第一篇：先進復合材料在飛機主承力件修理中的應用

先進復合材料在飛機主承力件修理中的應用： 待修結構及損傷情況

飛機機翼前梁是機翼前部的主要受力件，由LC4鋁合金的模壓件制成，剖面呈“工”字形，沿展向分為兩段，根部第1段是4m長的整體大梁，同時兼作前整體油箱隔板。LC4材料耐腐蝕性能差，飛機經長期使用后機翼前梁（尤其是前梁第1段）腐蝕嚴重，此次修理的兩架飛機機翼前梁共發現81處腐蝕，腐蝕的原始狀態見圖1。分布位置為前梁腹板74處，前梁交點3處，機翼1肋4處。腐蝕按深度劃分，深度不超過1.0mm的有17處，深度大于1.0mm而不超過2.0mm的有31處，深度大于2.0mm而不超過3.0mm的有27處，深度大于3.0mm的有6處，其中 穿透性腐蝕4處。

由于機翼前梁結構工藝性的限制，在修理中既不能更換新件，也不能用常規機械方法用螺接或鉚接形式去加強。采

用先進復合材料補片貼補技術對機翼前梁進行修理，能有效克服機翼前梁結構工藝性的限制，修復鉚（螺）接無法實施的部位。此方法易于掌握，成形性好，所用的時間短，成本低，經濟性好。

修理實踐

2.1 材料選擇

硼纖維是目前國外飛機金屬結構修理中普遍采用的理想材料，但在國內僅處于實驗室研究階段。雖然碳纖維在強度上不如硼纖維，但在國內已批量生產，并在國內許多領域中得到廣泛的應用。因此，此次修理采用中溫固化環氧碳纖維單向預浸料3234/T300，其拉伸強度為1300MPa，拉伸模量110GPa，壓縮強度890MPa，密度為1.72g/cm3，每層厚度0.125mm。膠膜采用SY-24C，其剪切強度為33MPa。

2.2 設備選型

設備選用美國HEATCON公司的雙區熱補儀HCS9200B，HCS9200B，它們是由電腦監測和控制的，使用多個傳感器輸入、各種圖表狀態顯示屏幕以及完整的程序記錄打印系統來實現復合材料的修理。在固化對溫度非常敏感的復合材料時，雙區均能有效控制固化所需要的電熱、真空度和時間。設備體積小、便于攜帶，可以在車間里或外場修理時使用，是當前國際上標準的復合材料熱膠接修理設備。

2.3 修理過程

修理工藝流程為：

修理項目→修理設計→清除被腐蝕表面→著色探傷→表面吹砂處理→涂刷偶聯劑→熱風吹干→預浸料補片制作→粘貼膠膜→粘貼補片→鋪設電熱毯→制作真空袋→抽真空后加溫→表面清理噴漆。

修理中為防止腐蝕層進一步發展變化，采用機械方法打磨去除腐蝕，并著色探傷檢查，以確保無殘余腐蝕層存在。打磨后待修表面凸凹不平，用摻50%～80%鋁粉的環氧樹脂填平打磨表面，加溫加壓后固化。

先進復合材料修理技術中待修部位的表面處理是該技術的關鍵步驟，為增強貼補片的膠接質量，此次修理采用的表面處理方法為：

(1)用砂布打磨去除修理區域內的所有漆層。

(2)采用了便攜式吹砂槍對復合材料修理區域進行吹砂處理，吹后可明顯改變待修表面的狀態，并除去表面陳舊的和結合力不強的氧化層、污染物，增加機械結合力。

(3)用丙酮清洗修理區域，以去除油脂、灰塵和其他外來物質。

(4)連續刷涂硅烷偶聯劑15min，刷涂后立即用電吹風烘干約15min，硅烷分子鏈的一側對鋁有親合力，另一側對環氧有親合力，使經過處理的結構表面具有高的表面能，從而獲得較高的膠接強度與耐久性。

通過對損傷的分析診斷和設計計算，確定了復合材料補片的幾何參數、鋪層數量及鋪層的取向，制作了對稱式的預浸料補片。

貼補片的固化過程采用標準的熱膠接設備，即真空袋和加熱毯，完成一個固化周期需要幾個步驟：真空壓緊、加溫、固化和降溫。固化周期的長短由所用膠膜與預浸料決定。此次修理采用的固化參數為：升、降溫速率1.5～3℃/min，固化時間60～90min，固化溫度120℃，真空壓力不低于75kPa（750mb）。固化完成后，冷卻到60℃以下后再釋放壓力，拆除真空袋和分離膜。復合材料固化后的表面狀態見圖3。在固化周期中的冷壓緊用于在加溫前壓緊鋪層，去除積聚的空氣。熱壓緊是用來在膠變成液體狀態后壓緊鋪層，這將保證高質量的粘接。

為有效監控補片的固化溫度，在鋪設真空袋時，每個真空袋中預置了3～4個熱電偶，并均勻放置在補片邊緣。由于機翼為金屬結構，加熱時熱量極易損失，為使固化過程更好地進行，采用紅外線烤燈對修理區進行輔助加溫，順利解決了溫度場的分布問題。在固化結束后，表面噴涂底漆、面漆，就此完成了所有修理工作。

此次修理是我國首次將其應用在飛機的結構主承力件上。與常規機械修理方法相比，復合材料貼補修理對原結構不鉆孔，完全無損傷，改善了應力集中和承載情況，修后可有效阻止損傷的進一步發展，提高修理部位的抗疲勞強度和損傷容限能力。而且復合材料補片比強度、比剛度高，采用膠接方式省去了通常機械修理必需的緊固件，修理后結構增重小。