CN111703587A - 一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法，针对飞机电加温前缘受到气流振动、外来物撞击等原因，引起前缘蒙皮受力疲劳或失效，从而导致电加温前缘蒙皮裂纹的故障，以及飞机电加温前缘受高温、潮湿环境、气流振动等原因，引起前缘蒙皮与外界潮湿空气发生的电化学腐蚀，从而导致电加温前缘蒙皮腐蚀穿孔损伤的故障。通过对蒙皮和补片材料分析，确定铝基粉末材料作为激光熔覆焊接修复材料，该材料与前缘蒙皮材料力学性能、高温抗氧化性能相当，可满足使用中高温、强气流的使用要求，通过应用结构修理工艺和激光熔覆焊接工艺相结合的方法，对飞机前缘蒙皮裂纹、腐蚀的故障进行修复，经过外观检查、无损检测、装机验证保证使用可靠性。

Description

一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法

技术领域

本发明属于飞机机体结构零部件裂纹腐蚀的焊接修复技术领域，具体为一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法。

背景技术

电加温前缘为飞机防冰系统的重要零部件，飞机在结冰气象条件下，前缘通过电加温元件产生持续均匀分布的热量来加热尾翼进行除冰。飞机大修故障检查时发现一是尾翼电加温前缘外蒙皮受外力(气流或撞击)作用产生裂纹；二是尾翼电加温前缘外蒙皮腐蚀穿孔超差，超过工艺规定“腐蚀穿孔直径不大于

”的修理标准。故障情况如图1、图2所示。

飞机结构修理工艺规定：“蒙皮产生裂纹时，应止裂、加强、挖补、切割或换新”；但尾翼电加温前缘为层状复合结构，主要由内、外蒙皮、绝缘层、电加温元件等组成；电加温元件和绝缘层通过特种工艺利用模具中复合成型，成型后的电加温元件和绝缘层与内、外蒙皮胶合在一起，如图3所示。该成型方法避免了传统铆接工艺造成内、外蒙皮与电加温元件之间短路的可能，从而避免电加温防冰前缘由于短路造成失效，但也带来了修理中若采用传统的结构修理加强、挖补的方法，易造成电加温元件中的电阻丝与铆钉、蒙皮接触，引起前缘电加温元件短路造成失效，影响飞行安全的问题(此种现象已多次发生，并造成坠机和人员伤亡)。

飞机在中、高空和低温气象条件下飞行时，电加温前缘经常受到强气流、冰、雪的冲击，通过电加温元件对飞机前缘结冰区域通过均匀连续的加热进行除冰。电加温前缘在使用过程中或一个翻修周期后，前缘外蒙皮会出现不同程度的裂纹、腐蚀或腐蚀穿孔。由于电加温元件复合固化在前缘内、外蒙皮之间为一次成型部件，后期无法单独分离进行局部修理，若采用传统的结构修理贴补加强方法，势必会造成电加温元件与铆钉、内、外蒙皮接触，引起前缘电加温元件短路，飞机电加温功能失效。若换新外蒙皮，无法将整件的前缘加热元件、内蒙皮与外蒙皮分离，只能采用整体换新电加温前缘的办法进行修理，换新工艺复杂、生产成本大、供货周期长，不能满足飞机修理周期要求。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，申请人进行了飞机电加温前缘蒙皮裂纹、腐蚀激光熔覆修复材料、修复方法和应用的研究，进而提出一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法。

本发明的技术方案为：

所述一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：配制激光熔覆材料：

激光熔覆材料成分配比为：按重量百分比：Si：8.0～10.5、Mg：0.45～1.0、Mn：0.2～0.5、Cu≤0.1、其余为Al；

步骤2：依据待修复的飞机电加温前缘结构图纸，制作焊接试片，采用材料为3A21的铝板制作焊接补片，进行焊接参数实验，使焊接时的能量仅焊透焊接补片和外蒙皮，并不对电加温复合层造成影响；

步骤3：对焊接试片进行性能测试，性能测试合格后确定焊接参数；

步骤4：对待修复的飞机电加温前缘需焊修部位周边蒙皮进行打磨，去掉外蒙皮上的阳极化层，并将需焊修部位区域和焊接补片清洗干净；

步骤5：对于裂纹缺陷，在蒙皮裂纹两端钻止裂孔，并涂工业修补剂，对裂纹处进行外观整形；对于腐蚀或腐蚀穿孔缺陷，在腐蚀或腐蚀穿孔处涂工业修补剂，并对腐蚀处进行外观整形；

