另一实施示例的立体组装图。在该实施例中，修复600包括至少一个修复蒙皮604、用作拼接桁条的第一多层片复合帽形部606、用作桁条加强板的第二多层片复合帽形部608、以及用作复原桁条的第三多层片复合帽形部610。在该实施例中，第一多层片复合帽形部606和第二多层片复合帽形部608位于支撑桁条612上，并且第一多层片复合帽形部606和第三多层片复合帽形部610位于所述至少一个修复蒙皮604上。另外，修复600还包括第一多层片复合加强板614、第二多层片复合加强板616、第一多层片复合拼接板618和第二多层片复合拼接板620。如前面所述，第一多层片复合加强板614和第二多层片复合加强板616由为了负载引入以错开方式叠置并用粘合剂结合在一起的多个平坦加强板构成。然后将第一多层片复合加强板614和第二多层片复合加强板616的底部结合至复合机身或机翼的蒙皮622的表面。在该实施例中，与第一多层片复合拼接板618一样，第一多层片复合加强板614是弯曲结构。第一多层片复合加强板614和第二多层片复合加强板616二者以错开且叠置的方式放在所述至少一个修复蒙皮604的周边624周围，以使所述至少一个修复蒙皮604的厚度与在受损部分602内的复合机身或机翼的蒙皮622的受损部的厚度匹配。可以按错开方式将第一多层片复合加强板614和第二多层片复合加强板616结合在一起。
在该实施例中，本领域技术人员应理解，第一多层片复合加强板614和第二多层片复合加强板616以及平坦加强板总体上可以具有方向特定性(即，模数)，以允许特定方向和取向相关的使用。如在图6A中所见，第一多层片复合加强板614和第二多层片复合加强板616是平坦且弯曲的，以适当地匹配所述至少一个修复蒙皮604的周边624。这样，一些多层片复合加强板和平坦加强板是平坦且沿不同方向迂回(即，弯曲)的，从而能够在适当位置适当地转向/定向多层片复合加强板或平坦加强板以修复受损部分602。
第一多层片复合拼接板618和第二多层片复合拼接板620放置在第一多层片复合加强板614和第二多层片复合加强板616二者的顶部以及第一多层片复合帽形部606的下方。在该实施例中，第一多层片复合拼接板618也是弯曲结构。第一多层片复合拼接板618和第二多层片复合拼接板620可以按错开方式结合在一起，并且结合或借助螺栓紧固至第一多层片复合加强板614、第二多层片复合加强板616和至少一个修复蒙皮604。
转向图6B，示出了根据本公开飞行器的受损部分602的修复600的实施的分解立体组装图。在该实施例中，第一多层片复合帽形部606包括用粘合剂结合在一起的两个单层片帽形部606a和606b，第二多层片复合帽形部608包括用粘合剂结合在一起的四个单层片帽形部608a、608b、608c和608d，并且第三多层片复合帽形部610包括用粘合剂结合在一起的两个单层片帽形部610a和610b。类似的，第一多层片复合加强板614包括用粘合剂结合在一起的四个平坦加强板614a、614b、614c和614d，第二多层片复合加强板616包括用粘合剂结合在一起的四个平坦加强板616a、616b、616c和616d，第一多层片复合拼接板618包括用粘合剂结合在一起的四个平坦加强板618a、618b、618c和618d，并且第二多层片复合拼接板620包括用粘合剂结合在一起的四个平坦加强板620a、620b、620c和620d。
在图7A中，示出了根据本公开飞行器的受损部分702的修复700的另一实施示例的立体组装图。在该实施例中，显示出多层片复合修复蒙皮704放在受损部分702内。通过多个多层片复合拼接板706和708借助结合粘合剂或附接螺栓将多层片复合修复蒙皮704保持就位。所述多个多层片复合拼接板706和708堆叠在并附接至(借助粘合剂结合)多个多层片复合加强板710和712。如前面所述，所述多个多层片复合加强板710和712位于多层片复合修复蒙皮704的周边处，并附接至具有多个支撑桁条716、718、720和722的复合机身或机翼的蒙皮714。修复700还包括用作拼接桁条的多个多层片复合帽形部724、726、728和730以及用作复原桁条的多个多层片复合帽形部732和734。修复还可以包括用作桁条加强板的多个多层片复合帽形部736、738、740和742，并且所述多个多层片复合帽形部724、726、728和730可以在多层片复合帽形部736、738、740和742与所述多个多层片复合帽形部732和734的界面处具有错开的修剪部744、746、748和750。
