CN115534364A - 一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法 - Google Patents

一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，包括以下步骤：S1、选择合适修补片，对修补片对应损伤部位的修补面进行打磨；S2、将在损伤部位表面和修补片表面均匀涂覆粘接胶，然后将修补片的修补面贴合在损伤部位表面，使得修补片和损伤部位重叠在一起并压实。本发明通过优化设计实现整体装置设备的最简化，利用可控化学热为复合材料固化过程提供热源，通过真空发生器实现复合材料固化过程中的真空环境，减少了外接电源以及真空泵等装置，真正实现设备便捷化，同时通过复合真空结构的设计以、针对不同材料对应的固化温度选择合适的加热材料以及合适修补铺层方式，真正实现复合材料结构的外场环境高效快速修复。

Description

一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法
技术领域
本发明涉及复合材料领域修复技术领域，具体为一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法。
背景技术
复合材料在使用过程中不可避免地会遇到各种损伤，以飞机机身复合材料为例，在执行飞行任务过程中遭受不同类型的损伤，会导致飞机结构性能大幅降低、影响飞机的使用性能。
树脂基复合材料的快速维修工艺是为了修复复合材料中一类常见的刻痕、擦伤、错孔和表面压痕等结构易损区，而开发的一种节约时间、节约成本的复合材料表面结构维修技术。
针对复合材料结构损伤的修复，传统的修复方式都是在室内维修厂进行，同时也需要如热压罐等大型设备，过程及条件都较为复杂。在此基础之上，复合材料的外场快速修复也得到了发展，比如热补仪修复、电热毯加热修复以及微波修复等等，这些方式在复合材料修复过程中仍然存在传热速度慢、温度控制滞后和固化温度不均匀等一系列问题，导致修补过程中固化质量欠佳，所获得的产品质量不均衡。
另一方面，传统的快速修复装备在外场实际应用中也存在受限于设备、附属物件复杂以及对环境和材料体系要求高等缺点。同时，不论是热补仪和电热毯等加热固化装置，还是修复过程中的抽真空环节，均需要外接电源装置才能实现整个修复过程，因此，使得设备更加沉重且操作复杂，并不能真正适应外场快速修复的需要。
现有中国专利申请号200420067154.4，有中国人民解放军空军航空装备研究所公开的便携式复合材料热不装置为例，该装置需由计算机对电热毯进行监控从而实现对修复位置进行加热固化，但是该装置在整体操作过程中仍然存在设备复杂，附属物件较多等问题。
中国专利申请号20130375027.4，由南京航空航天大学公开的一种基于微波的复合材料快速修复装置，通过微波对待修复位置完成加热固化，加热速度快且传热较为均匀，但微波也存在发生装置较为复杂且穿透深度有限等缺点。
中国专利申请号201810253703.3，由南京航空航天大学公开的一种复合材料自修复装置，通过在复合材料补片内置发热装置，实现复合材料补片加热固化，虽然减少了额外加热装置，降低了额外能耗，但是仍然需要外部供电或配置大容量电源，降低其也在适应性。
以上多种技术在实际使用时，不便于携带并不适合外场快速对飞机机身进行修复，需要飞机返回基地才能对其机身进行修复，影响飞机在后续执行飞行任务过程中的使用性能。
发明内容
本发明的目的在于提供一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，以解决不便于携带并不适合外场快速对飞机机身进行修复的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：包括以下步骤：
S1、标记飞机机身复合材料结构的表面损伤部位，对损伤部位的表面进行打磨，选择合适修补片，对修补片对应损伤部位的修补面进行打磨，并打磨成表面呈阶梯状的圆台型结构；
