复合材料结构与修理课件.ppt

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1、波音飞机复合材料修理,目 录,第一章 复合材料简介 第二章 施工安全和材料的管理 第三章 飞机复合材料结构设计 第四章 加工 第五章 修理的过程和典型结构修理 第六章 铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理 第七章 检测,第一章 复合材料的简介,复合材料的定义材料的形式纤维增强材料织物基体和环氧树脂体系粘接剂蜂窝及蜂窝夹芯结构,定 义,由两种或两种以上的材料组合而成的材料称之为复合材料。复合材料的范围包括玻璃纤维增强复合材料、碳纤维/环氧树脂复合材料、碳/碳复合材料、金属基、陶瓷基复合材料。教程中所涉及的复合材料是基于用一种或数种纤维排列镶嵌在某些形式的聚合物树脂（基体）中。,一般简介,图 1-1复合材

2、料的组成,材料的形式,长丝 长丝又叫长纤维，是一根根的连续纤维，除了在几何不连续处以外，在一个构件中通常没有长丝的端头。单向带 单向带是由纱在树脂基体中沿着单一方向排列而成3.织物 由纱、纤维或长丝织成的材料。,纤维增强材料,玻璃纤维Kevlar纤维芳纶纤维碳/石墨硼纤维陶瓷纤维,图1-2 纤维增强材料的形式,图1-3 布 边,图 1-4 经纱的方向,图1-5 石墨纤维生产工序,图1-6 石墨纤维的代码,织物的优点,比带抵抗纤维断裂和层间分离能力强损伤容限高，对“固化皱损”要求低，对于修理工作比带好编织中减少了丝束分离抗疲劳损伤,图1-7 织布图案,图1-8 预浸带材料,图1-9 预浸布,基体

3、和环氧树脂体系,基体是一种将复合材料中的纤维或长纤维粘接在一起的均匀材料。环氧树脂由两部分组成：树脂和催化剂（或称固化剂）。,*富脂:易产生裂纹*贫脂:由于有空隙而较弱*固化温度:是敏感的+环氧:室温至350(177)+聚酯：室温至250(121)+聚酰亚胺:500及600(260-316)*热固性:基体的化学反应*热塑性:无化学反应 在600及700 融化(316-371)图 1-10 树脂体系,粘接剂,胶膜是涂在一层支持薄膜上的粘接剂糊状粘接剂由两种组分混合泡沫粘接剂是含泡沫剂的环氧树脂体系填充剂是在混合后的树脂中加入材料，类型分为：短纤维、碎纤维、硅粉添加剂、微珠,蜂窝及蜂窝夹芯结构,蜂

4、窝夹芯结构的特性：蜂窝夹芯结构有比常规金属结构更高的比强度蜂窝夹芯结构具有更高的抗弯强度具有更高的结构阻尼、较高的吸音和耐声振疲劳的性能具有隔热性能，并具有光滑的气动外形,图1-11 蜂窝的拉伸过程,图1-12 蜂窝夹层结构,图1-13 芯格的形状,第二章 施工安全和材料的管理,施工过程中，需要佩戴好必要的劳动防护用品，化工品必须严格按照说明书来进行储藏和使用。第一部分 施工安全 第二部分 材料的管理,图21 皮肤防护和安全眼镜,施工安全,图2-2 呼吸器官的防护,铺设区,铺设区必须避开灰尘、水汽、油雾、逸出的火焰及其他对粘接不利的材料。需注意铺设区的洁净。建议：铺设区最好不要与切割、打磨、钻

5、孔在同一个工作间内进行。,图23 正确与不正确的工作环境对比,材料管理,存贮期 通常情况下，粘接剂、树脂和预浸料应在规定的温度范围内存贮。材料的存贮期是指从制造完成到它不再为飞机安全使用的寿命或时间。材料的存贮期可以通过存贮在10以下或按照制造商所特别要求的温度而延长。,外露时间 外露时间是指一卷给定的材料处于室温条件下的所有累积小时数。外露时间从材料离开冰箱开始算起，总的外露时间不能超过制造商的规定。,图2-4 封装包裹,树脂系统的比例配制指南,保持台秤的平台和秤盘的清洁，称重时应涂上脱模剂以免被树脂站住扣除刻度的非零点部分以补偿混合容器的重量比例应该在所用秤的刻度范围之内（不能猜测中间的刻

6、度），秤应能精确到1/10g，避免小量调制。不要将秤从它本来的位置移走，因为天平有一定的水平要求。避免不意的外来影响。不要超出量程。称重时不要试图对秤做任何调整。,图2-5 隔栅式和秤,第三章 飞机复合材料结构设计,复合材料的特性材料密度失效特性材料强度抗疲劳性复合材料的连接紧固件铺层的原则,夹层结构典型特点树脂的固化体系腐蚀控制先进复合材料在飞机上的应用,复合材料的特性,比强度和比模量高具有可设计性抗疲劳性能好减振性能好高温性能好破损安全性好具有脆性材料的特性,表31 材料特性密度,表32 减重比较表,*线弹性直至屈服应力*线弹笥直至极限应力*塑性极限破坏*脆坏或突然破坏*允许应力极限由屈服