在图7B中，示出了根据本公开受损部分702的修复700的实施的分解组装图。为了显示简单的目的，未示出所述多个多层片复合帽形部724、726、728、730、732和734，并且支撑桁条716、718被示出为在受损部分702处受损。在该实施例中，显示出所述多个多层片复合加强板710和712分别包括平坦加强板710a、710b、712a和712b。多层片复合修复蒙皮704包括单层片修复蒙皮704a、704b、704c、704d、704e和704f。所述多个多层片复合拼接板706和708分别包括单层片拼接板706a、706b、706c、706d、708a、708b、708c和708d，并且所述多个多层片复合加强板710、712、750和752分别包括平坦加强板710a、710b、712a、712b、752a、752b、754a和754b。转向图7C，示出了根据本公开受损部分702的修复700的实施的分解组装切开图。该切开图沿着平面AA'756。在该实施例中，示出了多个多层片复合帽形部724、728、732和734。
在图8中，示出了根据本公开单层片帽形部800的实施示例的立体图。单层片帽形部800包括顶面802、第一侧面804、第二侧面806、第一底面808和第二底面810。
在图9中，示出了根据本公开单层片帽形部900的另一实施示例的立体图。在该实施例中，单层片帽形部900也包括顶面902、第一侧面904、第二侧面906、第一底面908和第二底面910。第一底面908包括具有第一宽度912的第一部分908a以及具有第二宽度914的第二部分908b，并且第二底面910包括也具有第一宽度912的第一部分910a以及具有第二宽度914的第二部分910b。在该实施例中，第二宽度914大于第一宽度912。
单层片帽形部900可以是来自复合修复成套件的标准嵌套部，或者是已被修剪以分别在第一部分908a和910a与第二部分908b和910b之间生成第二部分908b和910b的修剪边缘916和918的最终用户修改结构。可以叠置类似于实施例单层片帽形部900的多个单层片帽形部，以生成具有组合第一底面和第二底面的较短第一长度912的多层片帽形部。
转向图10，示出了根据本公开单层片帽形部1000的又一实施示例的立体图。在该实施例中，单层片帽形部1000也包括顶面1002、第一侧面1004、第二侧面1006、第一底面1008和第二底面1010。第一侧面1004具有第一长度1012(即，第一侧面1004的长度)，并包括具有第一宽度1004a1的第一部分1004a以及具有第二宽度1004b1的第二部分1004b。在该实施例中，第一部分1004a中的第一宽度1004a1大于第二部分1004b中的第二宽度1004b1。另外，第一底面1008和第二底面1010具有小于第一长度1012的第二长度1014(即，第一底面1008和第二底面二者的长度)。
单层片帽形部1000可以是来自复合修复成套件的标准嵌套部，或者是已被修剪以生成第一底面1008和第二底面1010的较短第二长度1014以及第二部分1004b的修剪边缘1016的最终用户修改结构。如前面所述，多个单层片帽形部(类似于实施例单层片帽形部1000)可以叠置以生成具有组合第一底面和第二底面的较短第二长度1014的多层片帽形部。
在图11A中，示出了根据本公开多层片帽形部1100的实施示例的组装图。在该实施例中，多层片帽形部1100包括第一部分1102和第二部分1104。第一部分1102和第二部分1104二者包括多个单层片帽形部，每个单层片帽形部均包括顶面、第一侧面、第二侧面、第一底面和第二底面；但是，第二部分1104的底部单层片帽形部1106包括类似于图9中所示实施例中所述的第一底面1108和第二底面1110。
在图11B中，示出了根据本公开多层片帽形部1100的实施的分解组装图。多层片帽形部1100的第一部分1102包括多个单层片帽形部1102a、1102b、1102c、1102d、1102e和1102f，并且第二部分1104包括多个单层片帽形部，这些单层片帽形部具有所述底部单层片帽形部1106以及单层片帽形部1104a、1104b、1104c、1104d和1104e。
转向图12A，示出了根据本公开多层片帽形部1200的另一实施示例的组装图。在该实施例中，多层片帽形部1200包括以错开方式堆叠并且嵌套在彼此之上的多个单层片帽形部1200a、1200b、1200c、1200d、1200e和1200f。在图12B中，示出了根据本公开多层片帽形部1200的实施的分解组装图。
