CN116714288A - 一种飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞机结构损伤修理技术领域，尤其涉及一种飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，包括：步骤S1，对复合材料的破孔损伤位置进行确定；步骤S2，根据破孔损伤范围的尺寸和形状对切割孔边界线进行初次确定；步骤S3，对破孔损伤区域内的已破损复合材料进行去除；步骤S4，中控模块控制红外测温设备对复合材料损伤区域的温度进行实时检测；步骤S5，使用雕刻预制体对破孔损伤区域进行填充修补；步骤S6，对填充修补后的破孔损伤区域进行封装；步骤S7，对真空系统的真空袋进行去除；本发明实现了修理速度和修理质量的提高。
Description
技术领域
本发明涉及飞机结构损伤修理技术领域，尤其涉及一种飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法。
背景技术
随着飞机设计、制造技术的发展，复合材料已成为与铝合金、钛合金和结构钢并列的四大航空结构材料之一。飞机上的复合材料用量大、分布广，并且广泛分布于机身、机翼、尾翼等部位，分布面积占飞机表面积的比例最高已超过80%，由于复合材料的层间强度低、冲击韧性差等原因，在飞鸟、冰雹、射弹、破片以及维修中工具跌落、踩踏等冲击载荷作用下极易发生破孔等损伤，需要根据损伤情况及时进行修理；针对破孔损伤最常用的修理方法是胶接挖补法。该方法一般采用预浸料作为修理材料，其修理过程需要首先打磨去除损伤部位的材料，然后填充补片。修理时，补片选择与修理件相同的预浸料，将预浸料依次裁剪成与破孔损伤区域相同的尺寸，然后将预浸料按照与修理件相同的铺层方向和层数依次铺贴在破孔损伤区域，抽真空压实后加热固化。挖补修理件的剪应力分布均匀、寿命长、外表面光滑齐平，但预浸料铺层数量多、固化时间长，导致修理操作复杂、耗时长、成本高，并且对修理工艺的成熟性和稳定性要求高。
中国专利公开号：CN115091793A公开了一种复合材料快速修理飞机结构损伤的方法，具体步骤如下：根据待修理区域的结构信息和裂纹尺寸，利用剩余刚度匹配修理原则指导补片厚度和铺层角度的设计；根据飞机结构的材料类型，选择对应的处理方式进行表面处理；将干纤维布按照设计的铺层角度和层数铺放在待修理区域内；干纤维布铺放完成后，在干纤维布上逐层铺放透光的脱模介质和具有一定透光性的导流网。由此可见，所述复合材料快速修理飞机结构损伤的方法存在损伤修理的速度慢和修理质量稳定性不足的问题。
发明内容
为此，本发明提供一种飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，用以克服现有技术中的损伤修理的速度慢和修理质量稳定性不足的问题。
为实现上述目的，本发明提供一种飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，包括：步骤S1，对复合材料的破孔损伤位置进行确定，使用超声波检测设备对所述破孔损伤位置进行检测以确定破孔损伤范围；步骤S2，根据破孔损伤范围的尺寸和形状对切割孔边界线进行初次确定，并根据破孔损伤区域的长厚比对打磨区域边界线进行确定，所述破孔损伤范围的尺寸包括损伤的厚度、损伤的长度以及损伤的宽度；步骤S3，对破孔损伤区域内的已破损复合材料进行去除，并在完成所述已破损复合材料的去除后使用最优斜切角对破孔损伤区域进行激光打磨切削以将破孔损伤区域打磨成斜坡，所述中控模块根据单位时间内的打磨切削长度判定去除效率是否在允许范围内，并在判定去除效率低于允许范围时将激光功率调节至对应功率；步骤S4，所述中控模块控制红外测温设备对复合材料损伤区域的温度进行实时检测，所述中控模块在根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围时将所述激光功率二次调节至第二对应功率，或，将激光扫描线速度调节至对应线速度；步骤S5，在对破孔损伤区域的打磨切削完成时通过雕刻电机控制机械臂对复合材料层压板进行雕刻以形成与原复合材料损伤区域的三维结构相同的雕刻预制体，并使用所述雕刻预制体对破孔损伤区域进行填充修补；步骤S6，对填充修补后的破孔损伤区域进行封装，并在封装完成时采用真空系统对填充修补后的破孔损伤区域进行抽真空操作，使用热补仪控制电热毯对填充修补后的破孔损伤区域进行温度加热以对破孔损伤区域进行加温固化；步骤S7，在完成对于破孔损伤区域的加温固化时，对真空系统的真空袋进行去除，并在完成所述真空袋的去除后通过激光打磨方对破孔损伤区域的胶瘤进行去除和对破孔损伤区域的表面涂层进行恢复。
进一步地，所述最优斜切角由斜面搭接试验拉伸强度试验确定，所述斜面搭接试验拉伸强度的计算公式为：
，
其中，为斜面搭接试验拉伸强度，/>为最大拉伸破坏载荷，w为试样宽度，h为试样厚度。
进一步地，在所述步骤S5中，对破孔损伤区域进行填充修补的步骤还包括：
步骤S51，使用无绒布蘸取丙酮清洁所述雕刻预制体，并使用热风枪对清洁区域进行干燥；
步骤S52，将雕刻预制体按铺层方向放入打磨区域，且按照划线定位法在破孔损伤区域和雕刻预制体上标记出十字定位线；
步骤S53，对粘胶进行调制并在调制完成后将调制的粘胶涂覆在破孔损伤区域，使用刮胶板对粘胶进行刮涂操作。
