CN111958331A - 一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法 - Google Patents

一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，具体步骤如下：利用复合材料胶接修理工艺方法，采用炭纤维机织布通过J‑349‑1结构胶对待修理区域进行粘接；通过逆向工程软件平台获取待修理区域的外形轮廓，并在此基础上设计制造铝合金盒段并进行开孔；将开孔后的铝合金盒段安装在固化后的胶接修理区域上；机械连接修理完成后，检查修理质量，并恢复表面漆层。本发明通过采用新型复合材料湿法浸润胶接辅助金属加强盒段机械连接修复的方法，解决了一些存有大曲率型面，且整体制造，无法拆解的飞机救生系统某部位的复杂结构，因修理加强区域空间狭小且隔框由平面与曲面共同组成，大曲率曲面无法机械连接，而造成大尺寸损伤孔洞无法修复的问题。

Description

一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法
技术领域
本发明涉及飞机复杂金属结构损伤修复技术领域，具体为一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法。
背景技术
飞机受到弹伤、烧伤或其他意外损伤，造成蒙皮严重变形、裂纹、内部结构损伤甚至大尺寸破孔时，常采用等强度机械连接修理予以解决。机械连接修理是通过螺栓、铆钉等连接件的机械咬合作用将加强盒段与损伤部位连接进而起到力的有效传递，主要有以下优点：接头质量稳定可靠，受环境老化作用影响较小；操作简单，对人员操作技能要求较低。但鉴于飞机结构形式的复杂性以及机体材料使用的多元化等特征，传统的铆接修理具有局限性。
复合材料胶接修理具有结构增重小、抗疲劳性能和耐腐蚀性能好、可设计性强、修补时间短，适合外场快速修补等优点，已被广泛应用于飞机修理中，复合材料胶接修理主要作用是有效的降低修理裂纹的应力强度因子，并把剩余强度恢复到可接受的水平，但针对飞机结构大尺寸孔洞损伤采用该修理方法直接修理显然无法达到修理要求。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提出了一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法。
本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，具体步骤如下：
(一)通过查阅结构图纸或数模确定的隔框腹板厚度参数，并根据剩余刚度匹配原则，确定复合材料胶接修理铺覆层数及加强盒段厚度；
(二)打磨待修理区域，去除表面漆层及阳极化层，并用丙酮清洁待修理区域表面；
(三)利用复合材料胶接修理工艺方法，采用炭纤维机织布通过J-349-1结构胶对待修理区域进行粘接，粘接过程中炭纤维机织布不能与待修理区域内的金属结构接触，避免出现电化学腐蚀；
(四)胶接修理完成后，根据胶接区域的实际结构外形，使用专用夹具对胶接区域进行修正，保证复合材料与隔框之间贴合，接着对胶接区域进行加热固化，固化结束后清理残胶，并对固化区域上多余的复合材料进行毛刺打磨；
(五)通过逆向工程软件平台获取待修理区域的外形轮廓，并在此基础上设计制造铝合金盒段，并进行开孔；
(六)将开孔后的铝合金盒段安装在固化后的胶接修理区域上；
(七)机械连接修理完成后，检查修理质量，并恢复表面漆层。
进一步地，步骤(一)中剩余刚度匹配原则中的匹配公式如下：
EJ×TJ×a＝EB×TB×L
其中：EJ、TJ为结构材料的弹性模量与基材厚度；
EB、TB为修补材料的弹性模量与修补厚度；
a、L分别为基试验件裂纹长度和试验件宽度。
进一步地，步骤(三)中复合材料胶接修理工艺方法的具体过程如下：
(A)确定损伤及修理区域：清洗损伤区域，按缺陷大小形状，用光滑的线条将其圈出，用压敏胶带进行标记；
(B)表面处理：用细砂纸对标记区域进行打磨，打磨后再次清洗，并保持修理区域充分干燥；
(C)补片准备及实施修理：根据原有损伤区域复合材料的大小和铺层信息，选取移动尺寸、一定厚度以及一定铺层的复合材料预浸料和胶接剂进行胶接修理；
(D)修理区域固化：根据胶固化工艺对修理区域进行加热固化，并放置热电偶进行温度监控。
进一步地，步骤(三)中炭纤维机织布胶接的具体过程如下：
(S1)使用两层EW100A炭纤维机织布从内侧对隔框破损腹板面以及圆弧筋条区域进行贴补；
(S2)使用一层EW100A炭纤维机织布、两层CF3031炭纤维机织布从外侧对腹板面以及上部缘条进行贴补。
进一步地，步骤(四)中对胶接区域进行加热固化的过程具体为：使用红外烘灯在80℃的温度下，保持3h。
进一步地，步骤(五)中制造铝合金盒段的具体过程如下：
(a)基于逆向工程软件平台获取零件轮廓；
(b)利用CATIA DSE模块逆向设计获取零件数模；
(c)利用3D打印光固化快速成型技术获取验装件；
(d)若验装件尺寸参数合格，则利用数控铣切加工铝合金盒段；