如前面所述，通过分别结合各个单层片帽形部1102a、1102b、1102c、1102d、1102e、1102f、1104a、1104b、1104c、1104d、1104e、1106、1200a、1200b、1200c、1200d、1200e和1200f而形成多层片帽形部1100和1200。类似于图5中所示的实施例，各个单层片帽形部1102a、1102b、1102c、1102d、1102e、1102f、1104a、1104b、1104c、1104d、1104e、1106、1200a、1200b、1200c、1200d、1200e和1200f中的一些可以在顶面中包括裂缝(未示出)，以允许具有相同形状和尺寸的单层片帽形部装配并嵌套在单层片帽形部的变化层之间。与以前一样，为了确保在现场可接受的结合表面，剥离层片可以添加至单层片帽形部1102a、1102b、1102c、1102d、1102e、1102f、1104a、1104b、1104c、1104d、1104e、1106、1200a、1200b、1200c、1200d、1200e和1200f的各表面并且在结合之前被移除。
在图13中，示出了根据本公开多层片结构元件1300的实施示例的分解组装图。在该实施例中，多层片结构元件1300可以是“Z形”元件，这是因为其在结合并固化时将具有Z形。在该实施例中，多层片结构元件1300包括第一部分1302和第二部分1304，它们分别包括多个单层片嵌套部1302a、1302b、1302c、1302d、1304a、1304b、1304c和1304d。单层片嵌套部1302a、1302b、1302c、1302d、1304a、1304b、1304c和1304d可以是弯曲成“L形”的长窄条，其中L形的取向对于第一部分1302的单层片嵌套部1302a、1302b、1302c和1302d是沿第一方向，而对于第二部分1304的单层片嵌套部1304a、1304b、1304c和1304d是沿相反方向。当用粘合剂结合在一起时，组合结构形成具有Z形的多层片结构元件1300。另外，附加的单层片嵌套部1306可以在单层片嵌套部1302a和1304a处结合在第一部分1302和第二部分1304之间，以增加厚度、强度或二者。此外，为了形成具有复杂轮廓的多层片结构元件1300，可以分别在多个单层片嵌套部1302a、1302b、1302c、1302d、1304a、1304b、1304c和1304d中切出工艺切口1308。应理解，为了容易显示的目的，仅在单层片嵌套部1302d上示出工艺切口1308；但是，如果存在的话，工艺切口1308也位于其它单层片嵌套部1302a、1302b、1302c、1304a、1304b、1304c和1304d内。在图14中，示出了多层片结构元件1300的实施的放大组装图。在该实施例中，显示出多层片结构元件1300的一部分1400具有图13中所示的多个工艺切口1308中的一个工艺切口1402。与以前一样，单层片嵌套部1302a、1302b、1302c、1302d、1304a、1304b、1304c、1304d和1306用粘合剂结合在一起。
转向图15，示出了根据本公开多层片结构元件1500的另一实施示例的分解组装图。在个实施例中，多层片结构元件1500形成可以类似于图13和图14中所示的多层片结构元件1300的第一部分1302的“L形”元件。多层片结构元件1500包括为弯曲成L形的长窄条的单层片嵌套部1500a、1500b、1500c和1500d。另外，在该实施例中，附加的单层片嵌套部1502结合至外部单层片嵌套部1500d。
本领域技术人员应理解，尽管将复合修复成套件描述为用于修复和复原受损结构(即，受损部分)，但是复合修复成套件也可以用于生成新的原始结构(例如，弯曲桁条)。复合修复成套件也使得能用简单的工具生成复杂的成形部件。
应理解，可以在不脱离本发明的范围的情况下改变本发明的各种方面或细节。并非排他并且并非将要求保护的发明限于所公开的确切形式。另外，前面描述仅仅是为了例示目的，而并非为了限制目的。修改和变动鉴于上面描述是可行的，或者可以从实施本发明获得。权利要求及其等价物限定了本发明的范围。
在所述的不同实施示例中的流程图和框图以例示实施例示出了设备和方法的一些可能实施的架构、功能性和操作。为此，流程图和框图中的各方框可以代表模块、段、功能、操作或步骤的一部分，或者它们的一些组合。
