湯海龍，雷社昌

(國營四達機械制造公司，陜西 咸陽 712203)

0 引言

復(fù)合材料由于其高比強度、高比剛度、低密度、低導(dǎo)熱系數(shù)等優(yōu)勢被廣泛運用到飛行器的重要結(jié)構(gòu)中[1-2]，如后艙壁[3]、飛行器中的隔熱板、火箭發(fā)動機的噴嘴[4]等部位。此外，為了增加飛機的航程及載彈量[5]，飛機研制者在設(shè)計之初就使用大量蜂窩夾芯材料。復(fù)合材料大量應(yīng)用的現(xiàn)象在軍用飛機上得到了極大體現(xiàn)，如F-22飛機的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的用量將近40%[6]，主要承重結(jié)構(gòu)部件(如尾翼、機身、機翼、襟翼和垂直穩(wěn)定器等)都使用了纖維基復(fù)合材料[7]。我國目前的現(xiàn)役飛機在研制之初也應(yīng)用了大量的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，然而復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的大量應(yīng)用也給飛機后續(xù)的維護、維修工作帶來了極大的挑戰(zhàn)。

在飛機起飛、平飛、降落過程中，復(fù)合材料經(jīng)常會受到撞擊出現(xiàn)故障，嚴重威脅機上人員的生命安全，維修人員需要根據(jù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的故障損傷開展針對性維修。先前的研究者針對蜂窩夾芯類的復(fù)合材料修復(fù)介紹了幾種常見的修復(fù)方法[8-11]，對于結(jié)合實際復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件修復(fù)的論文相對較少。本文通過對飛機復(fù)合材料整流罩的大面積穿透性損傷開展修復(fù)，降低因新件制造周期長造成的經(jīng)濟浪費，為其他維修企業(yè)后續(xù)進行類似的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件修復(fù)提供了技術(shù)性參考。

1 整流罩故障分析

1.1 整流罩故障描述

在進行復(fù)合材料類零件修理的過程中，由于受到外界沖擊，位于飛機下部的某型整流罩出現(xiàn)產(chǎn)生嚴重損傷。整流罩左側(cè)圓角外表面出現(xiàn)178 mm×145 mm的脫膠故障，其中存在130 mm×120 mm的環(huán)氧樹脂注實蜂窩的故障如圖1(a)所示，在內(nèi)表面相同位置出現(xiàn)270 mm×160 mm面積范圍蒙皮與蜂窩脫膠，包括130 mm×100 mm的蜂窩注實故障如圖1(b)所示。該型整流罩自制周期較長，費用高等因素制約著飛機的交付周期，嚴重影響外場年度任務(wù)的順利執(zhí)行，為了能夠準時交付產(chǎn)品，完成飛機修理任務(wù)，對產(chǎn)生故障損傷的復(fù)合材料整流罩進行故障分析及修復(fù)。

圖1 整流罩損傷形貌

1.2 整流罩故障分析

整流罩位于某型飛機下方，迎風面積較大，整流罩迎風面與側(cè)面圓角處容易受到?jīng)_擊損傷，在起飛、爬升和著陸時，容易受到砂石、飛鳥等飛行物的撞擊。此外，在惡劣天氣下，飛機高空快速飛行過程中，雨水和冰雹等環(huán)境因素對整流罩的持續(xù)撞擊也可能造成整流罩一系列故障。目前常見的飛機整流罩故障主要分為蒙皮與蜂窩之間脫膠、蒙皮裂紋、蜂窩松軟塌陷等。

1.3 故障方案可行性分析

針對蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的整流罩故障修復(fù)流程如圖2所示。某型飛機整流罩為雙層蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，在兩層蜂窩中間鋪有一層膠膜起到粘接作用。這種結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢是在受到?jīng)_擊損傷時，一側(cè)蜂窩損傷的狀況下，另一側(cè)可能仍然處于完整外形狀態(tài)。參照整流罩的結(jié)構(gòu)特點，在維修過程中先使用模具支撐一側(cè)外形，通過修復(fù)另一側(cè)蜂窩并完成流線定型過渡，最后通過同樣的方法進行修復(fù)另一側(cè)蜂窩和蒙皮。在本次修復(fù)中，我們通過分析整流罩故障狀態(tài)、修復(fù)困難程度以及修復(fù)技術(shù)條件等因素，決定采用從外蒙皮修復(fù)之后過渡到內(nèi)蒙皮的修復(fù)方式。

圖2 整流罩故障修復(fù)流程

2 整流罩詳細修復(fù)過程

復(fù)合材料的修復(fù)作業(yè)對工作間環(huán)境及待修區(qū)清潔度要求較高，環(huán)境不滿足工藝技術(shù)條件，后續(xù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)固化的強度將很難滿足零部件的使用要求，對安裝該修復(fù)件的飛機安全產(chǎn)生嚴重的威脅。因此，在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修復(fù)的過程中要嚴格控制作業(yè)環(huán)境及修復(fù)工藝。詳細的整流罩故障修復(fù)如圖3所示。

