（沈陽飛機工業(yè)集團(tuán)有限公司復(fù)合材料制造中心，沈陽 110034）

引 言

隨著復(fù)合材料在飛機結(jié)構(gòu)及防護(hù)裝備等領(lǐng)域越來越廣泛的應(yīng)用，先進(jìn)復(fù)合材料用于通用飛機結(jié)構(gòu)可以帶來減重、降低設(shè)計成本、抗疲勞耐腐蝕等優(yōu)點，復(fù)材零件在成型、裝配及使用過程中易出現(xiàn)不同程度的缺陷，引起質(zhì)量問題，嚴(yán)重時還會導(dǎo)致整個結(jié)構(gòu)件的報廢，造成重大經(jīng)濟(jì)損失。伴隨著復(fù)材零件在飛機上的占比增加，各類復(fù)材零件的損傷及后期的維修也成為無法規(guī)避的難題。[1]

復(fù)合材料的修理方法有機械修理方法和膠接修理方法兩類，機械修理方法因存在結(jié)構(gòu)增重較多、修理區(qū)域應(yīng)力較大、修理補片影響修復(fù)區(qū)域電性能等缺點，限制了其應(yīng)用，因此，目前復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷主要采用膠接修補方法。[2]對于大型復(fù)合材料構(gòu)件，如飛機結(jié)構(gòu)、風(fēng)電葉片等，其維修經(jīng)常需要在外場條件下完成，受外場條件制約，固化工藝參數(shù)的控制存在一定難度，尤其在低溫環(huán)境下，固化問題更是一個關(guān)鍵難題。[3]鑒于復(fù)材膠接修補需要考虛的問題眾多，諸如已裝配完成的復(fù)雜環(huán)境，二次固化帶來的內(nèi)部應(yīng)力損傷，零件表防處理已完成等情況，復(fù)材零件應(yīng)當(dāng)且必須采用局部固化的方式進(jìn)行返修。

本文針對復(fù)合材料零件在裝配過程中出現(xiàn)的多處分層損傷進(jìn)行分析，擬采用局部固化的修補方式對復(fù)材零件進(jìn)行返修，并對不同的修補工藝方案進(jìn)行比對，分析其各自的優(yōu)缺點。

一、修補案例簡介

本文涉及的待修補零件是某飛機復(fù)合材料中央翼盒桶段。中央翼盒作為重要的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件與外翼、機翼及機身相連，由前梁、后梁、內(nèi)部翼肋框架、上下壁板組成。機翼翼盒會被裝配在飛機機身內(nèi)部的中央翼盒上組成牢固靈活的部件，承擔(dān)著起飛、巡航和著陸時的大部分重量和壓力，為主要承重結(jié)構(gòu)。中央翼盒后梁是“U型”蒙皮膠結(jié)“T型”長桁的板梁結(jié)構(gòu)，在部段的裝配過程中對復(fù)材零件造成了損傷。

圖1 后梁缺陷分析示意圖

中央翼盒后梁在主體裝配完成，后續(xù)安裝鈦合金支架的過程中，由于操作失誤導(dǎo)致裝配孔邊緣出現(xiàn)分層損傷。由于該零件已完成了前期的整體裝配，無法對零件整體及諸多支架、緊固件等進(jìn)行拆除因此必須采取局部固化的方式進(jìn)行修補（見圖1）。

二、電熱毯中溫修補試驗

根據(jù)情況，零件中心加熱區(qū)域內(nèi)最大溫差為1.75℃，最小溫差為1.2℃。根據(jù)要求：5℃的溫差是可接受的，因此該試驗結(jié)果合格。根據(jù)試驗結(jié)果可以確定中心加熱區(qū)域為有效加熱區(qū)域，可以作為熱補儀修補使用。

使用試驗件進(jìn)行中溫局部固化的試驗，整個固化過程歷時約2h，固化后的結(jié)果表面有些富樹脂，在顯微鏡下可以看到少量的孔隙存在。

三、常溫修補試驗

1.真空檢測試驗

該試驗需要歷時5d，抽真空不少于72h，真空泵長時間連續(xù)運行會因過熱而出現(xiàn)故障，因此需要使用其他方式進(jìn)行替代。擬采用裝配車間內(nèi)的壓縮空氣通過帶過濾裝置的轉(zhuǎn)換接頭進(jìn)行轉(zhuǎn)換。

由壓縮空氣轉(zhuǎn)換而來的抽真空裝置的真空度及穩(wěn)定性尚不明確，因此需要通過真空檢測試驗來確定其參數(shù)性能。

2.常溫修補試驗結(jié)果分析

使用試驗件進(jìn)行常溫局部固化的試驗，整個固化過程歷時5d。經(jīng)過目視檢查，表面無明顯缺陷，通過顯微鏡查看未見孔隙。

結(jié) 語

本文對于熱補儀電熱毯修補試驗及常溫修補試驗分別進(jìn)行了研究對比。

第一，針對使用熱補儀局部固化時的兩種修補方式即常溫修補和加溫修補進(jìn)行了對比，在修補效率及修補質(zhì)量上得出了明確的結(jié)論。

第二，此次待修補零件是已完成裝配的部段，屬于金屬零件與復(fù)材零件相連接區(qū)域，氣密性無法達(dá)到復(fù)材制造的要求。通過摸索密封方案，得出了最佳的密封方式。