CN114211785A - 一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，包括如下步骤：(1)受损处处理：将飞机蒙皮破洞损伤部位切下，形成圆形切孔，并对切孔内外两侧的边缘进行打磨；(2)补片准备：制备两个补片I及圆形补片II，所述圆形补片II的直径略小于切孔直径，并对圆形补片II的边缘进行打磨；(3)修复处理：将内、外表面及侧面涂抹胶粘剂I的补片II，置于切孔中，补片II与切孔形成的缝隙区也采用胶粘剂I填充，然后在内外两侧的修补域上通过胶粘剂II粘贴补片I；(4)胶粘剂固化：采用分步固化法固化胶粘剂。本发明提供的工艺方法可应用复合材料去修复飞机中弹时留下的弹孔，同时该工艺能有效的缩短传统工艺的修复时间。
Description
技术领域
本发明涉及一种纤维复合材料维修工艺，具体涉及一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺。
背景技术
飞机蒙皮的作用是维持飞机外形，使之具有很好的空气动力特性。蒙皮承受空气动力作用后将作用力传递到相连的机身机翼骨架上，受力复杂，加之蒙皮直接与外界接触，所以不仅要求蒙皮材料强度高、塑性好，还要求表面光滑，有较高的抗蚀能力。
传统的蒙皮修复工艺包括：轧板→退火→清理→固溶处理→拉伸成型→时效→机械加工→表面处理，传统的修复工艺具有流程多，修复耗时长的问题，本发明提供的工艺方法可应用复合材料去修复飞机中弹时留下的弹孔，同时该工艺能有效的缩短传统工艺的修复时间,可以应用到战事的蒙皮修复，并提高修复部分的耐用度。
发明内容
本发明的技术任务是针对以上现有技术的不足，本发明将复合材料修复技术应用到飞机维修上，提供一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，包括如下步骤：
(1)受损处处理：将飞机蒙皮破洞损伤部位切下，形成圆形切孔，并对切孔内外两侧的边缘进行打磨，打磨后切孔外侧的截面呈倒梯形，内侧截面与外侧截面结构对称；确定蒙皮内外两侧的修补域，修补域用于粘贴补片I；
(2)补片准备：根据修补域的尺寸制备两个补片I；依据切孔尺寸制备圆形补片II，并对圆形补片II的边缘进行打磨，打磨后的补片II截面形状为圆角/倒角矩形；
(3)修复处理：将内、外表面及侧面涂抹胶粘剂I的补片II，置于切孔中，补片II与切孔形成的缝隙区也采用胶粘剂I填充，然后在内外两侧的修补域上通过胶粘剂II粘贴补片I；
(4)胶粘剂固化：采用分步固化法固化胶粘剂。
进一步地，所述补片I、补片II的材质为碳纤维预浸料和玻璃纤维预浸料，纤维铺层采用玻璃纤维0/90加碳纤维0/90/0/90的混合铺层形式。
进一步地，所述步骤(2)中补片I呈圆形，直径为切孔直径的1.5～3.0倍。
进一步地，所述步骤(2)中补片II的直径比切孔直径小1～2mm，补片II的厚度为蒙皮厚度的80％～90％。
进一步地，所述步骤(1)修补域确定后，需将范围内喷漆打磨干净，并进行阳极化处理；完成后用丙酮擦干备用；所述步骤(2)中补片II打磨后用丙酮清洗其表面，然后擦干备用。
进一步地，所述步骤(3)中，所述胶粘剂I为质量比7～15：2～3：1的结构胶、碳纤维短切丝和碳粉混合物。
进一步地，所述碳纤维短切丝的尺寸为1mm～6mm。
进一步地，所述步骤(3)中，所述胶粘剂II为质量比为1：10～15的碳粉与结构胶的混合物。
进一步地，所述结构胶为EA9396型或EA9309.3型结构胶。
进一步地，所述步骤(4)中，采用用热补仪进行固化，真空处理，分步固化法为：(1)10分钟内均匀升温至40℃～60℃；(2)5分钟内均匀升温至70℃～80℃；(3)保温110～130分钟；(4)35～55分钟恢复温度至室温、压强至标准大气压。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：
与传统飞机蒙皮修复相比具有维修时间短，维修工艺简单，操作方便，对未损坏部位破坏小，与单面修补相比修补后部位的抗疲劳抗拉伸强度等都有明显提高。
附图说明
图1是飞机蒙皮切孔结构示意图；
图2是飞机蒙皮切孔边缘打磨后的截面示意图；
图3是补片I的结构示意图；
图4是补片I的径向截面示意图；
图5是补片II的俯视结构示意图；
图6是补片II的侧视结构示意图；
图7是补片II的径向截面示意图；
图8是飞机蒙皮修复处理示意图；
