CN117962373A - 一种飞机复合材料部件粘接修理的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机复合材料部件粘接修理的方法，包括如下步骤：确定待修理区域，于待修理区域的实心蒙皮上铺设第一胶膜层，安装新蜂窝于待修理区域；于新蜂窝上依次均匀铺设至少一层第二胶膜层与金属蒙皮；于金属蒙皮上依次均匀铺设孔分离膜、玻璃丝布、无孔分离膜和透气棉；于透气棉边缘铺设胶带，并覆盖真空袋，进行抽真空，以使得真空袋内的压力保持稳定；于真空袋上放置增压气囊，并对增压气囊进行充气以使得增压气囊施加预设压力于金属蒙皮；进行加热固化操作至金属蒙皮与新蜂窝粘接至待修理区域。本发明最大限度的减少粘接过程中气泡分层现象，使粘接面紧密贴合，优化粘接效果，节约大量的维修成本。

Description

一种飞机复合材料部件粘接修理的方法

技术领域

本发明涉及飞机维修技术领域，特别是涉及一种飞机复合材料部件粘接修理的方法。

背景技术

材料是社会发展的物质基础和驱动力，新型材料更是社会进步的重要标志。新材料技术作为现代工业的关键支撑，在全球科技发展规划中占据重要地位，与能源、生物和信息技术一同被视为影响人类全局的高科技领域。复合化是新型材料的重要发展趋势，其作为最具活力的分支之一，已发展成为与金属、高分子和无机非金属材料并列的四大材料体系。

随着复合材料在飞行器结构中的广泛应用，维修问题也日益突出，对维修工艺的要求不断提高。高温高压成型工艺是复材维修产业的核心技术，但其高温高压条件增加了维修风险和工艺难度，对施工质量和安全性构成挑战。现有的飞机复合材料部件结构复杂，由多种材料组合而成，具有不规则外形和严格的热压成型参数限制。现有真空负压工艺的增压限制无法满足压力条件以及较为复杂的空间需求，导致粘接过程中容易气泡分层现象，使粘接面无法紧密贴合，而传统的热压罐正压方式成本高昂。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：现有的飞机复合材料部件粘接修理方法无法满足压力条件以及较为复杂的空间需求，导致粘接过程中容易气泡分层现象，使粘接面无法紧密贴合，且传统的热压罐正压方式成本高昂。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种飞机复合材料部件粘接修理的方法，包括如下步骤：