在一些替代实施示例中，方框中标注的一个或多个功能可以不按图中标注的顺序出现。例如，在一些情况下，根据所涉及的功能性，相继显示的两个方框可以基本同时执行，或者所述方框有时可以按相反顺序执行。而且，除了流程图或框图中所示的方框之外，还可以增加其它方框。
此外，本公开包括根据如下条款的实施例：
条款1.一种用于修复飞行器上的复合机身或机翼的受损部分的方法，所述方法包括：
对所述受损部分进行非破坏检查(“NDI”)以确定所述受损部分的大小和部位；
基于所述受损部分的大小和部位确定对于所述受损部分的修复；以及
用复合修复成套件对所述受损部分进行修复。
条款2.根据条款1所述的方法，其中确定修复包括：
分析所述受损部分；以及
针对受损部分设计采用所述复合修复成套件的修复方案。
条款3.根据条款2所述的方法，其中用复合修复成套件对所述受损部分进行修复包括：
利用所述复合修复成套件的多个嵌套部来修复所述受损部分，其中
所述多个嵌套部的每个嵌套部均是单层片复合材料，并且
所述多个嵌套部包括具有改变物理形状的嵌套部以修复所述受损部分，
其中所述嵌套部构造成彼此堆叠以形成改变的多层片复合结构；以及
在所述飞行器上的所述受损部分的部位处施加粘合剂以将第一嵌套部附接至第二嵌套部。
条款4.根据条款3所述的方法，其中使所述多个嵌套部在所述飞行器上的所述受损部分的部位处固化。
条款5.根据条款3所述的方法，
其中所述多个嵌套部包括至少一个修复蒙皮、多个平坦加强板和多个单层片拼接板，
其中修复所述受损部分包括：
在内部将所述至少一个修复蒙皮放置在所述受损部分之上，其中所述受损部分包括复合机身或机翼的蒙皮的受损部分，
将所述多个平坦加强板以错开且叠置的方式放在所述至少一个修复蒙皮的周边周围，以使所述至少一个修复蒙皮的厚度与受损部分处的所述复合机身或机翼的蒙皮的厚度匹配；以及
将所述多个单层片拼接板以错开的方式放在所述多个平坦加强板和至少一个修复蒙皮之上，其中所述拼接板将所述多个平坦加强板和修复蒙皮接合在一起。
条款6.根据条款5所述的方法，
其中所述至少一个修复蒙皮是多个修复蒙皮，并且
其中将所述至少一个修复蒙皮放置在所述受损部分之上包括：
在所述多个修复蒙皮之间施加粘合剂；以及
叠置所述多个修复蒙皮以形成内部放置在所述受损部分之上的多层片复合修复蒙皮。
条款7.根据条款6所述的方法，所述方法进一步包括：使得在所述受损部分的部位处固化的所述多层片复合修复蒙皮在所述飞行器上固化。
条款8.根据条款5所述的方法，其中将所述多个平坦加强板放在所述至少一个修复蒙皮的周边周围包括：
在所述多个平坦加强板之间施加粘合剂；
以错开的方式叠置所述多个平坦加强板以形成多层片复合加强板，其中叠置所述多个平坦加强板还包括使所述至少一个修复蒙皮的厚度与所述受损部分处的所述复合机身或机翼的蒙皮的厚度匹配；以及
使所述多层片复合加强板在所述飞行器上在所述受损部分的部位处固化。
条款9.根据条款5所述的方法，其中将所述多个单层片拼接板放在所述多个平坦加强板和至少一个修复蒙皮之上包括：
在所述多个单层片拼接板之间施加粘合剂；
叠置所述多个单层片拼接板以形成多层片复合拼接板；以及
使所述多层片复合拼接板在所述飞行器上在所述受损部分的部位处固化。
条款10.根据条款3所述的方法，
其中所述多个嵌套部包括多个单层片帽形部，
其中修复所述受损部分包括：
在所述多个单层片帽形部之间施加粘合剂；
叠置所述多个单层片帽形部以形成多层片复合帽形部；以及
使所述多层片复合帽形部在所述飞行器上在所述受损部分的部位处固化。
条款11.根据条款10所述的方法，所述方法进一步包括：在使所述多层片复合帽形部固化之前，在底部单层片帽形部处施加离型膜。
条款12.根据条款10所述的方法，
其中各所述单层片帽形部均包括顶面、第一侧面、第二侧面、第一底面和第二底面，
其中所述第一底面包括具有第一宽度的第一部分以及具有第二宽度的第二部分，并且
其中所述单层片帽形部中的一个单层片帽形部是具有大于所述第一宽度的所述第二宽度的宽底单层片帽形部，
其中叠置所述多个单层片帽形部以形成多层片复合帽形部包括：叠置所述多个单层片帽形部使得所述宽底单层片帽形部是所述多层片复合帽形部的底部。
条款13.根据条款3所述的方法，其中用复合修复成套件对所述受损部分进行修复包括：
在至少三个嵌套部之间施加粘合剂；以及
组合所述至少三个嵌套部以形成用于在所述飞行器中使用的结构元件。
条款14.一种用于修复复合机身或机翼的受损部分的复合修复成套件，所述复合修复成套件包括：
多个嵌套部，其中
所述多个嵌套部的每个嵌套部均是单层片复合材料，并且
所述多个嵌套部包括改变的物理形状以修复所述受损部分，