图9是未破损的飞机蒙皮母板拉伸载荷-位移曲线；
图10是破损的飞机蒙皮母板拉伸载荷-位移曲线；
图11是破损的飞机蒙皮母板修补后经粗磨处理的拉伸载荷-位移曲线；
图12是破损的飞机蒙皮母板修补后经细磨处理的拉伸载荷-位移曲线；
附图标记：1-切孔；2-补片I；3-补片II；4-胶粘剂I；5-胶粘剂II。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例
(1)受损处处理：
首先观察受损部位，找到受损部位变形轮廓，用记号笔将其轮廓画清，将受冲击导致发生形变的部位，以击穿孔中心至发生形变的边缘为半径成圆形标记后，利用风笔和电磨等工具延标记轮廓将其切下，形成切孔(如图1所示)，用风笔对切孔边缘进行处理，打磨后切孔外侧的截面呈倒梯形(上底面长度大于下底面长度的等腰梯形)，内侧截面与外侧截面结构对称(如图2所示，图中方位上为外侧、下为内侧)；
在切孔外向外延展至切孔直径2倍的区域，用铅笔标记为修补域(内外两侧，由于直升机蒙皮曲面的复杂性该形状可以为圆形、圆角矩形或椭圆形，本实施例中为圆形)，即补片1的轮廓，选择1000目砂纸将蒙皮修补域内外两侧喷漆打磨干净，用磷酸阳极化等电化学处理方法对修补域进行处理。
(2)补片准备：
将碳纤维预浸料和玻璃纤维预浸料裁剪预制成补片(根据不同使用要求也可使用硼纤维、芳纶等)，铺层方面，因为该方案为双面修补方案并且考虑其长期使用，所以纤维铺层按玻璃纤维0/90加碳纤0/90/0/90铺层；尺寸方面，根据受损弹孔大小会有所调整。
将预制的补片切割成圆形补片I(如图3、4所示)，圆形相比于圆角矩形其对于各个方向的受力比较均衡，圆角矩形的选择具有方向性，因此本实施例中补片I采用圆形；补片I直径为切孔直径的2倍；
将预制的补片切割成比切孔直径小1mm的圆形补片II，补片II的厚度为蒙皮厚度的80％，利用风笔将轮廓边缘处理，处理后的补片II截面呈带倒角的矩形(如图5、6、7所示)；
用电磨处理补片I、II表面，增加胶接剂与补片的粘合程度，使其与复材和机身的连接能力进一步提高(这里打磨方向可根据修复本体的打磨情况选择不同的打磨角度)，最后，用丙酮清洗其表面擦干后备用。
(3)修复处理：
按质量比15：2：1将EA9309.3型结构胶与2mm的碳纤维短切丝和碳粉进行充分混合制得胶粘剂I，碳纤维短切丝具有轻质、高强、高模、耐腐蚀、导电、屏蔽性能好、吸波性高等特点，因此，加入适量纤维丝可以提高修补质量，同时加入玻璃纤维可以防止碳纤维与蒙皮发生电化学腐蚀，从而提高修补部位的耐用性。按质量比15：1的将EA9309.3型结构胶与碳粉进行混合，制得胶粘剂II，碳粉可以增加其流动性，可使结构胶充分填充缝隙。
如图8所示，将胶粘剂I均匀的涂抹在补片II的内、外表面及侧面，将补片II置于切孔中，补片II与切孔形成的缝隙区也采用胶粘剂I填充；将胶粘剂II涂抹在补片I的单侧表面，然后将补片I粘贴在蒙皮内外两侧修补域上。
(4)胶粘剂固化：用热补仪进行固化，真空处理，固化工艺为：
S1.在10分钟内均匀的提高温度至50℃；
S2.在第10分钟至第15分钟间均匀的提高温度至75℃；
S3.保持此状态至第135分钟；
S4.至第180分钟恢复温度至室温、压强至标准大气压。
在S1阶段，预浸料和胶粘剂平缓固化，使胶充分填充缝隙；在S2、S3阶段，通过提高固化温度来提高预浸料和胶粘剂的固化度。
(5)打磨、涂层：固化工艺后，将蒙皮表面和固化后的复合材料交汇处多余的树脂和非理想的工艺外形进行修整打磨，使其基本符合蒙皮破损前的外形结构，降低维修所带来的流体性能损失。先用200目砂纸进行粗打磨，待外形基本合格后用1000砂纸进行一般打磨，最后用2000目砂纸进行细打磨，完成对蒙皮表面的修整打磨。一切外形修整完毕后，对修整过的蒙皮表面进行喷漆、涂层工艺，以降低维修所带来的隐身性能损失。
实施例2
实施例2与实施例1的区别在于：
补片I为圆形，补片I直径为切孔直径的2.5倍；补片II为圆形，补片II的厚度为蒙皮厚度的90％，直径比切孔直径小1.5mm；胶粘剂I由EA9396型结构胶与4mm的碳纤维短切丝和碳粉按照质量比10：3：1进行充分混合制得；胶粘剂II由EA9396型结构胶与碳粉按照质量比10：1充分混合制得；其余处理与修复方式与实施例1相同。
此外，本实施例的固化工艺为：S1.在10分钟内均匀的提高温度至40℃；S2.在第10分钟至第15分钟间均匀的提高温度至70℃；S3.保持此状态至第145分钟；S4.至第180分钟恢复温度至室温压强至标准大气压。