(e)若验装件尺寸参数不合格，则返回步骤(c)中重新获取，直至尺寸参数合格。
进一步地，步骤(六)中铝合金盒段具体安装过程如下：
(I)将开孔后的铝合金盒段置于胶接区域上，并用J-190填料填充间隙；
(II)使用手持式气动铆钉枪引孔，并采用定位销定位，完成孔预制；
(III)采用铆钉依次进行连接，铆钉连接前涂覆TB06-09底漆并进行湿装配。
本发明的有益效果是：
与现有技术相比，本发明通过采用新型复合材料湿法浸润胶接辅助金属加强盒段机械连接修复的方法，通过对金属加强盒段与损伤腹板之间铺覆复合材料预浸，解决了一些存有大曲率型面，且整体制造，无法拆解且设计材料为铸铝的飞机救生系统某部位的复杂结构，因修理加强区域空间狭小且隔框由平面与曲面共同组成，大曲率曲面无法机械连接，而造成大尺寸损伤孔洞无法修复的问题。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明：
图1为本发明典型大尺寸孔洞损伤的示意图；
图2为本发明中制造铝合金盒段的流程示意图；
图3为本发明中铝合金盒段上开孔的位置分布示意图；
图4为本发明典型大尺寸孔洞修复后的示意图；
图5为本发明实施例中试验件的尺寸示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合附图以及实施例对本发明进一步阐述。
如图1所示，某型飞机典型部位结构为铸造铝合金(ZL116)材料，由于意外情况导致出现孔洞损伤，尺寸大于Φ50mm，
本发明通过一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，对其实施修理，达到结构功能、承载使用要求。具体步骤如下：
(一)通过查阅结构图纸或数模确定的隔框腹板厚度参数，并根据剩余刚度匹配原则，确定复合材料胶接修理铺覆层数及加强盒段厚度。
具体的，剩余刚度匹配原则中的匹配公式如下：
EJ×TJ×a＝EB×TB×L
其中：EJ、TJ为结构材料的弹性模量与基材厚度；
EB、TB为修补材料的弹性模量与修补厚度；
a、L分别为基试验件裂纹长度和试验件宽度。
针对10mm7B04材料铝试验件，如图5所示。
该10mm7B04材料铝试验件的性能参数如下表所示：
E<sub>J</sub>/GPa T<sub>J</sub>/mm E<sub>B</sub>/GPa a/mm L/mm
73.8 10/4 48.3 20 80
带入上式，计算得出当结构材料厚度为10mm、修补方式为单面修补时，理论所需修补材料厚度为3.8mm，为减小裂纹尖端处应力集中及裂纹扩展速度，选取2D70材料(厚度10mm)进行试验验证，采用抽真空加压方式获得的单层CF3031/J-352预浸料厚度约为(2.5～2.7)/8≈(0.31～0.33)mm，因此，尝试性选取三种铺叠厚度对带裂纹试验件进行修理，铺层数分别为10、14、18层，厚度分别为3.1、4.34、5.6mm，得出相应疲劳测试数据如下表：
Figure BDA0002620922470000051
因此，对比三种不同厚度修理效果，拟采用14层对2D70 10mm厚层板进行修复。
(二)打磨待修理区域，去除表面漆层及阳极化层，并用丙酮清洁待修理区域表面。
具体的，打磨时还需要对修理区域以外的区域进行防护，以及做好人员防护，使用丙酮清洁后，需要待丙酮完全挥发后才能进行胶接工作。、
(三)利用复合材料胶接修理工艺方法，采用炭纤维机织布通过J-349-1结构胶对待修理区域进行粘接，粘接过程中炭纤维机织布不能与待修理区域内的金属结构接触，避免出现电化学腐蚀。
具体的，步骤(三)中复合材料胶接修理工艺方法的具体过程如下：
(A)确定损伤及修理区域：清洗损伤区域，按缺陷大小形状，用光滑的线条将其圈出，用压敏胶带进行标记；
(B)表面处理：用细砂纸对标记区域进行打磨，打磨后再次清洗，并保持修理区域充分干燥；
(C)补片准备及实施修理：根据原有损伤区域复合材料的大小和铺层信息，选取移动尺寸、一定厚度以及一定铺层的复合材料预浸料和胶接剂进行胶接修理；
(D)修理区域固化：根据胶固化工艺对修理区域进行加热固化，并放置热电偶进行温度监控。
作为本发明的进一步改进，步骤(三)中炭纤维机织布胶接的具体过程如下：
(S1)使用两层EW100A炭纤维机织布从内侧对隔框破损腹板面以及圆弧筋条区域进行贴补；
(S2)使用一层EW100A炭纤维机织布、两层CF3031炭纤维机织布从外侧对腹板面以及上部缘条进行贴补。
(四)胶接修理完成后，根据胶接区域的实际结构外形，使用专用夹具对胶接区域进行修正，保证复合材料与隔框之间贴合，接着对胶接区域进行加热固化，固化结束后清理残胶，并对固化区域上多余的复合材料进行毛刺打磨。
具体的，使用弓形夹具对胶接区域进行修正。
步骤(四)中对胶接区域进行加热固化的过程具体为：使用红外烘灯在80℃的温度下，保持3h。
(五)通过逆向工程软件平台获取待修理区域的外形轮廓，并在此基础上设计制造铝合金盒段，并进行开孔。
具体的，根据胶接区域的实际结构外形，制造出的铝合金盒段要求较实际结构内缩约2mm。铝合金盒段选用7B04铝。