圖3 整流罩故障修復(fù)示意圖

2.1 整流罩修復(fù)前準備

在進行修復(fù)之前，需對待修區(qū)和工作間進行試修準備。

(1)使用專用刀片/打磨機沿預(yù)先檢查出脫膠區(qū)輪廓放大25 mm左右切除外蒙皮，觀察并分析內(nèi)部蜂窩脫膠、損壞情況，使用剪刀仔細地去除已經(jīng)損壞的蜂窩，在進行蜂窩去除時盡量沿蜂窩晶格邊界裁剪。使用打磨機將舊蒙皮待修復(fù)區(qū)截面進行修理，打磨成斜面/階梯狀，保障蒙皮和蜂窩之間不存在階差。

(2)使用吸塵器把待修復(fù)區(qū)的雜質(zhì)清除干凈，之后使用丙酮擦拭并進行干燥處理。在通過技術(shù)人員現(xiàn)場檢查合格后，使用密封膠帶將待修復(fù)區(qū)域封閉，防止灰塵進入蜂窩及空氣中的水分子浸入其他良好蜂窩。

(3)確保工作間的清潔度、溫度不低于15 ℃、相對濕度不大于80%，工作人員穿專用工作服。

2.2 新蜂窩的制備

(1)為了使修補后的整流罩和原蜂窩結(jié)構(gòu)具有很好的貼合性且具有良好的流線型，需要按待修復(fù)面弧度選擇在模具上制備新蜂窩，新制蜂窩的晶格尺寸、高度與原蜂窩相同，輪廓尺寸相對于舊蜂窩稍大一兩個晶格，避免因尺寸差距造成粘接強度不滿足要求。

(2)將新制蜂窩從模具上小心取下，并與舊蜂窩進行比對，確保蜂窩的輪廓尺寸、弧度滿足損壞蜂窩修補的技術(shù)要求。

2.3 蜂窩/蒙皮的固化修補

(1)在損壞蜂窩的中間部分增加一層膠膜，將裁好蜂窩放入膠膜表面上，放置時注意新蜂窩和舊蜂窩之間的粘接。在表面鋪放一層隔離膜，鋪放鋁合板模具進行定型，使用熱補儀進行中溫固化或者施加一定壓力進行常溫固化，使玻璃鋼表皮和蜂窩能夠膠接良好，等蜂窩與原結(jié)構(gòu)固化完全，除去隔離膜，然后在修補的區(qū)域上用銼刀和砂布打磨，使新修補的蜂窩芯與原件平滑過渡，固化及修復(fù)完成的蜂窩形貌如圖4所示。

圖4 外層蜂窩修復(fù)形貌

(2)在修復(fù)好的蜂窩表面鋪一層膠膜，用單層厚度為0.1 mm的無堿玻璃布進行制造外蒙皮。按照待修復(fù)面輪廓裁制無堿玻璃布，第一層玻璃布輪廓需覆蓋舊蒙皮第一層修復(fù)面輪廓20～30 mm，第二層蓋過第一層20～30 mm，以此類推，逐層鋪糊玻璃布。在進行鋪粘玻璃布的過程中，注意鋪層中間氣泡的排除。新鋪的玻璃纖維方向與原結(jié)構(gòu)層的纖維方向一致，蒙皮的最外層要附加一層玻璃布起到增強作用。

(3)整流罩的外層蒙皮完全固化后，使用120#～400#的砂紙打磨，保證整流罩外層輪廓的流線型，外蒙皮修復(fù)的狀態(tài)如圖5(a)所示。內(nèi)層蜂窩損傷的修復(fù)過程類似外層蜂窩的修復(fù)，內(nèi)層修復(fù)后的狀態(tài)如圖5(b)所示。

圖5 故障修復(fù)形貌

2.4 修理性能檢測

為了保證產(chǎn)品修理的安全性、可靠性，在進行修復(fù)過程中增加同批次試驗樣件的制作，將試驗制件置于與修復(fù)結(jié)構(gòu)件相同的環(huán)境下進行固化，對應(yīng)試驗樣件的標準尺寸分別參照GB/T 1452、GB/T 1453、GB/T 1455。對固化的試件進行相關(guān)的力學(xué)性能試驗，檢測結(jié)果見表1。經(jīng)與修復(fù)工藝的技術(shù)標準進行對比驗證，整流罩修復(fù)工序的質(zhì)量能夠滿足技術(shù)標準。

2.5 整流罩的噴漆及裝配

整流罩修好并經(jīng)檢驗員檢驗合格后進行表面噴漆處理，待漆層完全干燥后，由技術(shù)人員檢查整流罩表面質(zhì)量，對于整流罩出現(xiàn)的局部缺陷進行再次修復(fù)，最后將合格品交付裝配人員進行裝機。經(jīng)過修理、檢驗等工序的嚴格檢查以及飛機多次的飛行狀態(tài)顯示，此次整流罩的修復(fù)質(zhì)量完全能夠滿足技術(shù)要求。

3 結(jié)論

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的修復(fù)對于相關(guān)的修理單位來說，仍然是未來發(fā)展的一個重要方向。本文通過開展夾芯結(jié)構(gòu)整流罩的大面積損傷故障修復(fù)，并很好地保證了修理質(zhì)量，保障了飛機的飛行安全，極大提高了維修廠復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的修復(fù)能力，對今后整流罩復(fù)合材料維修過程中的大面積蜂窩修復(fù)提供了很好的參考價值。后續(xù)工廠將在現(xiàn)有修理技術(shù)的基礎(chǔ)上，緊跟國內(nèi)復(fù)合材料修復(fù)技術(shù)趨勢，開展現(xiàn)代化、智能化、數(shù)字化的修復(fù)技術(shù)研究。