CN112014473A - 一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机修复领域，具体是一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法，其具体步骤如下：S1：设计优化CF3031/J‑352浸润配比方案；S2：针对典型结构部位；S3：砂纸打磨；S4：湿润铺叠；S6：加热固化：使用可控温加热设备，通过吹热风的方法对胶接区域进行加热固化；S6：固化结束后，清除多余残胶；S7：利用超声无损检测方式对胶接区域检查修复质量；S8：恢复修理区域漆层，利用纤维布浸润湿法胶接修理技术，对故障实施单侧补强修理，轻松应对复杂异形金属结构裂纹故障，极大降低裂纹处的应力水平、延长结构件的疲劳寿命。

Description

一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法
技术领域
本发明涉及飞机修复领域，具体是一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法。
背景技术
为满足飞机重量轻、强度高等要求，飞机框、梁结构主要以铝合金结构为主。随着服役时间的增加，在疲劳裂纹和腐蚀老化的影响下，金属结构性能退化严重，严重影响飞机的服役寿命。目前，在飞机未达到飞行寿命前，针对此类疲劳裂纹损伤常采用机械连接和复合材料胶接修理方法，传统的机械连接修理是根据飞机损伤结构外形，合理设计金属加强盒段，采用铆接或螺接的方式在损伤部位进行局部加强；复合材料胶接修理采用补片胶接贴补修理损伤结构，但由于飞机结构大都以大曲率、框梁结构为主，且由于制造原因，飞机结构大都存在差异性，此类方法无法完全匹配实际修理结构，导致修理间隙大，较大应力集中，难以满足实际修理需求。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法。
一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法，其具体步骤如下：
S1：设计优化CF3031/J-352浸润配比方案；
S2：针对典型结构部位：根据修理区域厚度，确定修补材料总厚度，计算需铺覆CF3031/J-352层数；
S3：砂纸打磨：对未修理区域进行防护，采用砂纸打磨处理，去除表面阳极化层，用溶剂进行清洗并烘干处理；
S4：湿润铺叠：修复采用8层CF3031/J-352预浸料依次铺叠至待修复区域，利用加压工装预压实，时长不低于15min；
S5：预压实后清理多余残胶；
S6：加热固化：使用可控温加热设备，通过吹热风的方法对胶接区域进行加热固化；
S6：固化结束后，清除多余残胶；
S7：利用超声无损检测方式对胶接区域检查修复质量；
S8：恢复修理区域漆层。
所述的步骤S1中的浸润配比为44％。
所述的步骤S4中的修复采用碳纤维湿法浸润结构胶依次铺叠至待修复区域。
所述的步骤S3中的砂纸为60#砂纸，清洗的溶剂为丙酮、酒精类。
所述的步骤S4中预压实是每4层进行1次室温加压。
所述的步骤S6中升、降温速率控制在1.5～2℃/min,按照J-352结构胶工艺要求，升温至65℃后，保温3h。
本发明的有益效果是：利用纤维布浸润湿法胶接修理技术，对故障实施单侧补强修理，轻松应对复杂异形金属结构裂纹故障，极大降低裂纹处的应力水平、延长结构件的疲劳寿命。
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为本发明的典型修理部位结构示意图一；
图2为本发明的典型修理部位结构示意图二；
图3为本发明的典型修理部位结构示意图三；
图4为本发明的无损检测不同浸润比44％含胶量C扫照片内部示意图；
图5为本发明的无损检测不同浸润比55％含胶量C扫照片内部示意图；
图6为本发明的试验验证试验件结构示意图；
图7为本发明的图6的I局部放大裂纹结构示意图
图8为本发明的疲劳次数对比结构示意图。
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，下面对本发明进一步阐述。
如图1至图8所示，一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法，其具体步骤如下：
S1：设计优化CF3031/J-352浸润配比方案；
S2：针对典型结构部位：根据修理区域厚度，确定修补材料总厚度，计算需铺覆CF3031/J-352层数；
S3：砂纸打磨：对未修理区域进行防护，采用砂纸打磨处理，去除表面阳极化层，用溶剂进行清洗并烘干处理；
S4：湿润铺叠：修复采用8层CF3031/J-352预浸料依次铺叠至待修复区域，利用加压工装预压实，时长不低于15min；
S5：预压实后清理多余残胶；
S6：加热固化：使用可控温加热设备，通过吹热风的方法对胶接区域进行加热固化；
S6：固化结束后，清除多余残胶；
S7：利用超声无损检测方式对胶接区域检查修复质量；
S8：恢复修理区域漆层。
所述的步骤S1中的浸润配比为44％。
利用纤维布浸润湿法胶接修理技术，对故障实施单侧补强修理，轻松应对复杂异形金属结构裂纹故障，极大降低裂纹处的应力水平、延长结构件的疲劳寿命。
如图6和图7所示，采用与飞机结构件相同的7B04材料加工试验件，利用线切割预制裂纹，开展机织物浸润胶接修理试验，对比不同温度环境下裂纹修复效果。
使用CF3031碳纤维机织物浸润J-352结构胶湿法胶接修理方法，可以很好解决的飞机典型结构裂纹故障，保证了飞机安全，延长了飞机使用寿命，具有很高的经济效益。
所述的步骤S4中的预压实是每4层进行1次室温加压。
如图1所示，图中标号A为槽内修理区域。
对比38％、44％、50％三种配比浸润条件力学性能，其中38％贫胶较严重，不能完全浸润，44％、50％数据如表1所示；
表1 CF3031和J-352配比参数确定
Figure BDA0002603734400000041
对比44％和50％两种含胶量全尺度超声C扫图片发现，如图2所示，两种含胶量复合材料制件能量衰减较多情况，标尺黄白色部分占比较少，且分布不均，证明两种制件内部缺陷较少，存有少量缺陷原因分析在于织物浸润过程中采用手糊操作，存在不均匀情况，且固化采用真空袋抽真空电热毯辅助加热的方式进行固化，压力和温度均匀性难以达到热压罐成型标准，导致固化过程中遗留气泡难以排出。
对于典型修理疲劳试验件，由于碳纤维和铝合金热膨胀系数存在差异，随着温度的变化，两材料间为保持变形协调会产生一定热应力。考虑飞机结构的实际使用温度范围为-55℃-60℃，常温为25℃，结构最大温差范围为-55℃-25℃，以此温度边界条件考察修理疲劳试验件热应力大小，7B04铝合金的热膨胀系数为2.2×10-5/℃，修理疲劳试验件的热应力有限元计算结果显示铝合金试验件最大应力为141MPa在裂纹尖端，复合材料补片最大应力为202MPa，在补片0°层边缘，胶层剪力的最大剪应力为16.2MPa。
有限元分析表明最大剪应力为16.2MPa，小于结构胶的剪切强度，表明环境温度变化不会导致胶接面脱粘。
所述的步骤S4中的修复采用碳纤维湿法浸润结构胶依次铺叠至待修复区域。
所述的步骤S3中的砂纸为60#砂纸，清洗的溶剂为丙酮、酒精类。
如图8所示，为充分验证不同环境下采用CF3031/J352湿法胶接修理效果，疲劳试验参数Pmax＝99Kn，Pmin＝0，正弦波R＝0，环境分为常温和低温-55℃，得出结论：对比常温环境下疲劳次数，由未修理试验件，即2242次提升至修理后，即6039次，修理提升169％，低温-55℃条件下进行疲劳试验发现，疲劳次数较未修理件，提升196％，证明不同环境下采用湿法胶接修理均能起到较好的修理效果。
所述的步骤S6中升、降温速率控制在1.5～2℃/min,按照J-352结构胶工艺要求，升温至65℃后，保温3h。
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 (5)

