sr20飞机复合材料结构的修理

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1、SR20飞机复合材料结构的修理　　0引言　　复合材料是将两种或两种以上的材料永久结合起来的产物，其共同的强度比单独各组分的强度都大。SR20飞机结构由玻璃纤维或者碳纤维织物和环氧树脂形成的复合材料组成，根据强度和刚度的不同需求采用各种铺层方式和构造方法。复合材料合成符合空气动力学的形状、定制的强度特性，减少飞机构件的数量。SR20飞机主要构件包括：机身，机翼，垂直尾翼和水平尾翼。本文以SR20飞机复合材料结构为例，介绍其损伤检测和分类、修理条件及工艺和具体损伤的修理流程等，为通用飞机复合材料结构修理提供参考。　　1损

2、伤检测及分类　　1.1损伤检测方法　　如果飞机复合材料结构出现目视可见或者可疑的损伤，必须对其进行彻底的检查并据此进行维修。当前针对复合材料的无损探伤方法主要有两种：目视检查和硬币敲击。　　目视检查可能需要将结构的漆面、底漆和表面填充物去除，当出现大量损伤时，还需要将目视可见的损伤区域完全去除并做进一步检查。压痕和凹陷损伤外观表现与冰雹在金属表面上的损伤类似，而分层和脱胶更难以检测到，有时可以通过按压损伤区域来感觉这种类型的损伤，能明显感觉已分离结构的松动。由于夹芯结构内层的冲击损伤通常比外层的更为严重，有时需要还将

3、通过内窥镜对未喷漆的表面里层潜在的损伤区域进行检查，玻璃纤维层合结构损伤通常呈白色。对于部分层合板结构损伤的目视检查还需要借助灯光设备。对于可见损伤结构外表面的边界还需做出永久标记。　　硬币敲击是识别层合板结构脱胶及分层的一种有效手段，利用小金属块在层合板结构表面反复持续地敲击，如果有清晰、尖锐的敲击声响表示该区域粘接良好，声响沉闷则表明出现脱胶或者分层现象。为了确保维修的质量，任何维修完成之后都需要进行硬币敲击检查。　　1.2损伤分类　　根据受影响的结构类型分为不同区域损伤，某些位置可能包括多种类型的结构损伤。　　

4、1）表面损伤　　结构表面的保护涂层（漆面等）的损伤，没有涉及到复合材料结构本身。　　2）粘结结构损伤　　出现在两个预固化部件之间由于受潮、进水以及外物碰撞冲击等原因导致的脱粘现象。　　3）层合板损伤　　包括磨损、分层，沟槽、冲击损伤等，根据铺层损伤的情况分为穿透和非穿透损伤。　　4）夹层结构损伤　　根据夹层结构层合板及夹芯的损伤情况分为外铺层、外铺层和夹芯、穿透损伤。　　2修理要求及工艺　　2.1修理环境要求　　一个适当的修理环境对于保证复合材料的维修质量是至关重要的。建立并保持工作区域和部件的清洁，控制材料从存储环

5、境到整个固化完成过程的温度，在所有涉及到使用树脂、粘合剂和溶剂的工作场所保持通风。同时还需满足以下条件：封闭的维修区域、环境温度和湿度的控制（图5）、清洁的维修区域（无尘、无油或其它污染物）、佩戴干净无尘手套进行手工操作铺层和粘结、维修区域结构和表面的保护、注意不同复合材料的材料特性。　　图5环境温度和相对湿度　　2.2修理材料使用要求　　修理材料必须使用厂商指定的材料。根据待修理区域的结构组成和损伤情况决定铺层数和铺层方向，选取相应的增强织物材料和夹芯材料，裁剪至合适尺寸。根据使用的材料体系不同，按要求比例混合树脂

6、混合物与增强颗粒组成粘结剂。　　2.3修理工艺　　1）层合贴补工艺　　在贴补修理之前两小时，通过砂纸打磨内铺层得到结合面，并利用吸尘器去除所有粉尘和碎片，最后用酒精清洁。保留的原始结构纤维铺层应当呈50：1的梯度，每一层边缘间距约为0.5inch，如图6所示。如果维修铺层少于3层或者碳纤维层合板，则不需要阶梯打磨进行铺层修理。　　根据修理区域是否便于接近，层合贴补分为原位修理和离位修理两种方式，即直接在损伤区域进行层合贴补修理以及预先制作好层合补片，再将补片贴到损伤区域。两种修理方式都可以运用干铺层或者湿铺层。　　2

7、）固化工艺　　树脂体系必须经过适当固化才能达到最大的强度。固化过程中需要一个热源对修理区域进行加热，典型的固化系统包括热源为数控的热风枪、封闭的热环境和温度监控设备。固化温度是部件温度而不是环境空气温度，在热风干固化过程中，环境空气温度应当比要求的维修固化温度高大约15°-25°F（8.3°-13.9°C）。根据不同材料体系选取相应的固化时间，固化升温速率控制在每分钟1.0°-5.0°F（0.6°-2.8°C），降温速率控制在每分钟1.0°-15.0°F（0.6°-8.4°C）。　　3）表面处理工艺　　表面处理分为腻

8、子、填料、底漆、密封、喷漆、贴标等处理。为了保证复合材料结构不至于过热，对喷漆颜色的吸收率和反射率都有要求，对于金属结构漆色则无限制，飞机国籍和注册标号须按手册规定喷涂在特定位置。　　3SR20飞机复合材料结构修理流程　　SR20飞机表面损伤、粘结结构损伤的修理较为简单，夹层结构包含了层合板结构。以下主要介绍夹层结构的层合板损伤修理流程和更换层