进一步地，在所述步骤S3中，所述中控模块根据单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度确定损伤的复合材料的去除效率是否在允许范围内的两类判定方式，其中，
第一类判定方法为，所述中控模块在预设第一长度条件下判定损伤的复合材料的去除效率低于允许范围，通过计算单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值以将激光功率调节至对应功率；
第二类判定方式为，所述中控模块在预设第二长度条件下判定损伤的复合材料的去除效率在允许范围内；
其中，所述预设第一长度条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度小于等于预设长度；所述预设第二长度条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度大于预设长度。
进一步地，所述中控模块在所述预设第一长度条件下根据单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值确定针对激光功率的两类调节方式，其中，
第一类调节方式为，所述中控模块在预设第一长度差值条件下使用预设第一功率调节系数将所述激光功率调节至第一功率；
第二类调节方式为，所述中控模块在预设第二长度差值条件下使用预设第二功率调节系数将所述激光功率调节至第二功率；
其中，所述预设第一长度差值条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值小于等于预设长度差值；所述预设第二长度差值条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值大于预设长度差值；所述预设第一功率调节系数小于所述预设第二功率调节系数。
进一步地，在所述步骤S4中，所述中控模块根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升确定损伤的复合材料的去除稳定性是否在允许范围内的三类判定方式，其中，
第一类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第一温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性在允许范围内；
第二类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第二温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围，通过计算若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值以将激光扫描线速度调节至对应线速度；
第三类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第三温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围，通过计算若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值以将所述激光功率二次调节至第二对应功率；
其中，所述预设第一温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升小于等于预设第一温升；所述预设第二温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升大于预设第一温升且小于等于预设第二温升；所述预设第三温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升大于预设第二温升；所述预设第一温升小于所述预设第二温升。
进一步地，所述中控模块在所述预设第二温升条件下根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值确定针对所述激光扫描线速度的两类条调节方式，其中，
第一类线速度调节方式为，所述中控模块在预设第一温升差值条件下使用预设第二线速度调节系数将所述激光扫描线速度调节至第一线速度；
第二类线速度调节方式为，所述中控模块在预设第二温升差值条件下使用预设第一线速度调节系数将所述激光扫描线速度调节至第二线速度；
其中，所述预设第一温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值小于等于预设第一温升差值；所述预设第二温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值大于预设第一温升差值；所述预设第一线速度调节系数小于所述预设第二线速度调节系数。
进一步地，所述中控模块在所述预设第三温升条件下根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值确定针对激光功率的两类二次调节方式，其中，
第一类功率二次调节方式为，所述中控模块在预设第三温升差值条件下使用预设第四功率调节系数将所述激光功率二次调节至第三功率；
第二类功率二次调节方式为，所述中控模块在预设第四温升差值条件下使用预设第三功率调节系数将所述激光功率二次调节至第四功率。
进一步地，所述预设第三温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值小于等于预设第二温升差值；
