CN110712384B - 复合结构穿通孔修复方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及复合结构穿通孔修复方法。一种修复形成在具有至少一种复合材料的结构中的穿通孔的方法包括以下步骤：用灌封化合物填充穿通孔的至少一部分；将筒式加热器的一部分插入穿通孔中；并且用所述筒式加热器固化所述灌封化合物。

Description

复合结构穿通孔修复方法
技术领域
本公开的实施方式总体上涉及用于修复形成在可包含复合材料的结构中的穿通孔的方法。
背景技术
某种飞机的多个部分由诸如碳纤维材料这样的复合材料形成。例如，机翼的一些部分可包含复合材料。复合材料可被夹在金属层之间。
为了将这些部件的一些部分固定在一起，可使用紧固件。这样，形成穿过部件的穿通孔。穿通孔被配置为接纳并保持紧固件的的一些部分，诸如螺栓的螺纹轴。穿通孔延伸穿过复合材料。与穿通孔相关的缺陷在制造时和制造后的修复和改装中的不合格状况中所占百分比高(诸如，超过60％)。
为了修复包含复合材料的部件内的穿通孔，通常用灌封化合物填充穿通孔。在用灌封化合物填充穿通孔之后，将部件热固化。为了固化穿通孔内的灌封化合物，将加热毯设置在部件上并且靠近穿通孔的两个开口端。例如，第一加热毯可设置在部件的第一侧，并且第二加热毯可设置在部件的相对侧。然后，将部件热固化达预定时间，以确保将灌封化合物加热至特定的最终温度。
在实践中，对厚度超过0.25英寸的叠层(即，包括不同材料层的结构)的热固化通常需要在修复区域的每一侧放置加热毯。在修复区域的外表面上放置第一加热毯通常是容易的。也就是说，将第一加热毯简单地设置在外表面上。然而，因在部件内存在其他结构和有限触及区域，将第二加热毯放置在修复件的相对内表面上通常是复杂的。因此，可能需要拆卸特定部件的一些部分，以便在该部件上和/或在该部件中设置一个或更多个加热元件。通常，使用多个加热毯进行热固化处理可能是复杂、耗时且劳动密集的。
发明内容
需要修复诸如在形成部件的一部分(诸如，飞机机翼的一部分)的叠层内的复合材料的高效方法。
考虑到这种需要，本公开的某些实施方式提供了修复形成在具有至少一种复合材料的结构中的穿通孔的方法。该方法包括以下步骤：用灌封化合物填充穿通孔的至少一部分；将筒式加热器的一部分插入所述穿通孔中；并且用所述筒式加热器固化所述灌封化合物。
该方法可包括封堵所述穿通孔的第一端。填充步骤发生在封堵步骤之后。
在至少一个实施方式中，固化步骤包括将热能集中在所述筒式加热器的轴的中间部分内。所述中间部分处于所述轴的近端和远端之间。集中步骤还可包括在所述近端和所述远端处产生比在所述中间部分处更少量的热能。
在至少一个实施方式中，所述方法包括初始地加热所述灌封化合物以将所述穿通孔内的所述灌封化合物凝固。所述方法还可包括钻出穿过在所述穿通孔内凝固的所述灌封化合物的孔。插入步骤可包括将所述筒式加热器的轴插入穿过所述灌封化合物的所述孔中。
所述方法还包括在固化步骤之后从穿通孔中取出所述筒式加热器的一部分。在至少一个实施方式中，所述方法包括在固化步骤(和/或取出步骤)之后钻出穿过所述结构的所述穿通孔内的所述灌封化合物的全尺寸孔。
所述方法还可包括在插入步骤之前将脱模剂施加到所述筒式加热器的所述一部分。
在至少一个实施方式中，填充步骤发生在插入步骤之前。在至少一个其他实施方式中，填充步骤发生在插入步骤之后。在至少一个实施方式中，插入步骤包括在所述穿通孔内的所述灌封化合物凝固之后将所述筒式加热器的所述一部分插入所述灌封化合物中。
附图说明
图1是根据本公开的实施方式的交通工具的正立体图的图解表示。
图2是根据本公开的实施方式的筒式加热器的横向立体图的图解表示。
图3是根据本公开的实施方式的筒式加热器的内部立体图的图解表示。
图4是根据本公开的实施方式的被插入结构的穿通孔中的筒式加热器的正立体图的图解表示。
图5是根据本公开的实施方式的穿过结构形成的穿通孔的轴向剖视图的图解表示。
图6是根据本公开的实施方式的其中有钻头的穿通孔的轴向剖视图的图解表示。
图7是根据本公开的实施方式的其中有筒式加热器的轴的穿通孔的轴向剖视图的图解表示。
图8是根据本公开的实施方式的用于修复穿过结构形成的穿通孔的方法的流程图。
图9是根据本公开的实施方式的其中有筒式加热器的轴的穿通孔的轴向剖视图的图解表示。
图10是根据本公开的实施方式的用于修复穿过结构形成的穿通孔的方法的流程图。