其中所述多个嵌套部中的某些嵌套部被构造成彼此叠置以形成改变的多层片复合结构；
粘合剂，其中所述粘合剂将所述多个嵌套部中的第一嵌套部附接至所述多个嵌套部中的第二嵌套部。
条款15.根据条款14所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部包括作为构造成内部放置在所述受损部分之上的修复蒙皮的嵌套部，其中所述受损部分包括所述复合机身或机翼的蒙皮的受损部分。
条款16.根据条款15所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部进一步包括多个平坦加强板，所述多个平坦加强板被构造成以错开的方式放在所述修复蒙皮的周边周围，并被叠置成使所述修复蒙皮的厚度与所述受损部分处的所述复合机身或机翼的蒙皮的厚度匹配。
条款17.根据条款16所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部进一步包括多个单层片拼接板，所述多个单层片拼接板被构造成以错开的方式定位在所述多个平坦加强板和所述修复蒙皮之上，其中所述拼接板将所述多个平坦加强板和修复蒙皮接合在一起。
条款18.根据条款17所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部进一步包括多个单层片帽形部，所述多个单层片帽形部被构造成桥接定位在所述修复蒙皮之上的桁条的边缘。
条款19.根据条款14所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部包括多个单层片帽形部，所述多个单层片帽形部被构造成桥接靠近所述复合机身或机翼的受损部分定位的桁条的边缘。
条款20.根据条款19所述的复合修复成套件，
其中各所述单层片帽形部均包括顶面、第一侧面、第二侧面、第一底面和第二底面，
其中所述单层片帽形部具有第一长度，
其中所述顶面具有所述第一长度，并且
其中所述第一底面和所述第二底面具有第二长度，并且
所述第一长度大于所述第二长度。
条款21.根据条款19所述的复合修复成套件，
其中各所述单层片帽形部均包括顶面、第一侧面、第二侧面、第一底面和第二底面，
其中所述第一底面包括具有第一宽度的第一部分以及具有第二宽度的第二部分，并且
其中所述第二宽度大于所述第一宽度。
已为了例示和描述的目的提供了对不同实施示例的描述，并不旨在排他或限于所公开形式的实施例。许多修改和变动对于本领域技术人员是明了的。另外，不同的实施示例相比于其它期望实施例可以提供不同的特征。所选的一个或多个实施例被选择并描述以最好地解释实施例的原理、实际应用，并且使得本领域技术人员针对具有适于所考虑的具体用途的各种修改的各种实施例理解本公开。

Claims (15)

1.一种用于修复飞行器上的复合机身或机翼的受损部分(302，602，702)的方法(200)，所述方法(200)包括：
对所述受损部分(302，602，702)进行(204)非破坏检查(“NDI”)以确定所述受损部分(302，602，702)的大小和部位；
基于所述受损部分(302，602，702)的大小和部位确定(206)对于所述受损部分(302，602，702)的修复(600)；以及
用复合修复成套件对所述受损部分(302，602，702)进行修复(212)。
2.根据权利要求1所述的方法(200)，其中确定(206)修复(600)包括：
分析所述受损部分(302，602，702)；以及
针对受损部分(302，602，702)设计采用所述复合修复成套件的修复方案。
3.根据权利要求1或2所述的方法(200)，其中用复合修复成套件对所述受损部分(302，602，702)进行修复(212)包括：
利用所述复合修复成套件的多个嵌套部(320，322，324，326，328，330，332，334)来修复(600)所述受损部分(302，602，702)，其中
所述多个嵌套部的每个嵌套部(320，322，324，326，328，330，332，334)均是单层片复合材料，并且
所述多个嵌套部包括具有改变物理形状的嵌套部以修复(600)所述受损部分(302，602，702)，
其中所述嵌套部(320，322，324，326，328，330，332，334)被构造成彼此堆叠以形成改变的多层片复合结构(606，608，610，614，616，618，620)；以及
在所述飞行器上的所述受损部分(302，602，702)的部位处施加粘合剂(400)以将第一嵌套部附接至第二嵌套部。