所述预设第四温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值大于预设第二温升差值；
所述预设第三功率调节系数小于所述预设第四功率调节系数；所述预设第一温升差值大于所述预设第二温升差值。
进一步地，在所述步骤S3中，在对所述斜坡的底部进行激光打磨切削时，根据破孔损伤范围的形状对所述破孔损伤区域的底部进行打磨切削以形成与破孔损伤范围的形状相同的打磨孔，且，所述打磨孔两端的复合材料的厚度为0.3mm。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于，本发明所述方法通过设置的步骤S1至步骤S6，通过根据切割孔边界线与内部实际损伤区域边界的最小距离与切割厚度的对比结果对切割孔边界线进行扩展，提高了修理的速度；通过使用最优斜切角对破孔损伤区域进行打磨处理以将破孔损伤区域打磨成斜坡，增大了胶接的面积，降低了填充修补阶段的失误率的发生；通过根据单位时间内的打磨切削长度判定去除效率是否在允许范围内，并在判定去除效率低于允许范围时将激光功率调节至对应功率，降低了由于对激光功率的调节不精准对于损伤复合材料的去除效率的影响；通过雕刻电机控制机械臂对复合材料层压板进行雕刻以形成雕刻预制体对破孔损伤区域进行填充修补，提高了修补的速度；通过在根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围时将所述激光功率二次调节至第二对应功率，或，将激光扫描线速度调节至对应线速度，降低了由于对激光功率的二次调节不精准和对激光扫描线速度的调节不精准对于修理精准性的影响；通过根据激光的实际切削强度对破孔损伤区域的底部复合材料的剩余厚度进行调整，降低了尖端分层撕裂的风险，实现了对于修理速度和修理质量的提高。
进一步地，本发明所述方法通过进行斜面搭接试样拉伸强度试验以对最优打磨斜切角进行确定，并使用该打磨斜切角对破孔损伤区域进行打磨，增大了胶接的面积，降低了填充修补阶段的失误率，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
进一步地，本发明所述方法通过设置的对破孔损伤区域进行填充修补的具体步骤，使用无绒布蘸取丙酮清洁雕刻完成的预制体，并使用热风枪对清洁区域进行干燥，将预制体按铺层方向放入打磨区域，降低了填充维修的时间，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
进一步地，本发明所述方法通过设置的预设长度差值、预设第一功率调节系数以及预设第二功率调节系数，通过在所述预设第一长度条件下根据单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值确定针对激光功率的两类调节方式，降低了由于对激光功率的调节不精准对于复合材料修理效率的影响，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
进一步地，本发明所述方法通过设置的预设第一温升和预设第二温升，通过根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升确定损伤的复合材料的去除稳定性是否在允许范围内的三类判定方式，降低了由于对损伤的复合材料的去除稳定性的判定不精准对于修理精准性的影响，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
进一步地，本发明所述方法通过设置的预设第一线速度调节系数和预设第二线速度调节系数，通过根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值确定针对所述激光扫描线速度的两类条调节方式，降低了由于对激光扫描线速度的调节不精准对于修理稳定性的影响，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
进一步地，本发明所述方法通过设置的针对破孔损伤区域的底部复合材料的剩余厚度的调整，避免了尖端撕裂的情况，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
附图说明
图1为本发明实施例飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法的整体流程图；
图2为本发明实施例飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法的步骤S5的具体流程图；
图3为本发明实施例飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法的打磨区域边界线示意图；
图4为本发明实施例飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法的斜面搭接试验拉伸强度与长厚比的坐标对比关系图；
图5为本发明实施例飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法的胶粘剂使用效果对比图。
具体实施方式
为了使本发明的目的和优点更加清楚明白，下面结合实施例对本发明作进一步描述；应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。