具体实施方式
当结合附图阅读时，将更好地理解以上的发明内容以及某些实施方式的以下详细描述。如本文中使用的，以单数形式表述且以词语“一”或“一个”开头的元件或步骤应该被理解为不一定排除了多个元件或步骤。另外，对“一个实施方式”的提及不旨在被解释为排除了也包含所述特征的附加实施方式的存在。此外，除非明确地相反说明，否则“包括”或“具有”具有特定属性的一个元件或多个元件的实施方式可包括没有该特性的附加元件。
本公开的某些实施方式提供了用于通过一系列步骤修复包含复合材料的部件的穿通孔的方法。通过将时间控制和/或恒温控制的筒式加热器插入穿通孔中来完成加热或固化。筒式加热器的直径、长度和竖直位置与待热固化的材料叠堆的区域对准，由此提高修复质量，简化物理过程和/或减少整体修复时间和努力。
在至少一个实施方式中，该方法包括用灌封化合物填充穿通孔。当灌封化合物凝固时，可使用插塞(诸如，由Teflon形成)将灌封化合物保持就位。该方法还可包括钻出穿过灌封化合物的孔，插入筒式加热器以固化灌封化合物并且在预定固化时间之后取出筒式加热器。在至少一个其他实施方式中，该方法包括用灌封化合物填充穿通孔，在灌封化合物仍然柔软的同时插入较小的筒式加热器(用诸如FREKOTE这样的脱模剂覆盖)，并且固化灌封化合物。固化的温度和持续时间由结构叠层的材料、灌封化合物和修复的深度和直径连同可通过工程分析和物理实验而确定的其他因素确定。
复合材料可由碳纤维形成。在至少一个实施方式中，复合材料可包括夹在相对的第一表皮和第二表皮之间的芯。芯可包括多个互连的蜂窝。在至少一个其他实施方式中，芯可以是实心层或多孔泡沫层。例如，芯可由芳族聚酰胺纤维和/或聚酰胺形成。第一表皮和第二表皮可以是或包括一个或更多个预浸渍环氧树脂层，环氧树脂层包括诸如玻璃纤维、石墨、Kevlar和/或类似物这样的纤维。
在至少一个实施方式中，灌封化合物是诸如由Huntsman Advanced Materials制造的Epocast 1635 A/B，其用于修复组装好的复合结构中的孔。可选地，可使用其他灌封化合物。筒式加热器具有用于加热和绝缘的独特瓦特密度。可针对不同的孔直径使用一系列筒式加热器。本公开的实施方式提供了修复复合结构的穿通孔的方法，这些方法避免或减少了部件(诸如，包括复合结构的叠层)的拆卸，并且高效精简了孔修复过程。筒式加热器被配置为原位提供目标加热以固化灌封化合物，从而在无需拆卸复合结构的情况下修复复合结构中的穿通孔。这样，本公开的某些实施方式减少了拆卸情形。
本公开的某些实施方式提供了修复复合结构的穿通孔的方法。该方法包括：用插塞(诸如，由Teflon形成)封堵穿通孔的一侧；用灌封化合物填充穿通孔；使灌封化合物凝固直至牢固；穿过灌封化合物钻出较小的孔；用脱模剂(诸如，FREKOTE)涂覆被配置用于穿通孔修复的筒式加热器；将筒式加热器插入钻出的空腔中；(经由筒式加热器)加热穿通孔空腔达足够时间以达到预定固化温度；取出筒式加热器；并且将固化的化合物钻到全尺寸直径。
图1是根据本公开的实施方式的诸如飞机10这样的交通工具的正立体图的图解表示。飞机10包括推进系统12，推进系统12可包括例如两个涡轮风扇发动机14。可选地，推进系统12可包括比所示更多的发动机14。发动机14由飞机10的机翼16承载。在其他实施方式中，发动机14可由机身18和/或尾翼20承载。尾翼20还可支撑水平稳定翼22和垂直稳定翼24。
飞机10的机身18限定内舱，内舱可包括驾驶舱、一个或更多个工作区段(例如，厨房、手提行李区域等)、一个或更多个乘客区段(例如，头等、商务舱和二等舱客段)和机尾区段。
飞机10的多个部分可由复合材料形成。例如，机翼16的一些部分可由复合材料形成。在某些情况下，复合材料可联接到诸如金属这样的其他材料。本公开的实施方式提供了修复形成在复合材料中的穿通孔的方法。
另选地，作为飞机的替代，本公开的实施方式可用于诸如小汽车、公共汽车、机车和火车车厢、船只、航天器等这样的各种其他交通工具。另外，可选地，本公开的实施方式可用于修复除了交通工具中之外的各种其他结构、部件等中的有穿通孔的复合材料。
图2是根据本公开的实施方式的筒式加热器100的横向立体图的图解表示。筒式加热器100包括连接到帽104的管状轴102。筒式加热器100被配置为连接到电源106(诸如，通过一根或更多根电线)，电源106向筒式加热器100供电以产生热。以这种方式，筒式加热器100被配置为向结构的穿通孔内的灌封化合物提供固化热。