确定待修理区域，于所述待修理区域的实心蒙皮上铺设第一胶膜层，安装新蜂窝于所述待修理区域；

于所述新蜂窝上依次均匀铺设至少一层第二胶膜层与金属蒙皮；

于所述金属蒙皮上依次均匀铺设有孔分离膜、玻璃丝布、无孔分离膜和透气棉；

于所述透气棉边缘铺设胶带，并覆盖真空袋，进行抽真空，以使得所述真空袋内的压力保持稳定；

于所述真空袋上放置增压气囊，并对所述增压气囊进行充气以使得所述增压气囊施加预设压力于所述金属蒙皮；

进行加热固化操作至所述金属蒙皮与所述新蜂窝粘接至所述待修理区域。

在一些实施例中，所述于所述真空袋上放置增压气囊还包括：

安装增压舱，所述增压舱罩设于所述增压气囊与所述真空袋周侧，所述增压舱与所述待修理区域的新蜂窝的间隙不超过20mm。

在一些实施例中，所述增压气囊通过所述孔分离膜、玻璃丝布、无孔分离膜、透气棉和真空袋，紧密压合于所述金属蒙皮。

在一些实施例中，于所述新蜂窝的外壁周围施加泡沫胶。

在一些实施例中，所述至少一层第二胶膜层与金属蒙皮的高度与所述待修理区域的原始高度齐平。

在一些实施例中，所述于所述新蜂窝上依次均匀铺设至少一层第二胶膜层与金属蒙皮包括：

于所述新蜂窝上依次均匀铺设两层第二胶膜层与金属蒙皮。

在一些实施例中，所述无孔分离膜各方向尺寸均大于所述玻璃丝布20-31mm。

在一些实施例中，在真空袋上安装真空阀和真空表，以用于监控抽真空时的真空值。

在一些实施例中，所述有孔分离膜为有孔耐高温聚乙烯薄膜，所述无孔分离膜为耐高温聚乙烯薄膜。

在一些实施例中，所述进行加热固化操作至所述金属蒙皮与所述新蜂窝粘接至所述待修理区域之后还包括：

于预设时间后停止加热，拆除所述有孔分离膜、玻璃丝布、无孔分离膜、透气棉、真空袋、增压舱与增压气囊；

于所述金属蒙皮上安装紧固件，并密封所述金属蒙皮边缘。

本发明实施例一种飞机复合材料部件粘接修理的方法与现有技术相比，其有益效果在于：

本发明实施例的确定待修理区域，于待修理区域的实心蒙皮上铺设第一胶膜层，安装新蜂窝于待修理区域，并于新蜂窝的外壁周围施加泡沫胶；于新蜂窝上依次均匀铺设至少一层第二胶膜层与金属蒙皮；于金属蒙皮上依次均匀铺设孔分离膜、玻璃丝布、无孔分离膜和透气棉，并于透气棉边缘铺设胶带；覆盖真空袋并进行抽真空，以使得真空袋内的压力保持稳定；于真空袋上放置增压气囊，并对增压气囊进行充气以使得增压气囊施加预设压力于金属蒙皮；进行加热固化操作至金属蒙皮与新蜂窝粘接至待修理区域。本发明通过利用气动增压以及热压成型的方式，以同时满足粘接固化时需求较大的压力条件与较为复杂的空间要求，最大限度的减少粘接过程中气泡分层现象，使粘接面紧密贴合，优化粘接效果，达到接近热压罐固化的质量和效果，节约大量的维修成本。

附图说明

图1是本发明实施例提供的飞机复合材料部件粘接修理的方法的流程示意图；

图2是本发明实施例提供的飞机复合材料部件粘接修理的方法的应用示意图；

图3是本发明实施例提供的飞机复合材料部件粘接修理的方法的应用于LEAP-1A系列发动机辅助滑轨的示意图；

图中，1、新蜂窝；2、第二胶膜层；3、金属蒙皮；4、有孔分离膜；5、玻璃丝布；6、无孔分离膜；7、透气棉；8、真空袋；9、增压气囊；10、增压舱；11、真空表；12、充气阀；13、Teflon防磨带；14、辅助滑轨通道。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

如图1及图2所示，本发明提供了一种飞机复合材料部件粘接修理的方法，包括如下步骤：

S110、确定待修理区域，于待修理区域的实心蒙皮上铺设第一胶膜层，安装新蜂窝1于待修理区域；

该步骤中，选取飞机复合材料待修理区域，并在该待修理区域内去除损坏的蜂窝，并在蜂窝去除的区域的实心蒙皮上铺设第一胶膜层，用于提供结构支撑和增强新蜂窝1和实新蒙皮之间的粘接效果。此外，将新的蜂窝插块(也即是新蜂窝1)至修理区域，也即是将新的蜂窝插块至蜂窝去除的区域。可以理解地，该步骤中的第一胶膜层优选为支撑胶膜。

S120、于新蜂窝1上依次均匀铺设至少一层第二胶膜层2与金属蒙皮3；

该步骤中，铺设第二胶膜层2的目的在于粘接新的蜂窝插块与金属蒙皮3，以增强复合材料的强度和稳定性。优选地，第二胶膜层为非支撑胶膜层。

S130、于金属蒙皮3上依次均匀铺设有孔分离膜4、玻璃丝布5、无孔分离膜6和透气棉7；

该步骤中，有孔分离膜4和无孔分离膜6用于防止不同材料层之间的混合，玻璃丝布5用于增加结构强度，透气棉7则允许空气在固化过程中排出，起到透气的作用，同时透气棉7与有孔分离膜4在一定程度上可以吸收粘接过程中多余的胶，最大限度的减少粘接过程中气泡分层现象，使粘接面紧密贴合，优化粘接效果。

S140、于透气棉7边缘铺设胶带，并覆盖真空袋8，进行抽真空，以使得真空袋8内的压力保持稳定；

该步骤中，在透气棉7的边缘铺设胶带，以确保粘接过程保证真空袋8密闭性和结构完整性。覆盖真空袋8，以便于进行粘接过程要求的抽真空步骤，以通过抽气进而消除袋内的空气，并打开气源开关以保持内部压力稳定，这有助于增强粘接效果以使得粘接处的材料的紧密贴合。本步骤中的胶带为真空胶带，该真空袋8为常规硬质耐高温透明塑料薄膜。