4.根据权利要求3所述的方法(200)，
其中所述多个嵌套部包括至少一个修复蒙皮、多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)和多个单层片拼接板(706a，706b，706c，706d，708a，708b，708c，708d)，
其中修复(212)所述受损部分(302，602，702)包括：
在内部将所述至少一个修复蒙皮放置在所述受损部分(302，602，702)之上，其中所述受损部分(302，602，702)包括所述复合机身或机翼的蒙皮的受损部分(302，602，702)，
将所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)以错开且叠置的方式放在所述至少一个修复蒙皮的周边(624)周围，以使所述至少一个修复蒙皮的厚度与所述受损部分(302，602，702)处的所述复合机身或机翼的所述蒙皮的厚度匹配；以及
将所述多个单层片拼接板以错开的方式放在所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)和至少一个修复蒙皮之上，其中所述拼接板(706a，706b，706c，706d，708a，708b，708c，708d)将所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)和修复蒙皮接合在一起。
5.根据权利要求4所述的方法(200)，
其中所述至少一个修复蒙皮(604)是多个(624)修复蒙皮，并且
其中将所述至少一个修复蒙皮(604)放置在所述受损部分(302，602，702)之上包括：
在所述多个修复蒙皮之间施加粘合剂(400)；以及
叠置所述多个修复蒙皮以形成内部放置在所述受损部分(302，602，702)之上的多层片复合修复蒙皮(704)，并且
所述方法进一步包括：使得在所述受损部分(302，602，702)的部位处固化的所述多层片复合修复蒙皮(704)在所述飞行器上固化。
6.根据权利要求5所述的方法(200)，其中将所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)放在所述至少一个修复蒙皮(604)的周边(624)周围包括：
在所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)之间施加粘合剂(400)；
以错开的方式叠置所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)以形成多层片复合加强板(710，712，750，752)，其中叠置所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)还包括使所述至少一个修复蒙皮(604)的厚度与所述受损部分(302，602，702)处的所述复合机身或机翼的蒙皮的厚度匹配；以及
使所述多层片复合加强板(710，712，750，752)在所述飞行器上在所述受损部分(302，602，702)的部位处固化。
7.根据权利要求4或5所述的方法(200)，其中将所述多个单层片拼接板(706a，706b，706c，706d，708a，708b，708c，708d)放在所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)和至少一个修复蒙皮(604)之上包括：
在所述多个单层片拼接板(706a，706b，706c，706d，708a，708b，708c，708d)之间施加粘合剂(400)；
叠置所述多个单层片拼接板(706a，706b，706c，706d，708a，708b，708c，708d)以形成多层片复合拼接板(618，620)；以及
使所述多层片复合拼接板(618，620)在所述飞行器上在所述受损部分(302，602，702)的部位处固化。
8.根据权利要求3所述的方法(200)，
其中所述多个嵌套部进一步包括多个单层片帽形部(608a，608b，608c，608d)，
其中修复所述受损部分(302，602，702)包括：
在所述多个单层片帽形部(608a，608b，608c，608d)之间施加粘合剂(400)；
叠置所述多个单层片帽形部(608a，608b，608c，608d)以形成多层片复合帽形部(320，322，324，326，328，330，332，334，610a，610b)；以及