轴102包括靠近帽104的近端108以及在近端108和远端112之间的中间部分110。近端108、中间部分110和远端112的瓦特密度可不同。例如，中间部分110的瓦特密度可大于近端108和远端112的瓦特密度。这样，在中间部分110处产生的热能超过在近端108和远端112处产生的热能。中间部分110提供更大的瓦特密度以产生增加的热量，因为中间部分110被配置为设置在延伸穿过复合材料的待修复的穿通孔内，而近端108和远端112在固化过程期间可不延伸穿过复合材料。因具有较低的瓦特密度，近端108和远端112比中间部分110产生少的热能，但是同时确保了中间部分110产生的热能保持集中在中间部分110处，而基本上没有通过近端108或远端112从筒式加热器100辐射出来。
在至少一个实施方式中，近端108和远端112的瓦特密度可以是每平方英寸10-15瓦特，而中间部分110的瓦特密度可以是每平方英寸40瓦特。可选地，近端108、中间部分110和远端112的瓦特密度可大于或小于以上讨论的那些。在一些实施方式中，近端108、中间部分110和远端112的瓦特密度可大致相同。
筒式加热器100的不同区域处的不同瓦特密度被配置为在结构的穿通孔内提供目标固化热。不同的瓦特密度也可被配置为针对不同尺寸的穿通孔提供特定固化热。筒式加热器100可包括一体热电偶，以测量筒式加热器100的多个位置处的温度。
轴102包括直径114。在至少一个实施方式中，可使用具有不同直径114的多个筒式加热器100。例如，第一筒式加热器100可具有0.75英寸的直径114，第二筒式加热器100可具有0.50英寸的直径114，并且第三筒式加热器100可具有0.25英寸的直径114。例如，不同筒式加热器100的不同直径可用于固化不同尺寸的穿通孔内的灌封化合物。在至少一个实施方式中，单个筒式加热器可包括具有不同直径的区段。这样，可与具有不同直径的多个孔相关地使用所述筒式加热器。
图3是根据本公开的实施方式的筒式加热器100的内部立体图的图解表示。筒式加热器100可包括护套116，护套116覆盖远端112处的电阻丝118、近端108处的电阻丝120和中间部分110内的导体销122。端件124可覆盖近端108。引线126从端件124向外延伸。
电阻丝118和120可由镍-铬形成，这确保了均匀且有效地将热分配给护套116。导体销122提供了至电阻丝118和120的冶金结合，由此确保高效的电连接。筒式加热器100还可包括诸如氧化镁绝缘体这样的绝缘体130，绝缘体130使介电强度增加并促成高效的加热。
要理解，参照图2和3示出和描述的筒式加热器100可包括比所示出更多或更少的部件。所示出和描述的筒式加热器100仅仅是示例性的，并且可包括与所示出不同的形状和大小。
图4是根据本公开的实施方式的被插入结构204的穿通孔202中的筒式加热器100的正立体图的图解表示。结构204可以是或者可包含一层复合材料或更多层复合材料。例如，结构204可完全由复合材料形成。在至少一个其他实施方式中，结构204包括一层复合材料或更多层复合材料以及其中的一个或更多个金属结构。
图5是根据本公开的实施方式的穿过结构302形成的穿通孔300的轴向剖视图的图解表示。结构302可以是部件和/或材料的叠层，该叠层包括复合结构304(诸如，可形成飞机的一部分内的后翼梁)、靠近复合结构304(诸如，在下方、上方、靠近等)的配件306(诸如，金属阻力连杆)、靠近复合结构304的金属端子配件308以及在端子配件308上方的配件310(诸如，金属Hoover配件)。垫片312、314和316可设置在结构302的部件之间。穿通孔300延伸穿过结构302的每个部分。
结构302可包括比所示出多或少的层。在至少一个实施方式中，结构302可仅包括一层或更多层复合结构304。又如，结构302可包括在可由金属(诸如，铝)形成的第一层和第二层之间的碳纤维复合结构304。
可能需要修复限定穿通孔300的一部分的复合结构304的内边缘318。为了修复内边缘318，可首先将插塞320(诸如，由Teflon形成)设置在穿通孔300内，并且具体地，设置在配件306内。特别地，将插塞320插入穿通孔300的第一端321中。然后，将灌封化合物322(诸如，Epocast 1635A/B灌封化合物)诸如通过穿通孔300的相对第二端323填充到穿通孔300中并与插塞320相对。