下面参照附图来描述本发明的优选实施方式。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非在限制本发明的保护范围。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
请参阅图1、图2、图3以及图4所示，其分别为本发明实施例飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法的整体流程图、步骤S5的具体流程图、打磨区域边界线示意图、斜面搭接试验拉伸强度与长厚比的坐标对比关系图以及胶粘剂使用效果对比图；本发明一种飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，包括：
步骤S1，对复合材料的破孔损伤位置进行确定，使用超声波检测设备对所述破孔损伤位置进行检测以确定破孔损伤范围；
步骤S2，根据破孔损伤范围的尺寸和形状对切割孔边界线进行初次确定，并根据破孔损伤区域的长厚比对打磨区域边界线进行确定，所述破孔损伤范围的尺寸包括损伤的厚度、损伤的长度以及损伤的宽度；
步骤S3，对破孔损伤区域内的已破损复合材料进行去除，并在完成所述已破损复合材料的去除后使用最优斜切角对破孔损伤区域进行激光打磨切削以将破孔损伤区域打磨成斜坡，所述中控模块根据单位时间内的打磨切削长度判定去除效率是否在允许范围内，并在判定去除效率低于允许范围时将激光功率调节至对应功率；
步骤S4，中控模块控制红外测温设备对复合材料损伤区域的温度进行实时检测，所述中控模块在根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围时将所述激光功率二次调节至第二对应功率，或，将激光扫描线速度调节至对应线速度；
步骤S5，在对破孔损伤区域的打磨切削完成时通过雕刻电机控制机械臂对复合材料层压板进行雕刻以形成与原复合材料损伤区域的三维结构相同的雕刻预制体，并使用所述雕刻预制体对破孔损伤区域进行填充修补；
步骤S6，对填充修补后的破孔损伤区域进行封装，并在封装完成时采用真空系统对填充修补后的破孔损伤区域进行抽真空操作，使用热补仪控制电热毯对填充修补后的破孔损伤区域进行温度加热以对破孔损伤区域进行加温固化；
步骤S7，在完成对于破孔损伤区域的加温固化时，对真空系统的真空袋进行去除，并在完成所述真空袋的去除后通过激光打磨方对破孔损伤区域的胶瘤进行去除和对破孔损伤区域的表面涂层进行恢复。
具体而言，若损伤的形状接近圆形取圆形，若损伤呈长条形则取椭圆形。
具体而言，最优的打磨区斜切角由斜面搭接试样拉伸强度试验确定，具体通过万能材料试验机开展拉伸实验，实验结果表明，斜切角为25:1时，强度恢复率最高。
具体而言，去除损伤区域的过程还包括：在边界线以外粘贴保护胶带。
本领域技术人员可以理解的是，作为本发明优选的实施例，对于损伤区域的清理过程还可以采用气动打磨、孔锯切割和镂铣切割等方法沿切割线清除损伤，并检查切口区域。
具体而言，打磨处理的过程还包括：在打磨之前使用砂纸打磨掉表面漆层；并使用砂纸打磨破孔损伤区域，打磨时沿着纤维方向，按打磨台阶的方法画线，在直径和深度方向留有余量的前提下打磨各台阶，然后将各台阶打磨成一定斜切角的斜坡。
具体而言，在打磨时用吸尘器对尘屑进行收集，并使用溶剂清洁破孔损伤区域。
具体而言，根据飞机复合材料结构强度要求，选用不同牌号的胶粘剂。胶粘剂强度可依据《GB/T33334-2016胶粘剂单搭接拉伸剪切强度试验方法（复合材料对复合材料）》，通过万能材料试验机开展拉伸试验确定。
具体而言，在完成对于雕刻预制体的填充后，对破孔损伤区域进行封装，具体方式为：分别在破孔损伤区域放置热电偶、有孔分离膜、吸胶布、电热毯以及密封胶带，对破孔损伤区域封装真空袋。
具体而言，在完成对于破孔损伤区域封装时，对破孔损伤区域进行修整、恢复表面涂层：在固化结束后，拆除真空袋，打磨去除破孔损伤区域胶瘤，并恢复表面涂层。
具体而言，作为本发明的较佳实施例选用J-349-1型号胶粘剂，也可以根据飞机复合材料结构强度要求，选用不同牌号的胶粘剂。
具体而言，作为本发明的较佳实施例，打磨过程使用的设备为机械臂加装高速打磨雕刻电机，机械手基座改装为可移动且现场可定位的移动工作台；改造的机械手可实现飞机原位或拆解部件上精准损伤去除与斜坡打磨编程与加工，机械手也可以用于预制体补片的精准雕刻。
本发明所述方法通过设置的步骤S1至步骤S6，通过根据切割孔边界线与内部实际损伤区域边界的最小距离与切割厚度的对比结果对切割孔边界线进行扩展，提高了修理的速度；通过使用最优斜切角对破孔损伤区域进行打磨处理以将破孔损伤区域打磨成斜坡，增大了胶接的面积，降低了填充修补阶段的失误率的发生；通过根据单位时间内的打磨切削长度判定去除效率是否在允许范围内，并在判定去除效率低于允许范围时将激光功率调节至对应功率，降低了由于对激光功率的调节不精准对于损伤复合材料的去除效率的影响；通过雕刻电机控制机械臂对复合材料层压板进行雕刻以形成雕刻预制体对破孔损伤区域进行填充修补，提高了修补的速度；通过在根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围时将所述激光功率二次调节至第二对应功率，或，将激光扫描线速度调节至对应线速度，降低了由于对激光功率的二次调节不精准和对激光扫描线速度的调节不精准对于修理精准性的影响；通过根据激光的实际切削强度对破孔损伤区域的底部复合材料的剩余厚度进行调整，降低了尖端分层撕裂的风险，实现了对于修理速度和修理质量的提高。