S2、将步骤S1打磨后的损伤部位表面和修补片的修补面进行清理，并在损伤部位表面和修补片表面均匀涂覆粘接胶，然后将修补片的修补面贴合在损伤部位表面，使得修补片和损伤部位重叠在一起并压实；
S3、选择对应温度的加热包，打开隔层使不同组分化学物质均匀混合并通过化学反应放热，待温度稳定后覆盖在步骤S2中修补片的顶部，并将加热包固定；
S4、在步骤S3中加热包的顶部覆盖有隔热层；
S5、使用内真空包将步骤S4中的隔热层、加热包和修补片全部覆盖，且内真空包通过隔热层不与加热包直接接触，将内真空包接通真空发生器，真空发生器抽离内真空包内的空气，并在待修复位置形成真空环境，使得内真空包紧密贴合在隔热层上，并通过隔热层以及加热包使得内真空包将修补片紧密贴合在损伤部位；
S6、将真空盒贴合在步骤S5中内真空包的表面，使得隔热层、加热包和修补片位于真空盒的内部，并通过真空盒将内真空包压紧；
S7、使用外真空包将步骤S6中的真空盒全部覆盖，并使外真空包贴合在内真空包的顶部，将外真空包接通真空发生器，真空发生器抽离外真空包内的空气，并在外真空袋与内真空袋之间形成真空环境，使得外真空包紧密贴合在真空盒上，进一步提高内真空包的密封性以及内真空包将修补片紧密贴合在损伤部位的力度。
优选的，所述步骤S2中损伤部位表面和修补片表面均匀涂覆粘接胶时与修补片的修补面贴合在损伤部位表面时之间的时间至少为5分钟，所述步骤S2中修补片的修补面贴合在损伤部位表面时与修补片和损伤部位重叠在一起并压实前之间的时间至少为2分钟。
优选的，所述步骤S4中隔热层为透气无纺布材料构件。
优选的，所述步骤S4中真空包内压强为一个标准大气压。
优选的，所述步骤S2中对打磨后的损伤部位表面和修补片的修补面通过清洁液多次清洁至符合清洁要求。
优选的，所述步骤S6中真空盒为木质材料构件，且真空盒为底部开口的框形结构，所述真空盒的表面圆滑设置。
优选的，所述步骤S3中加热包内不同组分化学物质均为液相化合物。
优选的，所述步骤S1中修补片相对应损伤部位一端的直径为最短直径。
优选的，所述步骤S1中修补片相对应损伤部位一端的直径为最长直径。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1、本发明通过优化设计实现整体装置设备的最简化，利用化学热实现复合材料固化过程中的热源，通过真空发生器实现复合材料固化过程中的真空环境，减少了额外电源以及真空泵等装置，真正实现设备便捷化，同时通过不同材料对应的固化温度选择合适的加热材料以及合适修补铺层方式，真正实现复合材料结构的外场环境快速修复。
附图说明
图1为本发明一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法实施例一修复过程示意图；
图2为本发明一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法实施例一修复过程正剖示意图；
图3为本发明一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法实施例二修复过程示意图；
图4为本发明一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法实施例二修复过程正剖示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一
请参阅图1和图2，本发明提供一种技术方案：包括以下步骤：
S1、标记飞机机身复合材料结构的表面损伤部位，对损伤部位的表面进行打磨，选择合适修补片，对修补片对应损伤部位的修补面进行打磨，并打磨成表面呈阶梯状的圆台型结构；
S2、将步骤S1打磨后的损伤部位表面和修补片的修补面进行清理，并在损伤部位表面和修补片表面均匀涂覆粘接胶，然后将修补片的修补面贴合在损伤部位表面，使得修补片和损伤部位重叠在一起并压实；
S3、选择对应温度的加热包，打开隔层使不同组分化学物质均匀混合并通过化学反应放热，待温度稳定后覆盖在步骤S2中修补片的顶部，并将加热包固定；
S4、在步骤S3中加热包的顶部覆盖有隔热层；