在将灌封化合物322插入穿通孔300中之后，然后使用热空气鼓风机324来提供灌封化合物322的初始固化。可选地，作为热空气鼓风机324的替代(或除了热空气鼓风机324之外)，可使用固化炉、加热器等。例如，热空气鼓风机324可在结构302上方吹具有大致150华氏度温度的热空气。经由热空气鼓风机324进行初始固化将灌封化合物322凝固在穿通孔300内。
图6是根据本公开的实施方式的其中有钻头350的穿通孔300的轴向剖视图的图解表示。在通过经由热空气鼓风机324进行初始固化使灌封化合物322凝固之后，使用钻头350钻出穿过灌封化合物322的孔352。孔352可以是略微较小的尺寸，并且被配置为允许筒式加热器100的轴102(图2和图3中所示)穿过孔352中。孔352被确定尺寸，使得灌封化合物322保持固定于复合结构304的内边缘318，内边缘318限定穿通孔300的延伸穿过复合结构304的那部分。
图7是根据本公开的实施方式的其中有筒式加热器100的轴102的穿通孔300的轴向剖视图的图解表示。筒式加热器100的中间部分110设置在穿通孔300的延伸穿过复合结构304的那部分内。因为筒式加热器100的瓦特密度在中间部分110处比在近端108和远端112处更高，所以由筒式加热器100产生的热能集中在复合结构304内，而在近端108和远端112处产生的较低热能减少了近端108和远端112处的热能。另外，近端108和远端112处的较低热能确保结构302的其他部分不会过热。替代地，热能通常集中在穿通孔300的延伸穿过复合结构304的那部分处，由此在复合结构304内提供灌封化合物322的最终固化，以在不需要加热毯或者不需要拆卸结构302的情况下提供高效容易的修复。另选地，可使用加热毯，和/或可拆卸结构302。
在最终固化之后，从穿通孔300去除筒式加热器100。然后，可穿过在复合结构304内完全固化的灌封化合物322钻出全尺寸孔。在至少一个实施方式中，筒式加热器100的轴102可在插入穿通孔300中之前被涂覆有诸如FREKOTE这样的脱模剂，以有助于在最终固化之后从穿通孔中取出筒式加热器100。
图8是根据本公开的实施方式的用于修复穿过结构形成的穿通孔的方法的流程图。参照图5至图8，该方法开始于步骤400，在步骤400处，将插塞320插入形成在结构302中的穿通孔300的第一端321中。接下来，在步骤402处，用灌封化合物33穿过与封堵的第一端321相对的第二端323填充穿通孔300。
在步骤404处，初始地，诸如利用热空气鼓风机324加热或固化灌封化合物322，以使穿通孔300内的灌封化合物322凝固。在灌封化合物322凝固之后，可取出插塞320。
在步骤406处，在灌封化合物凝固之后，穿过灌封化合物322钻出孔352。然后，在步骤408处，将筒式加热器100插入穿过灌封化合物322形成的孔352中。在步骤410处，热能集中在或者以其他方式被引导到期望区域(诸如，在复合结构304内)的里面或上面，以使灌封化合物322完全固化，从而修复穿通孔300。例如，热能可集中在轴102的近端108和远端112之间的中间部分110处。在步骤412处，在预定固化时间之后(和/或在传感器检测到例如足够的固化温度之后)，从穿通孔300中取出筒式加热器100。
图9是根据本公开的实施方式的其中有筒式加热器100的轴的穿通孔300的轴向剖视图的图解表示。在该实施方式中，绝缘体370可设置在穿通孔300的第一端321上。然后，可使用灌封化合物322填充穿通孔300。可选地，可封堵第一端321，如相对于图5示出和描述的。
在灌封化合物322凝固之前，将筒式加热器100的轴102插入穿通孔300内的灌封化合物322中。如所示出的，轴102可延伸穿过结构302的所有层。在至少一个其他实施方式中，可在灌封化合物322之前将轴102插入穿通孔300中。然后，可将灌封化合物322围绕轴102填充在穿通孔300中。例如，灌封化合物可填充轴102和结构302之间的区域中。
然后，启动筒式加热器100以向灌封化合物322提供固化热，如本文中描述的。可用诸如FREKOTE这样的脱模剂涂覆筒式加热器100，脱模剂有助于容易从完全固化的灌封化合物322取出筒式加热器100。在固化步骤并取出筒式加热器100之后，可(但不是必须)穿过灌封化合物322钻出全尺寸的孔。