请继续参阅图1和图4所示，所述最优斜切角由斜面搭接试验拉伸强度试验确定，所述斜面搭接试验拉伸强度的计算公式为：
，
其中，为斜面搭接试验拉伸强度，/>为最大拉伸破坏载荷，w为试样宽度，h为试样厚度。
本发明所述方法通过进行斜面搭接试样拉伸强度试验以对最优打磨斜切角进行确定，并使用该打磨斜切角对破孔损伤区域进行打磨，增大了胶接的面积，降低了填充修补阶段的失误率，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
请继续参阅图1和图2所示，在所述步骤S5中，对破孔损伤区域进行填充修补的步骤还包括：
步骤S51，使用无绒布蘸取丙酮清洁所述雕刻预制体，并使用热风枪对清洁区域进行干燥；
步骤S52，将雕刻预制体按铺层方向放入打磨区域，且按照划线定位法在破孔损伤区域和雕刻预制体上标记出十字定位线；
步骤S53，对粘胶进行调制并在调制完成后将调制的粘胶涂覆在破孔损伤区域，使用刮胶板对粘胶进行刮涂操作。
本发明所述方法通过设置的对破孔损伤区域进行填充修补的具体步骤，使用无绒布蘸取丙酮清洁雕刻完成的预制体，并使用热风枪对清洁区域进行干燥，将预制体按铺层方向放入打磨区域，降低了填充维修的时间，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
请继续参阅图1所示，在所述步骤S3中，所述中控模块根据单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度确定损伤的复合材料的去除效率是否在允许范围内的两类判定方式，其中，
第一类判定方法为，所述中控模块在预设第一长度条件下判定损伤的复合材料的去除效率低于允许范围，通过计算单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值以将激光功率调节至对应功率；
第二类判定方式为，所述中控模块在预设第二长度条件下判定损伤的复合材料的去除效率在允许范围内；
其中，所述预设第一长度条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度小于等于预设长度；所述预设第二长度条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度大于预设长度。
具体而言，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度记为Q，预设长度记为Q0，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值记为△Q，设定△Q=Q-Q0。
请继续参阅图1所示，所述中控模块在所述预设第一长度条件下根据单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值确定针对激光功率的两类调节方式，其中，
第一类调节方式为，所述中控模块在预设第一长度差值条件下使用预设第一功率调节系数将所述激光功率调节至第一功率；
第二类调节方式为，所述中控模块在预设第二长度差值条件下使用预设第二功率调节系数将所述激光功率调节至第二功率；
其中，所述预设第一长度差值条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值小于等于预设长度差值；所述预设第二长度差值条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值大于预设长度差值；所述预设第一功率调节系数小于所述预设第二功率调节系数。
具体而言，预设长度差值记为△Q0，预设第一功率调节系数记为α1，预设第二功率调节系数记为α2，其中，1＜α1＜α2，激光功率记为C，调节后的激光功率记为C’，设定C’=C×αi，其中，αi为预设第i功率调节系数，设定i=1，2。
本发明所述方法通过设置的预设长度差值、预设第一功率调节系数以及预设第二功率调节系数，通过在所述预设第一长度条件下根据单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值确定针对激光功率的两类调节方式，降低了由于对激光功率的调节不精准对于复合材料修理效率的影响，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
请继续参阅图1所示，在所述步骤S4中，所述中控模块根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升确定损伤的复合材料的去除稳定性是否在允许范围内的三类判定方式，其中，
第一类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第一温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性在允许范围内；
第二类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第二温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围，通过计算若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值以将激光扫描线速度调节至对应线速度；