实施例1的飞机蒙皮修复前后，拉伸试验测试结果如图9～12所示：
可以看出，未破损的飞机蒙皮母板最大拉伸载荷为54017N；破损后蒙皮最大拉伸载荷为18900N；双面修补后，对修补处粗磨，粗磨后试件最大拉伸载荷为53468N，为母板强度的99％，而且试件损坏部分是蒙皮本身并非胶接部分，而是修补域之外的部分，理论上双面粗磨的强度要好于母板；粗磨后对修补处细磨，细磨后试件最大拉伸载荷48051N，为母板强度的89％，其破损部位是胶接部分。因此粗磨的修补效果要好于细磨，考虑到长期使用应选用粗磨。
以上技术方案阐述了本发明的技术思路，不能以此限定本发明的保护范围，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上技术方案所作的任何改动及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (10)
1.一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，包括如下步骤：
(1)受损处处理：将飞机蒙皮破洞损伤部位切下，形成圆形切孔，并对切孔内外两侧的边缘进行打磨，打磨后切孔外侧的截面呈倒梯形，内侧截面与外侧截面结构对称；确定蒙皮内外两侧的修补域，修补域用于粘贴补片I；
(2)补片准备：根据修补域的尺寸制备两个补片I；依据切孔尺寸制备圆形补片II，并对圆形补片II的边缘进行打磨，打磨后的补片II截面形状为圆角/倒角矩形；
(3)修复处理：将内、外表面及侧面涂抹胶粘剂I的补片II，置于切孔中，补片II与切孔形成的缝隙区也采用胶粘剂I填充，然后在内外两侧的修补域上通过胶粘剂II粘贴补片I；
(4)胶粘剂固化：采用分步固化法固化胶粘剂。
2.根据权利要求1所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述补片I、补片II的材质为碳纤维预浸料和玻璃纤维预浸料，纤维铺层采用玻璃纤维0/90加碳纤维0/90/0/90的混合铺层形式。
3.根据权利要求1所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述步骤(2)中补片I为补片I呈圆形，直径为切孔直径的1.5～3.0倍。
4.根据权利要求1所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述步骤(2)中补片II的直径比切孔直径小1～2mm，补片II的厚度为蒙皮厚度的80％～90％。
5.根据权利要求1所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述步骤(1)修补域确定后，需将范围内喷漆打磨干净，并进行阳极化处理；完成后用丙酮擦干备用；所述步骤(2)中补片II打磨后用丙酮清洗其表面，然后擦干备用。
6.根据权利要求1所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述步骤(3)中，所述胶粘剂I为质量比7～15：2～3：1的结构胶、碳纤维短切丝和碳粉混合物。
7.根据权利要求6所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述碳纤维短切丝的尺寸为1mm～6mm。
8.根据权利要求1所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述步骤(3)中，所述胶粘剂II为质量比为1：10～15的碳粉与结构胶的混合物。
9.根据权利要求7或8中所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述结构胶为EA9396型或EA9309.3型结构胶。
10.根据权利要求1所述的一种飞机蒙皮破洞型损伤的复合材料修复工艺，其特征在于，所述步骤(4)中，所述步骤(4)中，采用用热补仪进行固化，真空处理，分步固化法为：(1)10分钟内均匀升温至40℃～60℃；(2)5分钟内均匀升温至70℃～80℃；(3)保温110～130分钟；(4)35～55分钟恢复温度至室温、压强至标准大气压。
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