图10是根据本公开的实施方式的用于修复穿过结构形成的穿通孔的方法的流程图。参考图9和10，该方法开始于步骤500，在步骤500处，可选地将脱模剂施加到筒式加热器100的轴102。
在步骤502处，用灌封化合物322填充结构302的穿通孔300。在步骤504处，在灌封化合物322凝固之前，将筒式加热器100的轴102插入穿通孔300内的灌封化合物322中。可选地，可首先将筒式加热器100的轴102设置在穿通孔300内，并且可将灌封化合物322围绕轴102填充到穿通孔300中。
在步骤506处，启动筒式加热器100，以固化灌封化合物322。在预定的一段时间和/或感测到的固化条件之后，在步骤508处，从灌封化合物中取出筒式加热器100。脱模剂有助于容易地从固化的灌封化合物322取出筒式加热器100。在灌封化合物322固化了并且从灌封化合物322中取出筒式加热器100之后，在步骤510处，可(但不是必须)穿过固化的灌封化合物322钻出全尺寸的孔。
参照图2至图10，取决于穿通孔300的尺寸，可使用不同形状和尺寸的筒式加热器100。已发现，较大直径的筒轴可更高效。例如，被设置成217华氏度温度的具有0.75英寸的直径114的轴102在孔边缘处产生196至205华氏度的温度。被设置成269至274华氏度温度的具有0.50英寸的直径114的轴102在孔边缘处产生199至205华氏度的温度。被设置成450至500华氏度温度的具有0.25英寸的直径114的轴102在孔边缘处产生200至220华氏度的温度。
本公开的实施方式提供了修复在具有至少一种复合材料的结构中形成的穿通孔的方法。该方法包括：用灌封化合物填充穿通孔的至少一部分；将筒式加热器的一部分插入穿通孔中；并且用筒式加热器固化灌封化合物。
如本文中描述，本公开的实施方式提供了修复诸如形成部件的一部分的叠层内的复合材料的高效方法。
尽管可使用诸如顶、底、下、中、横向、水平、竖直、前等这样的各种空间术语和方向术语来描述本公开的实施方式，但是要理解，这些术语仅仅是相对于附图中示出的取向使用的。这些取向可被反转、旋转或以其他方式改变，使得上部是下部并且反之亦然，水平变为竖直，以此类推。
如本文中使用的，“被配置为”执行任务或操作的结构、限定件或元件特别地以与该任务或操作对应的方式在结构上形成、构造或调整。出于清楚和避免疑问的目的，仅能够被修改以执行任务或操作的对象不“被配置为”执行如本文中使用的任务或操作。
另外，本公开包括根据以下条款的实施方式：
条款1.一种修复形成在具有至少一种复合材料的结构(204、302)中的穿通孔(352)的方法，该方法包括以下步骤：
用灌封化合物(322、508)填充所述穿通孔(352)的至少一部分；
将筒式加热器(100)的一部分插入所述穿通孔(352)中；并且
用所述筒式加热器(100)固化所述灌封化合物(322、508)。
条款2.根据条款1所述的方法，所述方法还包括封堵所述穿通孔(352)的第一端(321)，其中，填充步骤发生在封堵步骤之后。
条款3.根据条款1或2所述的方法，其中，固化步骤包括将热能集中在所述筒式加热器(100)的轴(102)的中间部分(110)内，其中，所述中间部分(110)处于所述轴(102)的近端(108、321)和远端(112)之间。
条款4.根据条款1至3中任一项所述的方法，其中，集中步骤还包括在所述近端(108、321)和所述远端(112)处产生比在所述中间部分(110)处更少量的热能。
条款5.根据条款1至4中任一项所述的方法，所述方法还包括初始地加热所述灌封化合物(322、508)以将所述穿通孔(352)内的所述灌封化合物(322、508)凝固。
条款6.根据条款1至5中任一项所述的方法，所述方法还包括钻出穿过在所述穿通孔(352)内凝固的所述灌封化合物(322、508)的孔(352)，并且其中，插入步骤包括将所述筒式加热器(100)的轴(102)插入穿过灌封化合物(322、508)的孔(352)中。
条款7.根据条款1至6中任一项所述的方法，所述方法还包括在固化步骤之后从穿通孔(352)中取出所述筒式加热器(100)的所述一部分。
条款8.根据条款1-7中任一项所述的方法，所述方法还包括在固化步骤之后钻出穿过在结构(204、302)的穿通孔(352)内的灌封化合物(322、508)的全尺寸孔(352)。
条款9.根据条款1至8中任一项所述的方法，所述方法还包括在插入步骤之前将脱模剂施加到所述筒式加热器(100)的所述一部分。