步骤6：按照需焊修部位区域外形，采用材料为3A21的铝板制作焊接补片，焊接补片与前缘需焊修部位区域的外形一致；

步骤7：利用计算机精确控制激光焊接时的各项参数输出，进行激光熔覆焊接补片，使焊接时的能量仅焊透焊接补片和外蒙皮，不对电加温复合层造成影响；

步骤8：检查修复区域外观质量，要求修复区域焊缝光滑、连续、饱满，不允许有未焊透、气孔、砂眼焊接缺陷；

步骤9：步骤8检查合格后，对焊接补片四周进行打磨倒角处理，减少应力集中，并对焊修部位进行氧化；

步骤10：荧光检查修复部位及其附近表面，不允许存在气孔、夹杂和裂纹缺陷；检查前缘之间电路的导通性和电加温元件与蒙皮之间的绝缘性；

步骤11：步骤10检查合格后，清洁焊修部位，在焊修部位涂密封剂，提高焊修部位的防水、耐腐蚀性；然后在前缘外表面蒙皮喷漆。

进一步的，激光熔覆材料为粒度在50～150μm的合金粉末。

进一步的，采用材料为3A21厚度为0.6mm的铝板制作焊接补片。

进一步的，采用1200S阿洛丁对焊修部位进行氧化。

进一步的，在焊修部位涂XM-33密封剂。

有益效果

本发明提出的修复方法与传统铆接结构修理工艺相比：该方法具有工艺简单、周期短、成本低，从根本上避免了传统铆接结构修理工艺可能造成的电加温前缘短路的风险，对飞机前缘蒙皮性能无影响等优点。采用本发明方法，目前已修复某型飞机电加温前缘20余件，装机出厂飞机9架，使用情况良好。采用本方法不仅保证了飞机大修任务的按时交付，而且降低了电加温前缘采购周期长、成本大的压力，每年节约成本近100万元，具有十分显著的军事效益和经济效益。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：前缘蒙皮裂纹；

图2：前缘腐蚀穿孔；

图3：前缘层状复合结构；

其中：1外蒙皮 2绝缘层 3隔板 4内蒙皮 5绝热层 6电阻丝 7汇流条；

图4：前缘激光熔覆焊接补片；

图5：前缘修复合格示意图。

具体实施方式

电加温前缘为某型飞机防冰系统的重要零部件，飞机在中、高空和低温气象条件下飞行时，通过电加温元件产生持续均匀分布的热量来加热前缘进行除冰。电加温前缘在使用中经常受外力作用(气流振动、外来物撞击)产生裂纹；并且使用中反复受到高温、强气流、潮湿环境作用，因此在使用一个翻修周期后，前缘外蒙皮就会出现不同程度的不同程度的裂纹、腐蚀穿孔等损伤。

针对飞机不同材质多层结构电加温前缘外蒙皮裂纹、腐蚀的故障，本发明在初步结构修理的基础上，采用焊接补片，进行激光熔覆贴补加强材料和方法的研究，以解决两方面问题：

(1)电加温前缘蒙皮裂纹、腐蚀结构修理时采用传统铆接方法贴补加强风险大，易造成电加温元件与铆钉接触短路的风险，使飞机电加温前缘功能失效；

(2)若切割或更换新蒙皮不仅工艺复杂，而且生产成本大、周期长，不能满足正常修理周期要求。

激光熔覆技术主要应用于零件表面改性，而对于飞机多层结构、不同材质电加温前缘蒙皮裂纹、腐蚀的修复等相关方面的应用，未见有类似报道；为此，进行了飞机电加温前缘蒙皮裂纹、腐蚀激光熔覆修复材料、修复方法和应用的研究，研究过程主要包括以下四个部分：

①激光熔覆材料的选择；②修复方法和工艺适应性研究；③熔覆层成型控制；④补片质量检测和考核。

确定激光熔覆材料：

依据飞机电加温前缘外蒙皮以及采用的焊接补片材质(3A21)的性能指标和前缘的使用环境、结构特点，通过大量对比试验，确定了激光熔覆材料为一种铝基合金粉末，其成分配比为(重量百分比)：Si：8.0～10.5、Mg：0.45～1.0、Mn：0.2～0.5、Cu≤0.1、其余为Al；而铝基合金粉末粒度进一步优选为50～150μm。该激光熔覆材料与前缘蒙皮材料力学性能、高温抗氧化性能相当，可满足使用中高温、强气流的使用要求。

修复方法和工艺适应性研究：

依据图纸按飞机尾翼前缘材料和厚度制作焊接试片，并选择焊接补片，本实施例中根据外蒙皮材料，选择材料为3A21的铝板制作焊接补片，并优选铝板厚度0.6mm。利用焊接试片和焊接补片进行焊接参数实验和参数的确定，并且使焊接时的能量仅焊透焊接补片和外蒙皮，并不对电加温复合层造成影响，保证了电加温前缘除冰装置的功能。之后对焊接试片进行性能测试，在焊接试片测试合格后，确定焊接参数。

实际焊接前，对飞机电加温前缘蒙皮裂纹区域需焊修部位周边外蒙皮进行打磨，例如用400#砂纸进行手工打磨，去掉外蒙皮上的阳极化层，并将电加温前缘外蒙皮需焊修部位区域和焊接补片清洗干净，例如采用无水乙醇(CH₃CH₂OH)进行清洗，以便于焊接。