S5、使用内真空包将步骤S4中的隔热层、加热包和修补片全部覆盖，且内真空包通过隔热层不与加热包直接接触，将内真空包接通真空发生器，真空发生器抽离内真空包内的空气，并在待修复位置形成真空环境，使得内真空包紧密贴合在隔热层上，并通过隔热层以及加热包使得内真空包将修补片紧密贴合在损伤部位；
S6、将真空盒贴合在步骤S5中内真空包的表面，使得隔热层、加热包和修补片位于真空盒的内部，并通过真空盒将内真空包压紧；
S7、使用外真空包将步骤S6中的真空盒全部覆盖，并使外真空包贴合在内真空包的顶部，将外真空包接通真空发生器，真空发生器抽离外真空包内的空气，并在外真空袋与内真空袋之间形成真空环境，使得外真空包紧密贴合在真空盒上，进一步提高内真空包的密封性以及内真空包将修补片紧密贴合在损伤部位的力度。
步骤S2中损伤部位表面和修补片表面均匀涂覆粘接胶时与修补片的修补面贴合在损伤部位表面时之间的时间至少为5分钟，所述步骤S2中修补片的修补面贴合在损伤部位表面时与修补片和损伤部位重叠在一起并压实前之间的时间至少为2分钟。
所述步骤S4中隔热层为透气无纺布材料构件。
步骤S4中真空包内压强为一个标准大气压。
步骤S2中对打磨后的损伤部位表面和修补片的修补面通过清洁液多次清洁至符合清洁要求，其中上述真空发生器的型号为:ZM101H-J5LB-E15。
所述步骤S6中真空盒为木质材料构件，且真空盒为底部开口的框形结构，所述真空盒的表面圆滑设置。
步骤S3中加热包内不同组分化学物质均为液相化合物，加热包内液-液化合物包括：以环氧树脂为基础，另一项引发剂为甘油络合物或者是添加其他物质的络合物。
所述步骤S1中修补片相对应损伤部位一端的直径为最短直径。
实施例二
请参阅图3和图4，与实施例一不同的是：所述步骤S1中修补片相对应损伤部位一端的直径为最长直径。
工作原理：在使用时，该发明首先确定复合材料损伤结构的尺寸，将待修复位置标记并清洁周围空间，在确定范围内打磨相关区域使得其符合所选择修补片的大小，将打磨区域及修补片用清洁液多次清洁至符合要求，针对所选择的复合材料补片的种类，选择对应温度范围的加热包，检查加热包是否符合温度要求，打开隔离装置使几种化学组分混合，在等待加热期间，在损伤结构打磨位置及补片上均匀涂覆胶合剂，并将补片覆盖于带修补位置上方并固定好，补片固定好后，升至工作温度的加热包也固定于待修补位置，之后将为无纺布的隔热层置于加热包的顶部，将内真空包完全覆盖于待修复位置之上，并将上述所有物件全部覆盖并密封好，通过为无纺布的隔热层可避免内真空包被加热包烫坏，将内真空包接通真空发生器使其达到工作压强，之后再将真空盒紧密贴合在内真空层的顶部，同时使得真空盒完全覆盖待修复位置之上，再之后将外真空层紧密贴合在内真空层的顶部，同时使得外真空层将真空盒覆盖，将外真空包接通真空发生器使其达到工作压强，开始修复固化过程，待修复完成后，依次取下上述各部件，清洁修复表面，快速修复工作完成，在余热作用下，加热包使得修补位置在最低工作温度条件下至少两个小时，使得即使将加热包取下，该位置的最少在两个小时后才达到最低工作温度，通过内真空包抽真空可以将修补片挤压在损伤部位，使得修补片与损伤部位紧密贴合，且外真空包配合真空盒可以加强内真空包的密封性，同时进一步提高内真空包将修补片挤压在损伤部位的力度。
通过真空发生器实现真空压实完成对修复部位加压程序，实现了完全避开附加电源及真空泵等中型设备，增加了装置的便捷性，保证了在结构损伤修复部位各处达到各项要求指标的情况下，整体工艺完成时间在一小时以内，大大缩减了外场修复飞机机身的时间，且采用的上述材料数量精简，操作更加方便，通过优化设计实现整体装置设备的最简化，利用化学热实现复合材料固化过程中的热源，通过真空发生器实现复合材料固化过程中的真空环境，减少了额外电源以及真空泵等装置，真正实现设备便捷化，同时通过不同材料对应的固化温度选择合适的加热材料以及合适修补铺层方式，真正实现复合材料结构的外场环境快速修复。
且本发明提供两种修补片与损伤部位贴合的方式，如图1所示的实施例一，会使得修补片与损伤部位贴合面积较大，使得修补片与损伤部位贴合的更加紧密；