条款10.根据条款1至9中任一项所述的方法，其中，填充步骤发生在插入步骤之前。
条款11.根据条款1至10中任一项所述的方法，其中，填充步骤发生在插入步骤之后。
条款12.根据条款1-11中任一项所述的方法，其中，插入步骤包括在穿通孔(352)内的灌封化合物(322、508)凝固之前将所述筒式加热器(100)的所述一部分插入灌封化合物(322、508)中。
条款13.一种修复形成在具有至少一种复合材料的结构(204、302)中的穿通孔(352)的方法，该方法包括以下步骤：
用灌封化合物(322、508)填充穿通孔(352)的至少一部分；
将筒式加热器(100)的一部分插入穿通孔(352)中；
用筒式加热器(100)固化灌封化合物(322、508)，其中，固化步骤包括将热能集中在筒式加热器(100)的轴(102)的中间部分(110)内，其中，中间部分(110)处于轴(102)的近端(108、321)和远端(321、112)之间，其中，集中热能的步骤包括在近端(108、321)和远端(321、112)处产生比中间部分(110)处更少量的热能；
在固化步骤之后，从穿通孔(352)中取出筒式加热器(100)的所述一部分；并且
在固化步骤和取出步骤之后，钻出穿过在结构(204、302)的穿通孔(352)内的灌封化合物(322、508)的全尺寸孔(352)。
条款14.根据条款13所述的方法，所述方法还包括封堵所述穿通孔(352)的第一端(321)，其中，填充步骤发生在封堵步骤之后。
条款15.根据条款13或14所述的方法，所述方法还包括初始地加热灌封化合物(322、508)以将穿通孔(352)内的灌封化合物(322、508)凝固。
条款16.根据条款13至15中任一项所述的方法，所述方法还包括钻出穿过在穿通孔(352)内凝固的灌封化合物(322、508)的孔(352)，并且其中，插入步骤包括将筒式加热器(100)的轴(102)插入穿过灌封化合物(322、508)的孔(352)中。
条款17.根据条款13至16中任一项所述的方法，所述方法还包括在插入步骤之前将脱模剂施加到所述筒式加热器(100)的所述一部分。
条款18.根据条款13至17中任一项所述的方法，其中，填充步骤发生在插入步骤之前。
条款19.根据条款13至18中任一项所述的方法，其中，填充步骤发生在插入步骤之后。
条款20.根据条款13-19中任一项所述的方法，其中，插入步骤包括在穿通孔(352)内的灌封化合物(322、508)凝固之前将所述筒式加热器(100)的所述一部分插入灌封化合物(322、508)。
要理解，以上描述旨在是例示性的而非限制性的。例如，上述实施方式(和/或其方面)可彼此组合使用。另外，在不脱离本公开的范围的情况下，可进行许多修改，以使特定情形或材料适于本公开的各种实施方式的教导。虽然本文中描述的材料的尺寸和类型旨在限定本公开的各种实施方式的参数，但是实施方式决不是限制性而是示例性实施方式。本领域的技术人员在浏览了以上描述后，将清楚许多其他实施方式。因此，应该参考所附权利要求书以及被赋予这些权利要求书的权利的等同物的全部范围来确定本公开的各种实施方式的范围。在所附权利要求书中，术语“包括”和“其中”被用作相应术语“包括”和“其中”的普通英语等同物。此外，术语“第一”、“第二”和“第三”等仅用作标记，并不旨在对其对象施加数字要求。另外，对以下权利要求书的限制不是用手段加功能格式编写的，除非并且直到没有其他结构的功能的陈述之前的此类权利要求限制明确地使用短语“用于......的装置”。
该书面描述使用示例来公开本公开的某些实施方式，包括最佳模式，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践本公开的各种实施方式，包括制成和使用任何装置或系统并且执行任何合并的方法。本公开的各种实施方式的可授予专利的范围由权利要求书限定，并且可包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求书的字面语言没有不同的结构元件，或者如果示例包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等同结构元件，则这些其他示例旨在在权利要求书的范围内。

Claims (5)

1.一种修复形成在具有至少一种复合材料的结构（204、302）中的穿通孔（352）的方法，该方法包括以下步骤：