1.一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法，其特征在于：其具体步骤如下：
S1：设计优化CF3031/J-352浸润配比方案；
S2：针对典型结构部位：根据修理区域厚度，确定修补材料总厚度，计算需铺覆CF3031/J-352层数；
S3：砂纸打磨：对未修理区域进行防护，采用砂纸打磨处理，去除表面阳极化层，用溶剂进行清洗并烘干处理；
S4：湿润铺叠：修复采用8层CF3031/J-352预浸料依次铺叠至待修复区域，利用加压工装预压实，时长不低于15min；
S5：预压实后清理多余残胶；
S6：加热固化：使用可控温加热设备，通过吹热风的方法对胶接区域进行加热固化；
S6：固化结束后，清除多余残胶；
S7：利用超声无损检测方式对胶接区域检查修复质量；
S8：恢复修理区域漆层。
2.根据权利要求1所述的一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法，其特征在于：所述的步骤S1中的浸润配比为44％。
3.根据权利要求1所述的一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法，其特征在于：所述的步骤S4中的修复采用碳纤维湿法浸润结构胶依次铺叠至待修复区域。
4.根据权利要求1所述的一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法，其特征在于：所述的步骤S4中的预压实是每4层进行1次室温加压。
5.根据权利要求1所述的一种解决飞机复杂金属型面结构裂纹的湿法胶接修理方法，其特征在于：所述的步骤S6中升、降温速率控制在1.5～2℃/min,按照J-352结构胶工艺要求，升温至65℃后，保温3h。
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