第三类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第三温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围，通过计算若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值以将所述激光功率二次调节至第二对应功率；
其中，所述预设第一温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升小于等于预设第一温升；所述预设第二温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升大于预设第一温升且小于等于预设第二温升；所述预设第三温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升大于预设第二温升；所述预设第一温升小于所述预设第二温升。
具体而言，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升记为T，预设第一温升记为T1，预设第二温升记为T2，其中T1＜T2，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值记为△T，设定△S=T-T1，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值记为△T’，设定△T’=T-T2。
本发明所述方法通过设置的预设第一温升和预设第二温升，通过根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升确定损伤的复合材料的去除稳定性是否在允许范围内的三类判定方式，降低了由于对损伤的复合材料的去除稳定性的判定不精准对于修理精准性的影响，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
请继续参阅图1所示，所述中控模块在所述预设第二温升条件下根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值确定针对所述激光扫描线速度的两类条调节方式，其中，
第一类线速度调节方式为，所述中控模块在预设第一温升差值条件下使用预设第二线速度调节系数将所述激光扫描线速度调节至第一线速度；
第二类线速度调节方式为，所述中控模块在预设第二温升差值条件下使用预设第一线速度调节系数将所述激光扫描线速度调节至第二线速度；
其中，所述预设第一温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值小于等于预设第一温升差值；所述预设第二温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值大于预设第一温升差值；所述预设第一线速度调节系数小于所述预设第二线速度调节系数。
具体而言，激光扫描线速度记为V，预设第一温升差值记为△T1，预设第二预设第一线速度调节系数记为β1，预设第二线速度调节系数记为β2，其中，0＜β1＜β2＜1，调节后的激光扫描线速度记为V’，设定V’=V×（1+βj）/2，其中，βj为预设第j线速度调节系数，设定j=1，2。
本发明所述方法通过设置的预设第一线速度调节系数和预设第二线速度调节系数，通过根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值确定针对所述激光扫描线速度的两类条调节方式，降低了由于对激光扫描线速度的调节不精准对于修理稳定性的影响，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
请继续参阅图1所示，所述中控模块在所述预设第三温升条件下根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值确定针对激光功率的两类二次调节方式，其中，
第一类功率二次调节方式为，所述中控模块在预设第三温升差值条件下使用预设第四功率调节系数将所述激光功率二次调节至第三功率；
第二类功率二次调节方式为，所述中控模块在预设第四温升差值条件下使用预设第三功率调节系数将所述激光功率二次调节至第四功率。
请继续参阅图1所示，所述预设第三温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值小于等于预设第二温升差值；
所述预设第四温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值大于预设第二温升差值；
所述预设第三功率调节系数小于所述预设第四功率调节系数；所述预设第一温升差值大于所述预设第二温升差值。
具体而言，预设第二温升差值记为△T2，△T1＞△T2，预设第三功率调节系数记为α3，预设第四功率调节系数记为α4，其中，0＜α3＜α4＜1，二次调节后的激光功率记为C”=C’×α k，其中，αk为预设第k功率调节系数，设定i=3，4。
请继续参阅图1所示，在所述步骤S3中，在对所述斜坡的底部进行激光打磨切削时，根据破孔损伤范围的形状对所述破孔损伤区域的底部进行打磨切削以形成与破孔损伤范围的形状相同的打磨孔，且，所述打磨孔两端的复合材料的厚度为0.3mm。