步骤(五)中制造铝合金盒段的具体过程如下：
(a)基于逆向工程软件平台获取零件轮廓；
(b)利用CATIA DSE模块逆向设计获取零件数模；
(c)利用3D打印光固化快速成型技术获取验装件；
(d)若验装件尺寸参数合格，则利用数控铣切加工铝合金盒段；
(e)若验装件尺寸参数不合格，则返回步骤(c)中重新获取，直至尺寸参数合格。
(六)将开孔后的铝合金盒段安装在固化后的胶接修理区域上。
具体的，步骤(六)中铝合金盒段具体安装过程如下：
(I)将开孔后的铝合金盒段置于胶接区域上，并用J-190填充间隙；
(II)使用手持式气动铆钉枪引孔，并采用定位销定位，完成孔预制；
(III)采用铆钉依次进行连接，铆钉连接前涂覆TB06-09底漆并进行湿装配。
(七)机械连接修理完成后，检查修理质量，并恢复表面漆层。
具体的，步骤(七)中检查修理质量可以通过塞尺等工具检查安装质量。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (7)

1.一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，其特征在于：具体步骤如下：
(一)通过查阅结构图纸或数模确定的隔框腹板厚度参数，并根据剩余刚度匹配原则，确定复合材料胶接修理铺覆层数及加强盒段厚度；
(二)打磨待修理区域，去除表面漆层及阳极化层，并用丙酮清洁待修理区域表面；
(三)利用复合材料胶接修理工艺方法，采用炭纤维机织布通过J-349-1结构胶对待修理区域进行粘接，粘接过程中炭纤维机织布不能与待修理区域内的金属结构接触，避免出现电化学腐蚀；
(四)胶接修理完成后，根据胶接区域的实际结构外形，使用专用夹具对胶接区域进行修正，保证复合材料与隔框之间贴合，接着对胶接区域进行加热固化，固化结束后清理残胶，并对固化区域上多余的复合材料进行毛刺打磨；
(五)通过逆向工程软件平台获取待修理区域的外形轮廓，并在此基础上设计制造铝合金盒段，并进行开孔；
(六)将开孔后的铝合金盒段安装在固化后的胶接修理区域上；
(七)机械连接修理完成后，检查修理质量，并恢复表面漆层。
2.根据权利要求1所述的一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，其特征在于：步骤(一)中剩余刚度匹配原则中的匹配公式如下：
EJ×TJ×a＝EB×TB×L
其中：EJ、TJ为结构材料的弹性模量与基材厚度；
EB、TB为修补材料的弹性模量与修补厚度；
a、L分别为基试验件裂纹长度和试验件宽度。
3.根据权利要求1所述的一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，其特征在于：步骤(三)中复合材料胶接修理工艺方法的具体过程如下：
(A)确定损伤及修理区域：清洗损伤区域，按缺陷大小形状，用光滑的线条将其圈出，用压敏胶带进行标记；
(B)表面处理：用细砂纸对标记区域进行打磨，打磨后再次清洗，并保持修理区域充分干燥；
(C)补片准备及实施修理：根据原有损伤区域复合材料的大小和铺层信息，选取移动尺寸、一定厚度以及一定铺层的复合材料预浸料和胶接剂进行胶接修理；
(D)修理区域固化：根据胶固化工艺对修理区域进行加热固化，并放置热电偶进行温度监控。
4.根据权利要求1所述的一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，其特征在于：步骤(三)中炭纤维机织布胶接的具体过程如下：
(S1)使用两层EW100A炭纤维机织布从内侧对隔框破损腹板面以及圆弧筋条区域进行贴补；
(S2)使用一层EW100A炭纤维机织布、两层CF3031炭纤维机织布从外侧对腹板面以及上部缘条进行贴补。
5.根据权利要求1所述的一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，其特征在于：步骤(四)中对胶接区域进行加热固化的过程具体为：使用红外烘灯在80℃的温度下，保持3h。
6.根据权利要求1所述的一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，其特征在于：步骤(五)中制造铝合金盒段的具体过程如下：
(a)基于逆向工程软件平台获取零件轮廓；
(b)利用CATIA DSE模块逆向设计获取零件数模；
(c)利用3D打印光固化快速成型技术获取验装件；
(d)若验装件尺寸参数合格，则利用数控铣切加工铝合金盒段；
(e)若验装件尺寸参数不合格，则返回步骤(c)中重新获取，直至尺寸参数合格。
7.根据权利要求1所述的一种复杂金属结构大尺寸孔洞损伤修复方法，其特征在于：步骤(六)中铝合金盒段具体安装过程如下：
(I)将开孔后的铝合金盒段置于胶接区域上，并用J-190填充间隙；
(II)使用手持式气动铆钉枪引孔，并采用定位销定位，完成孔预制；
(III)采用铆钉依次进行连接，铆钉连接前涂覆TB06-09底漆并进行湿装配。
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