需要说明的是，该步骤可以在真空袋8上安装真空阀和真空表11，用于抽真空步骤并监控真空值读数，打开气源开关，直至压力稳定。

S150、于真空袋8上放置增压气囊9，并对增压气囊9进行充气以使得增压气囊9施加预设压力于金属蒙皮3；

该步骤中在真空袋8上平稳贴服的放置增压气囊9，施加粘接要求的压力值，对增压气囊9进行充气，使其对金属蒙皮3施加预设的压力。这种增压方法能够更均匀地分布压力，确保各层材料在固化过程中紧密贴合，提高修理质量；本实施例中的气压值根据具体部件的维修方案决定。

S160、进行加热固化操作至金属蒙皮3与新蜂窝1粘接至待修理区域。

该步骤中，选取加热装置，进行加热固化，以使胶粘剂充分反应，形成强大的化学键，确保修复后的部件具有足够的强度和耐用性，加温的温度由修理选用胶膜的固化温度决定，不同胶膜固化温度不同。

基于上述步骤，通过利用气动增压以及热压成型的方式，以同时满足粘接固化时需求较大的压力条件与较为复杂的空间要求，最大限度的减少粘接过程中气泡分层现象，使粘接面紧密贴合，优化粘接效果，达到接近热压罐固化的质量和效果，有效地修复飞机复合材料部件的损伤，恢复部件的结构强度和性能，保证飞行安全。同时，这种方法还能减少维修时间和成本，提高维修效率，节约大量的维修成本。

需要说明的是，步骤S110中提及的飞机复合材料优选为金属蒙皮3的蜂窝夹层结构；更优选为维修压力超过14.9PSI的部件，如：金属蒙皮3的蜂窝夹层结构反推C涵道、平移门辅滑轨等。

步骤S120中提及的金属蒙皮3是指与飞机复合材料部件待修理预取形状、大小和材料一致的补片，根据待修理区域的情况而设计，通常情况下使用与修理区域材料同种的材料。

在一些实施例中，于真空袋8上放置增压气囊9还包括：

安装增压舱10，增压舱10罩设于增压气囊9与真空袋8周侧，增压舱10与待修理区域的新蜂窝1的轮廓间隙不超过20mm。

该步骤中，增压舱10包围增压气囊9，防止待修理区域内的修理部件(也即是新蜂窝1)变型并防止气囊破损造成的破损。此外，为了确保增压效果的均匀性和工艺的精确性，增压舱10与待修理区域的新蜂窝1的轮廓之间的间隙被控制在不超过20mm，保证粘接时各部分压力均匀，防止在加压过程中出现局部压力不均或漏气现象，从而保证修理部件能够得到有效的处理和修复。

在一些实施例中，增压气囊9通过孔分离膜、玻璃丝布5、无孔分离膜6、透气棉7和真空袋8，紧密压合于金属蒙皮3。本实施例中通过确保增压气囊9与需要修理的部件表面紧密接触，可以最大化增压气囊9施加压力的效果，促进材料的贴合、固化或成型过程。此外，增压气囊9的尺寸较玻璃丝布5大20-31mm，以便在增压气囊9充气后，能够完全覆盖并超越玻璃丝布5的范围，从而确保修理部分的每一处都能受到增压气囊9施加的压力，以提高修理的质量和一致性，避免因压力不均导致的材料变形、粘接不牢或性能下降等问题。

需要说明的是，本实施例的增压气囊9与充气阀12连接，以通过向充气阀12充气，实现对增压气囊9的充气。

在一些实施例中，于新蜂窝1的外壁周围施加泡沫胶，以用于新的蜂窝插块的外壁与原有周围蜂窝的外壁的粘接，保证粘接面紧密贴合。

在一些实施例中，至少一层第二胶膜层2与金属蒙皮3的高度与待修理区域的原始高度齐平，以确保铺贴区域无褶皱和气泡，与待修理区域紧密贴合。

优选地，步骤S120也可以为于新蜂窝1上依次均匀铺设两层第二胶膜层2与金属蒙皮3至待修理区域的原始结构的厚度，其中，两层第二胶膜层2采用叠加的方式，使得粘接更牢固。