使所述多层片复合帽形部(320，322，324，326，328，330，332，334，610a，610b)在所述飞行器上在所述受损部分(302，602，702)的部位处固化。
9.根据权利要求8所述的方法(200)，
其中各所述单层片帽形部(608a，608b，608c，608d)均包括顶面、第一侧面、第二侧面、第一底面和第二底面，
其中所述第一底面包括具有第一宽度的第一部分以及具有第二宽度的第二部分，并且
其中所述单层片帽形部(608a，608b，608c，608d)中的一个单层片帽形部是具有大于所述第一宽度的所述第二宽度的宽底单层片帽形部，
其中叠置所述多个单层片帽形部(608a，608b，608c，608d)以形成多层片复合帽形部(320，322，324，326，328，330，332，334，610a，610b)包括：叠置所述多个单层片帽形部(608a，608b，608c，608d)使得所述宽底单层片帽形部是所述多层片复合帽形部的底部。
10.一种用于修复复合机身或机翼的受损部分(302，602，702)的复合修复成套件，所述复合修复成套件包括：
多个嵌套部，其中
所述多个嵌套部的每个嵌套部均是单层片复合材料，并且
所述多个嵌套部包括改变的物理形状以修复(600)所述受损部分(302，602，702)，
其中所述多个嵌套部中的某些嵌套部被构造成彼此叠置以形成改变的多层片复合结构；
粘合剂(400)，其中所述粘合剂(400)将所述多个嵌套部的第一嵌套部附接至所述多个嵌套部的第二嵌套部。
11.根据权利要求10所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部包括作为构造成内部放置在所述受损部分(302，602，702)之上的修复蒙皮的嵌套部，其中所述受损部分(302，602，702)包括所述复合机身或机翼的蒙皮的受损部分(302，602，702)。
12.根据权利要求11所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部进一步包括多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)，所述多个平坦加强板被构造成以错开的方式放在所述修复蒙皮的周边(624)周围，并被叠置成使所述修复蒙皮的厚度与所述受损部分(302，602，702)处的所述复合机身或机翼的蒙皮的厚度匹配。
13.根据权利要求12所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部进一步包括多个单层片拼接板(706a，706b，706c，706d，708a，708b，708c，708d)，所述多个单层片拼接板被构造成以错开的方式定位在所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)和所述修复蒙皮之上，其中所述拼接板将所述多个平坦加强板(310，620a，620b，620c，620d，710a，710b，712a，712b，752a，752b，754a，754b)和修复蒙皮接合在一起。
14.根据权利要求12或13所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部进一步包括多个单层片帽形部(320，322，324，326，328，330，332，334，610a，610b)，所述多个单层片帽形部被构造成桥接定位在所述修复蒙皮之上的桁条的边缘。
15.根据权利要求12或13所述的复合修复成套件，其中所述多个嵌套部包括多个单层片帽形部(320，322，324，326，328，330，332，334，610a，610b)，所述多个单层片帽形部被构造成桥接靠近所述复合机身或机翼的受损部分(302，602，702)定位的桁条的边缘，
其中各所述单层片帽形部(320，322，324，326，328，330，332，334，610a，610b)均包括顶面、第一侧面、第二侧面、第一底面和第二底面，
其中所述单层片帽形部(320，322，324，326，328，330，332，334，610a，610b)具有第一长度，
其中所述顶面具有所述第一长度，并且
其中所述第一底面和所述第二底面具有第二长度，并且
所述第一长度大于所述第二长度。
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