用灌封化合物（322、508）填充所述穿通孔（352）的至少一部分；
初始地加热所述灌封化合物（322、508）以将所述穿通孔（352）内的所述灌封化合物（322、508）凝固；
钻出穿过在所述穿通孔（352）内凝固的所述灌封化合物（322、508）的孔；
将筒式加热器（100）的轴（102）插入穿过所述灌封化合物（322、508）的所述孔中；
用所述筒式加热器（100）固化所述灌封化合物（322、508）；
从所述穿通孔（352）中取出所述筒式加热器（100）的所述轴（102）；并且
钻出穿过所述结构（204、302）的所述穿通孔（352）内的所述灌封化合物（322、508）的全尺寸孔。
2.根据权利要求1所述的方法，所述方法还包括封堵所述穿通孔（352）的第一端（321），其中，填充步骤发生在封堵步骤之后。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，固化步骤包括将热能集中在所述筒式加热器（100）的轴（102）的中间部分（110）内，其中，所述中间部分（110）处于所述轴（102）的近端（108、321）和远端（112）之间。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，集中步骤还包括在所述近端（108、321）和所述远端（112）处产生比在所述中间部分（110）处更少量的热能。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，所述方法还包括在插入步骤之前将脱模剂施加到所述筒式加热器（100）的所述一部分。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3089450A1 (fr) * 2018-12-11 2020-06-12 Airbus Operations (S.A.S.) Procédé de fabrication d’un caisson central de voilure d’aéronef comportant au moins un raidisseur présentant au moins un trou traversant et caisson central de voilure d’aéronef obtenu à partir dudit procédé
US20230147009A1 (en) * 2021-11-08 2023-05-11 General Electric Company Composite components and methods of redefining openings in composite components
CN114905776A (zh) * 2022-05-30 2022-08-16 浙江万丰飞机制造有限公司 一种复合材料孔的维修方法
US11851213B1 (en) 2022-10-14 2023-12-26 The Boeing Company Methods and structural gap filler for one-up assembly

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05338037A (ja) * 1992-06-12 1993-12-21 Teijin Ltd フォームコア複合成形品の加工方法
CN106687220A (zh) * 2014-08-27 2017-05-17 赛峰航空器发动机 用于修复零件中的孔的装置和方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4696711A (en) 1983-09-30 1987-09-29 Mcdonnell Douglas Corporation Method for forming holes in composites
US5833795A (en) * 1996-09-19 1998-11-10 Mcdonnell Douglas Corporation Magnetic particle integrated adhesive and associated method of repairing a composite material product