对于蒙皮裂纹，在裂纹两端2mm处钻止裂孔，并涂2311(Q/HT20)工业修补剂，对裂纹处进行外观整形；而对于腐蚀或腐蚀穿孔，则在腐蚀或腐蚀穿孔处涂工业修补剂2311(Q/HT20)，对腐蚀处进行外观整形。

按裂纹、腐蚀部位外形制作焊接补片，焊接补片保证与前缘需焊修部位区域外形一致。

熔覆层成型控制：

实际焊接时，利用计算机精确控制激光焊接时的各项参数输出，使焊接时的能量仅焊透焊接补片和外蒙皮，并不对电加温复合层造成影响，保证了电加温前缘除冰装置的功能。

补片质量检测和考核：

目视(或10倍放大镜)检查修复区外观质量，要求修复区焊缝光滑、连续、饱满，不允许有未焊透、气孔、砂眼等焊接缺陷。对焊片四周进行打磨倒角处理，减少应力集中，用1200S阿洛丁对焊修部位进行氧化。荧光检查修复部位及其附近表面，不允许存在气孔、夹杂和裂纹等缺陷。检查尾翼前缘之间电路的导通性和电加温元件与蒙皮之间的绝缘性。清洁焊修部位，在焊修部位涂XM-33密封剂(Q/6S 217-1989)，提高焊修部位的防水、耐腐蚀性。前缘外表面蒙皮喷漆。

将结构修理后焊修合格的前缘装机，待飞机试飞合格后，对焊修补片进行性能检测。而飞机返厂大修时，分解尾翼前缘，对焊修补片进行性能检测。

本发明采用激光熔覆焊接补片性能测试，进行了焊接工艺参数优化，采用小批量故障件修复性能测试、装机试飞及外场飞行验证。激光熔覆焊接修复产品如图4所示，可见激光熔覆焊接补片与前缘蒙皮结合良好，无未焊接、裂纹等缺陷。经表面密封防水、喷漆等结构修理工序，前缘修复完成，如图4、5所示。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (5)

1.一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：配制激光熔覆材料：

激光熔覆材料成分配比为：按重量百分比：Si：8.0～10.5、Mg：0.45～1.0、Mn：0.2～0.5、Cu≤0.1、其余为Al；

步骤2：依据待修复的飞机电加温前缘结构图纸，制作焊接试片，采用材料为3A21的铝板制作焊接补片，进行焊接参数实验，使焊接时的能量仅焊透焊接补片和外蒙皮，并不对电加温复合层造成影响；

步骤3：对焊接试片进行性能测试，性能测试合格后确定焊接参数；

步骤4：对待修复的飞机电加温前缘需焊修部位周边蒙皮进行打磨，去掉外蒙皮上的阳极化层，并将需焊修部位区域和焊接补片清洗干净；

步骤5：对于裂纹缺陷，在蒙皮裂纹两端钻止裂孔，并涂工业修补剂，对裂纹处进行外观整形；对于腐蚀或腐蚀穿孔缺陷，在腐蚀或腐蚀穿孔处涂工业修补剂，并对腐蚀处进行外观整形；

步骤6：按照需焊修部位区域外形，采用材料为3A21的铝板制作焊接补片，焊接补片与前缘需焊修部位区域的外形一致；

步骤7：利用计算机精确控制激光焊接时的各项参数输出，进行激光熔覆焊接补片，使焊接时的能量仅焊透焊接补片和外蒙皮，不对电加温复合层造成影响；

步骤8：检查修复区域外观质量，要求修复区域焊缝光滑、连续、饱满，不允许有未焊透、气孔、砂眼焊接缺陷；

步骤9：步骤8检查合格后，对焊接补片四周进行打磨倒角处理，减少应力集中，并对焊修部位进行氧化；

步骤10：荧光检查修复部位及其附近表面，不允许存在气孔、夹杂和裂纹缺陷；检查前缘之间电路的导通性和电加温元件与蒙皮之间的绝缘性；

步骤11：步骤10检查合格后，清洁焊修部位，在焊修部位涂密封剂，提高焊修部位的防水、耐腐蚀性；然后在前缘外表面蒙皮喷漆。

2.根据权利要求1所述一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法，其特征在于：激光熔覆材料为粒度在50～150μm的合金粉末。

3.根据权利要求1所述一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法，其特征在于：采用材料为3A21厚度为0.6mm的铝板制作焊接补片。

4.根据权利要求1所述一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法，其特征在于：步骤9中，采用1200S阿洛丁对焊修部位进行氧化。

5.根据权利要求1所述一种对飞机电加温前缘蒙皮裂纹腐蚀故障的修复方法，其特征在于：步骤11中，在焊修部位涂XM-33密封剂。

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