在一些实施例中，有孔分离膜4各方向尺寸均大于金属蒙皮320-31mm。

本实施例中通过使有孔分离膜4大于金属蒙皮3，可以在粘接过程中为胶水提供一个缓冲区，防止胶水在固化过程中溢出到不需要粘接的区域，避免了因胶水溢出可能导致的结构问题或重量增加。此外，有孔分离膜4上的孔洞允许部件内部的空气或气体在加热固化过程中排出。这样可以减少气泡的形成，确保各层材料之间充分贴合，提高粘接强度和整体部件的质量。

需要说明的是，本实施例中的各方向指有孔分离膜4的边缘，其均大于金属蒙皮3的尺寸，以保证有孔分离膜4可以完全覆盖在金属蒙皮3上，防止胶水在固化过程中溢出。

在一些实施例中，玻璃丝布5各方向尺寸均大于有孔分离膜420-31mm。

本实施例中，通过使玻璃丝布5大于有孔分离膜4，可以确保分离膜完全被玻璃丝布5覆盖，减少边缘翘起或移动的可能性，增强整体结构的稳定性，同时可以对分离膜提供额外的保护，防止其在后续的加工或使用过程中受到损伤。此外，玻璃丝布5可以过滤气体和一定吸收胶水的作用，大于有孔分离膜4的尺寸可以确保这些功能的有效发挥，避免因尺寸不合适导致的工艺效果降低。

需要说明的是，本实施例中的各方向指玻璃丝布5的边缘，其均大于有孔分离膜4的尺寸，以保证玻璃丝布5可以完全覆盖在有孔分离膜4上，防止边缘翘起或移动的可能性。

在一些实施例中，无孔分离膜6各方向尺寸均大于玻璃丝布520-31mm。

本实施例中，通过使无孔分离膜6尺寸大于玻璃丝布5，可以确保在层叠结构中，玻璃丝布5完全被无孔分离膜6覆盖，避免不同层之间的物质渗透或交叉污染。此外，较大的无孔分离膜6尺寸可以提供更好的结构支撑，特别是在需要承受压力或机械应力的情况下，以助于保持整体结构的稳定性，防止因尺寸不合适导致的变形或破裂。

需要说明的是，本实施例中的各方向指无孔分离膜6的边缘，其均大于玻璃丝布5的尺寸，以保证无孔分离膜6可以完全覆盖在玻璃丝布5上，防止不同层之间的物质渗透或交叉污染。

在一些实施例中，透气棉7各方向尺寸均大于玻璃纤维45-56mm。

本实施例中通过使透气棉7的尺寸大于玻璃纤维，可以确保玻璃纤维完全被透气棉7包围和覆盖，从而实现有效的保护和隔离作用。此外，较大的透气棉7尺寸可以提供额外的缓冲和吸收空间，有助于减少因材料压缩、变形或磨损导致的不良影响，同时也有利于吸收和分散应力。

需要说明的是，本实施例中的各方向指透气棉7的边缘，其均大于玻璃纤维的尺寸，以保证透气棉7可以完全覆盖在玻璃纤维上，实现有效的保护和隔离作用。

优选地，有孔分离膜4为有孔耐高温聚乙烯薄膜，无孔分离膜6为耐高温聚乙烯薄膜，以便于在进行加热固化时能够在较高的温度环境中保持稳定性和功能性。

在一些实施例中，在真空袋8上安装真空阀和真空表11，用于抽真空步骤并监控真空值读数，以便打开气源开关后，可以监控其真空值的变化，抽气直至真空袋8内压力稳定。此外，透气棉7为单层透气棉7，且在透气棉7的其中一边缘处设有上述真空阀和真空表11底座。真空表11底座用于安装真空阀。

在一些实施例中，进行加热固化操作至金属蒙皮3与新蜂窝1粘接至待修理区域之后还包括：

于预设时间后停止加热，拆除有孔分离膜4、玻璃丝布5、无孔分离膜6、透气棉7、真空袋8、增压舱10与增压气囊9；

该步骤中在金属蒙皮3与新蜂窝1结构成功粘接至待修理区域后，按照预设的时间停止加热。这个时间通常是基于所使用的胶粘剂的固化特性来确定的，以确保胶粘剂充分反应并形成牢固的粘接。可以理解地，该步骤中还需要拆除真空阀和真空表11。