本发明所述方法通过设置的针对破孔损伤区域的底部复合材料的剩余厚度的调整，避免了尖端撕裂的情况，进一步实现了对于修理速度和修理质量的提高。
实施例1
本实施例1所述中控模块在对破孔损伤区域的打磨的过程中根据尘屑散落的区域面积与预设散落区域面积的差值确定针对吸尘器电机转速的三类调节方式，激光扫描线速度记为V，预设第一温升差值记为△T1，预设第二预设第一线速度调节系数记为β1，预设第二线速度调节系数记为β2，其中，β1=0.92,β2=0.95，△T1=4℃，V=80mm/s，调节后的激光扫描线速度记为V’，设定V’=V×（1+βj）/2，其中，βj为预设第j线速度调节系数，设定j=1，2。
本实施例1求得△T=5℃，中控模块判定△T＞△T1并使用β1将激光扫描线速度调节至第二线速度，计算得第二线速度V’=80mm/s×（1+0.92）/2=76.8mm/s。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征做出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明；对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，包括：
步骤S1，对复合材料的破孔损伤位置进行确定，使用超声波检测设备对所述破孔损伤位置进行检测以确定破孔损伤范围；
步骤S2，根据破孔损伤范围的尺寸和形状对切割孔边界线进行初次确定，并根据破孔损伤区域的长厚比对打磨区域边界线进行确定，所述破孔损伤范围的尺寸包括损伤的厚度、损伤的长度以及损伤的宽度；
步骤S3，对破孔损伤区域内的已破损复合材料进行去除，并在完成所述已破损复合材料的去除后使用最优斜切角对破孔损伤区域进行激光打磨切削以将破孔损伤区域打磨成斜坡，中控模块根据单位时间内的打磨切削长度判定去除效率是否在允许范围内，并在判定去除效率低于允许范围时将激光功率调节至对应功率；
步骤S4，所述中控模块控制红外测温设备对复合材料损伤区域的温度进行实时检测，所述中控模块在根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围时将所述激光功率二次调节至第二对应功率，或，将激光扫描线速度调节至对应线速度；
步骤S5，在对破孔损伤区域的打磨切削完成时通过雕刻电机控制机械臂对复合材料层压板进行雕刻以形成与原复合材料损伤区域的三维结构相同的雕刻预制体，并使用所述雕刻预制体对破孔损伤区域进行填充修补；
步骤S6，对填充修补后的破孔损伤区域进行封装，并在封装完成时采用真空系统对填充修补后的破孔损伤区域进行抽真空操作，使用热补仪控制电热毯对填充修补后的破孔损伤区域进行温度加热以对破孔损伤区域进行加温固化；
步骤S7，在完成对于破孔损伤区域的加温固化时，对真空系统的真空袋进行去除，并在完成所述真空袋的去除后通过激光打磨方对破孔损伤区域的胶瘤进行去除和对破孔损伤区域的表面涂层进行恢复。
2.根据权利要求1所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，所述最优斜切角由斜面搭接试验拉伸强度试验确定，所述斜面搭接试验拉伸强度的计算公式为：
，
其中，为斜面搭接试验拉伸强度，/>为最大拉伸破坏载荷，w为试样宽度，h为试样厚度。
3.根据权利要求1所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，在所述步骤S5中，对破孔损伤区域进行填充修补的步骤还包括：
步骤S51，使用无绒布蘸取丙酮清洁所述雕刻预制体，并使用热风枪对清洁区域进行干燥；
步骤S52，将雕刻预制体按铺层方向放入打磨区域，且按照划线定位法在破孔损伤区域和雕刻预制体上标记出十字定位线；
步骤S53，对粘胶进行调制并在调制完成后将调制的粘胶涂覆在破孔损伤区域，使用刮胶板对粘胶进行刮涂操作。
4.根据权利要求3所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，在所述步骤S3中，所述中控模块根据单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度确定损伤的复合材料的去除效率是否在允许范围内的两类判定方式，其中，
第一类判定方法为，所述中控模块在预设第一长度条件下判定损伤的复合材料的去除效率低于允许范围，通过计算单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值以将激光功率调节至对应功率；
第二类判定方式为，所述中控模块在预设第二长度条件下判定损伤的复合材料的去除效率在允许范围内；
其中，所述预设第一长度条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度小于等于预设长度；所述预设第二长度条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度大于预设长度。
5.根据权利要求4所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，所述中控模块在所述预设第一长度条件下根据单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值确定针对激光功率的两类调节方式，其中，