US20080148561A1 (en) 2006-12-22 2008-06-26 Motorola, Inc. Methods for making printed wiring boards
US8465241B2 (en) 2007-10-31 2013-06-18 The Boeing Company Composite fasteners containing multiple reinforcing fiber types
US8844108B2 (en) 2011-07-12 2014-09-30 The Boeing Company Large area repair of composite aircraft
FR2985680B1 (fr) 2012-01-18 2014-02-28 Airbus Operations Sas Procede de reparation d'un trou realise dans un panneau en materiau composite
US9242440B2 (en) * 2013-05-16 2016-01-26 The Boeing Company Thermal curing of cell-based structural arrays
US9365022B2 (en) * 2013-06-11 2016-06-14 Bell Helicopter Textron Inc. System and method of post-cure processing of composite core
US9434139B2 (en) 2014-05-01 2016-09-06 The Boeing Company Structural integrated repair method and system tool device for repairing delaminated composite structures
JP2016016548A (ja) 2014-07-07 2016-02-01 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 熱可塑性樹脂を含む材料の損傷部の補修方法
RU2736761C2 (ru) 2016-04-29 2020-11-19 Зе Боинг Компани Способы и системы отверждения материалов внутри полостей
US10252448B2 (en) * 2016-04-29 2019-04-09 The Boeing Company Methods and systems for curing materials within cavities
US10252447B2 (en) * 2016-04-29 2019-04-09 The Boeing Company Methods and systems for curing materials within cavities
CN106891555A (zh) 2017-03-03 2017-06-27 马琳 利用超声波‑热原位修补热塑性复合材料缺陷的方法
US10549489B2 (en) * 2017-09-24 2020-02-04 The Boeing Company Partial curing of thermoset composites
US10603844B2 (en) * 2017-10-18 2020-03-31 The Boeing Company Apparatus and methods for injecting filler material into a hole in a composite layer

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05338037A (ja) * 1992-06-12 1993-12-21 Teijin Ltd フォームコア複合成形品の加工方法
CN106687220A (zh) * 2014-08-27 2017-05-17 赛峰航空器发动机 用于修复零件中的孔的装置和方法

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