该步骤中，为了进一步增强修复区域的结构稳定性，会在金属蒙皮3上安装紧固件。紧固件可能包括螺钉、铆钉或其他机械连接装置，它们能够将修复区域与周围结构更牢固地连接在一起。最后一步是对金属蒙皮3的边缘进行密封处理。这可以防止水分、灰尘或其他污染物进入修复区域，同时也可以提高整体结构的气密性和防水性。

一同参阅图3，本发明采用的飞机复合材料部件粘接修理的方法以对LEAP-1A系列发动机辅助滑轨进行维修为示例进行阐述：

实施例1

(1)选取带修理区域，准备修理区域。

(2)准备Teflon防磨带13(也即是上述的金属蒙皮3)，准备FM309-1支撑胶膜。

(3)将一层支撑胶膜均匀铺贴在Teflon防磨带13上，在大约一半的位置对折贴有胶膜的防磨带，将其均匀铺贴在辅助滑轨的对应位置。由于辅助滑轨粘接面为凹槽型，将防磨带对折有助于其均匀粘接在滑轨中，避免搭桥情况发生。

(4)按压防磨带至辅助滑轨通道14的每一边，确认贴服在所有的三个边缘，不允许有搭桥现象。

(5)用剪刀或刮刀裁剪辅助滑轨防磨带每一边多余的部分。

(6)在辅助滑轨防磨带每一边上依次均匀铺贴有孔分离膜4、玻璃丝布5、孔分离膜、增压气囊9。

(7)在修理部件外安装增压舱10，在型架周围均匀铺贴透气棉7，沿透气棉7边缘铺设胶带，并覆盖上真空袋8，在真空袋8上安装真空阀和真空表11，打开气源开关，直至压力稳定。

(8)对增压气囊9进行充气，使增压气囊9压力到达修理要求压力值50PSI。

(9)选取烘箱，进行加热至182℃，加热时长90分钟，固化至修理材料粘接至部件待修区域即可。

实施例2

(1)选取带修理区域，准备修理区域。

(2)准备Teflon防磨带13，准备FM309-1支撑胶膜。

(3)将一层支撑胶膜均匀铺贴在Teflon防磨带13上，在大约一半的位置对折贴有胶膜的防磨带，将其均匀铺贴在辅助滑轨的对应位置。

(4)按压防磨带至辅助滑轨通道14的每一边，确认贴服在所有的三个边缘，不允许有搭桥现象。

(5)用剪刀或刮刀裁剪辅助滑轨防磨带每一边多余的部分。

(6)在辅助滑轨防磨带每一边上依次均匀铺贴有孔分离膜4、玻璃丝布5、孔分离膜、增压气囊9。

(7)在修理部件外安装增压舱10，在型架周围均匀铺贴透气棉7，沿透气棉7边缘铺设胶带，并覆盖上真空袋8，在真空袋8上安装真空阀和真空表11，打开气源开关，直至压力稳定。

(8)对增压气囊9进行充气，使增压气囊9压力到达修理要求压力值40PSI。

选取烘箱，进行加热至182℃，加热时长90分钟，固化至修理材料粘接至部件待修区域即可。

实施例3

(1)选取带修理区域，准备修理区域。

(2)准备Teflon防磨带13，准备FM309-1支撑胶膜。

(3)将一层支撑胶膜均匀铺贴在Teflon防磨带13上，在大约一半的位置对折贴有胶膜的防磨带，将其均匀铺贴在辅助滑轨的对应位置。

(4)按压防磨带至辅助滑轨通道14的每一边，确认贴服在所有的三个边缘，不允许有搭桥现象。

(5)用剪刀或刮刀裁剪辅助滑轨防磨带每一边多余的部分。

(6)在辅助滑轨防磨带每一边上依次均匀铺贴有孔分离膜4、玻璃丝布5、孔分离膜、增压气囊9。

(7)在修理部件外安装增压舱10，在型架周围均匀铺贴透气棉7，沿透气棉7边缘铺设胶带，并覆盖上真空袋8，在真空袋8上安装真空阀和真空表11，打开气源开关，直至压力稳定。