第一类调节方式为，所述中控模块在预设第一长度差值条件下使用预设第一功率调节系数将所述激光功率调节至第一功率；
第二类调节方式为，所述中控模块在预设第二长度差值条件下使用预设第二功率调节系数将所述激光功率调节至第二功率；
其中，所述预设第一长度差值条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值小于等于预设长度差值；所述预设第二长度差值条件为，单位时间内的破孔损伤区域的打磨切削长度与预设长度的差值大于预设长度差值；所述预设第一功率调节系数小于所述预设第二功率调节系数。
6.根据权利要求5所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，在所述步骤S4中，所述中控模块根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升确定损伤的复合材料的去除稳定性是否在允许范围内的三类判定方式，其中，
第一类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第一温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性在允许范围内；
第二类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第二温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围，通过计算若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值以将激光扫描线速度调节至对应线速度；
第三类稳定性判定方式为，所述中控模块在预设第三温升条件下判定损伤的复合材料的去除稳定性低于允许范围，通过计算若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值以将所述激光功率二次调节至第二对应功率；
其中，所述预设第一温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升小于等于预设第一温升；所述预设第二温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升大于预设第一温升且小于等于预设第二温升；所述预设第三温升条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升大于预设第二温升；所述预设第一温升小于所述预设第二温升。
7.根据权利要求6所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，所述中控模块在所述预设第二温升条件下根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值确定针对所述激光扫描线速度的两类条调节方式，其中，
第一类线速度调节方式为，所述中控模块在预设第一温升差值条件下使用预设第二线速度调节系数将所述激光扫描线速度调节至第一线速度；
第二类线速度调节方式为，所述中控模块在预设第二温升差值条件下使用预设第一线速度调节系数将所述激光扫描线速度调节至第二线速度；
其中，所述预设第一温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值小于等于预设第一温升差值；所述预设第二温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第一温升的差值大于预设第一温升差值；所述预设第一线速度调节系数小于所述预设第二线速度调节系数。
8.根据权利要求7所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，所述中控模块在所述预设第三温升条件下根据若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值确定针对激光功率的两类二次调节方式，其中，
第一类功率二次调节方式为，所述中控模块在预设第三温升差值条件下使用预设第四功率调节系数将所述激光功率二次调节至第三功率；
第二类功率二次调节方式为，所述中控模块在预设第四温升差值条件下使用预设第三功率调节系数将所述激光功率二次调节至第四功率。
9.根据权利要求8所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，所述预设第三温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值小于等于预设第二温升差值；
所述预设第四温升差值条件为，若干检测周期内的破孔损伤区域的复合材料累计温升与预设第二温升的差值大于预设第二温升差值；
所述预设第三功率调节系数小于所述预设第四功率调节系数；所述预设第一温升差值大于所述预设第二温升差值。
10.根据权利要求9所述的飞机复合材料破孔损伤预制体填充快速修理方法，其特征在于，在所述步骤S3中，在对所述斜坡的底部进行激光打磨切削时，根据破孔损伤范围的形状对所述破孔损伤区域的底部进行打磨切削以形成与破孔损伤范围的形状相同的打磨孔，且，所述打磨孔两端的复合材料的厚度为0.3mm。
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