如图2所示的实施例二，会使得修补片与损伤部位贴合时密封效果更加，且修补片与损伤部位之间会产生空腔，并且空腔在内真空包配合真空发生器的作用下形成负压，使得即使当修补完成后，由于空腔负压的作用下，会使得修补片紧密贴合在损伤部位不易掉落。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (9)

1.一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1、标记飞机机身复合材料结构的表面损伤部位，对损伤部位的表面进行打磨，选择合适修补片，对修补片对应损伤部位的修补面进行打磨，并打磨成表面呈阶梯状的圆台型结构；
S2、将步骤S1打磨后的损伤部位表面和修补片的修补面进行清理，并在损伤部位表面和修补片表面均匀涂覆粘接胶，然后将修补片的修补面贴合在损伤部位表面，使得修补片和损伤部位重叠在一起并压实；
S3、选择对应温度的加热包，打开隔层使不同组分化学物质均匀混合并通过化学反应放热，待温度稳定后覆盖在步骤S2中修补片的顶部，并将加热包固定；
S4、在步骤S3中加热包的顶部覆盖有隔热层；
S5、使用内真空包将步骤S4中的隔热层、加热包和修补片全部覆盖，且内真空包通过隔热层不与加热包直接接触，将内真空包接通真空发生器，真空发生器抽离内真空包内的空气，并在待修复位置形成真空环境，使得内真空包紧密贴合在隔热层上，并通过隔热层以及加热包使得内真空包将修补片紧密贴合在损伤部位；
S6、将真空盒贴合在步骤S5中内真空包的表面，使得隔热层、加热包和修补片位于真空盒的内部，并通过真空盒将内真空包压紧；
S7、使用外真空包将步骤S6中的真空盒全部覆盖，并使外真空包贴合在内真空包的顶部，将外真空包接通真空发生器，真空发生器抽离外真空包内的空气，并在外真空袋与内真空袋之间形成真空环境，使得外真空包紧密贴合在真空盒上，进一步提高内真空包的密封性以及内真空包将修补片紧密贴合在损伤部位的力度。
2.根据权利要求1所述的一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：所述步骤S2中损伤部位表面和修补片表面均匀涂覆粘接胶时与修补片的修补面贴合在损伤部位表面时之间的时间至少为5分钟，所述步骤S2中修补片的修补面贴合在损伤部位表面时与修补片和损伤部位重叠在一起并压实前之间的时间至少为2分钟。
3.根据权利要求1所述的一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：所述步骤S4中隔热层为透气无纺布材料构件。
4.根据权利要求1所述的一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：所述步骤S4中真空包内压强为一个标准大气压。
5.根据权利要求1所述的一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：所述步骤S2中对打磨后的损伤部位表面和修补片的修补面通过清洁液多次清洁至符合清洁要求。
6.根据权利要求1所述的一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：所述步骤S6中真空盒为木质材料构件，且真空盒为底部开口的框形结构，所述真空盒的表面圆滑设置。
7.根据权利要求1所述的一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：所述步骤S3中加热包内不同组分化学物质均为液相化合物。
8.根据权利要求1所述的一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：所述步骤S1中修补片相对应损伤部位一端的直径为最短直径。
9.根据权利要求1所述的一种复合材料结构损伤外场便捷修复方法，其特征在于：所述步骤S1中修补片相对应损伤部位一端的直径为最长直径。
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