(8)对增压气囊9进行充气，使增压气囊9压力到达修理要求压力值45PSI。

选取烘箱，进行加热至177℃，加热时长120分钟，固化至修理材料粘接至部件待修区域即可。

实施例4

(1)选取带修理区域，准备修理区域。

(2)准备Teflon防磨带13，准备FM309-1支撑胶膜。

(3)将一层支撑胶膜均匀铺贴在Teflon防磨带13上，在大约一半的位置对折贴有胶膜的防磨带，将其均匀铺贴在辅助滑轨的对应位置。

(4)按压防磨带至辅助滑轨通道14的每一边，确认贴服在所有的三个边缘，不允许有搭桥现象。

(5)用剪刀或刮刀裁剪辅助滑轨防磨带每一边多余的部分。

(6)在辅助滑轨防磨带每一边上依次均匀铺贴有孔分离膜4、玻璃丝布5、孔分离膜、增压气囊9。

(7)在修理部件外安装增压舱10，在型架周围均匀铺贴透气棉7，沿透气棉7边缘铺设胶带，并覆盖上真空袋8，在真空袋8上安装真空阀和真空表11，打开气源开关，直至压力稳定。

(8)对增压气囊9进行充气，使增压气囊9压力到达修理要求压力值40PSI。

选取烘箱，进行加热至172℃，加热时长150分钟，固化至修理材料粘接至部件待修区域即可。

综上，本发明实施例提供一种飞机复合材料部件粘接修理的方法，其解决了飞机复合材料维修在较大的压力条件与较为复杂的空间要求时可靠性较差的问题，采用气动增压系统热压成型工艺，使粘接面紧密贴合，优化粘接效果。此外，本发明最大限度的减少粘接过程中气泡分层现象，达到接近热压罐固化的质量和效果，节约大量的维修成本。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和替换，这些改进和替换也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，包括如下步骤：

确定待修理区域，于所述待修理区域的实心蒙皮上铺设第一胶膜层，安装新蜂窝于所述待修理区域；

于所述新蜂窝上依次均匀铺设至少一层第二胶膜层与金属蒙皮；

于所述金属蒙皮上依次均匀铺设有孔分离膜、玻璃丝布、无孔分离膜和透气棉；

于所述透气棉边缘铺设胶带，并覆盖真空袋，进行抽真空，以使得所述真空袋内的压力保持稳定；

于所述真空袋上放置增压气囊，并对所述增压气囊进行充气以使得所述增压气囊施加预设压力于所述金属蒙皮；

进行加热固化操作至所述金属蒙皮与所述新蜂窝粘接至所述待修理区域。

2.根据权利要求1所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，所述于所述真空袋上放置增压气囊还包括：

安装增压舱，所述增压舱罩设于所述增压气囊与所述真空袋周侧，所述增压舱与所述待修理区域的新蜂窝的间隙不超过20mm。

3.根据权利要求1所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，所述增压气囊通过所述孔分离膜、玻璃丝布、无孔分离膜、透气棉和真空袋，紧密压合于所述金属蒙皮。

4.根据权利要求1所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，于所述新蜂窝的外壁周围施加泡沫胶。

5.根据权利要求1所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，所述至少一层第二胶膜层与金属蒙皮的高度与所述待修理区域的原始高度齐平。

6.根据权利要求5所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，所述于所述新蜂窝上依次均匀铺设至少一层第二胶膜层与金属蒙皮包括：

于所述新蜂窝上依次均匀铺设两层第二胶膜层与金属蒙皮。

7.根据权利要求1所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，所述无孔分离膜各方向尺寸均大于所述玻璃丝布20-31mm。

8.根据权利要求1所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，在真空袋上安装真空阀和真空表，以用于监控抽真空时的真空值。

9.根据权利要求1所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，所述有孔分离膜为有孔耐高温聚乙烯薄膜，所述无孔分离膜为耐高温聚乙烯薄膜。

10.根据权利要求2所述的飞机复合材料部件粘接修理的方法，其特征在于，所述进行加热固化操作至所述金属蒙皮与所述新蜂窝粘接至所述待修理区域之后还包括：

于预设时间后停止加热，拆除所述有孔分离膜、玻璃丝布、无孔分离膜、透气棉、真空袋、增压舱与增压气囊；

于所述金属蒙皮上安装紧固件，并密封所述金属蒙皮边缘。