7、点决定*受到湿度及温度的影响 图3-1 破坏机制比较,图3-2 材料特性-强度,727石墨/环氧复合材料升降舵声疲劳试验,*测试两个盒段-在158分贝下分别试验4个小时及8个小时-没有发现损伤*预先施加冲击损伤-在158分贝下试验4个小时-没有发现损伤扩展*声疲劳性能大大优于金属注:一个普通的喷气发动机产生100分贝的噪声,图3-3 复合材料的连接I,图3-4 复合材料的连接,图3-5 机械连接紧固件,图3-6 纤维方向要求,铺层的原则,均衡 均衡的复合材料层合板是在中心平面坐标轴的两边有相同数目的铺层。例如：（+45,0,45,90/45,0,+45,90）是均衡层合板。二.对称 对称是复合

8、材料层合板即为在中轴两边有相同数目的铺层，且距离中轴相同之处的铺层的方向相同。例如：（+45,0,0,90，45/45,90，0,0，+45）是对称层合板。,图3-7 铺层方向符号,图3-8 拉伸与压缩问题及解决方法,夹层结构有以下典型特点：,突出的刚度和很高的比强度裂纹扩展和断裂韧性优于单块板比其他类型结构抗声疲劳能力较强可作为隔热和隔音的绝缘体与其他结构相比重量优势明显承受双轴向压力载荷效果好缺点：设计接头和开口较困难,图3-9 蜂窝夹层结构设计,复合材料树脂的固化体系,350的复合材料结构环境，诸如温度和湿度有很高的抵抗能力。350复合材料能提供很好的机械特性，并被用于主要的受力件，如飞

9、行控制表面。250复合材料结构通常被用于波音757、767和737300/400/500飞机的前缘和后缘面板及整流片。使用250复合材料来修理350复合材料部件将需要额外的铺层，并且只能根据SRM来进行。200230复合材料的修理作为可选择的湿法修理铺层方案，如在升高温度下固化可作为永久性的修理（详情见SRM）。,图3-10 室温树脂的固化体系,腐蚀控制,当石墨构件与铝制构件在飞机装配中连接在一起时，就应采取一些特殊的防腐技术。将玻璃纤维/环氧铺层叠在石墨/环氧铺层与铝合金之间实行共固化，在两个构件间接合面上要用密封剂涂抹，所有连接件都要用密封剂涂抹。在装配前，铝的部件应阳极化，上底漆和喷漆。

10、,图3-11 腐蚀控制,先进复合材料在飞机上的应用,近30多年欧美民用飞机上复合材料占整机结构重量的百分比（不包括支线飞机）,国内飞机上的复合材料应用情况,国外民用飞机上的复合材料应用情况,图312先进复合材料在波音737300上的应用,图313先进复合材料在波音757上的应用,图314先进复合材料在波音767上的应用,767方向舵,767内装饰应用的复合材料,B7E7“梦想”飞机上复合材料的应用：美国波音飞机公司正在研制B7E7飞机，要大幅度减轻结构重量，提高燃油效率20%，决定大量采用复合材料。主要应用部位：复合材料将占全机结构重量50%以上，故全机主要结构均将用复合材料制成，包括机翼、机

11、身、垂尾、平尾、发房、地板梁及部分舱门、整流罩等，这是世界上第一个采用复合材料机翼和机身的大型商用客机，其应用远远超过B777和A380，为世界之最。波音人强调指出，在人类有动力飞行进入第二个百年之后，其如此的选材决定将使波音在先进材料技术领域占据世界的优势，“领跑”飞机设计技术，称复合材料为“航空航天结构的未来”。空客则认为如此选材会有风险，机身应用会有问题，“会导致非优化方案”。波音则认为技术上不成问题，问题还在成本上。,波音认为复合材料除减重外，还可提供更好的耐久性，降低使用维护要求，增加未来发展的潜力和空间。主要用材体系为T800/韧性环氧，已在B777完成验证和使用。所上的新技术还包

12、括：TiGr层板，即碳纤维增强钛板，一种新的超混杂复合材料，其由Ti箔加上IM6/PEEK相间制成，具有优异的抗疲劳性能。结构健康监控技术，以光纤系统为传感器，连续探测损伤，监视结构完整性，预报早期的结构维护、修理的要求。,第四章 加工,先进复合材料加工的工具和技术与金属材料加工相比有很大的不通。先进复合材料限制加工时的温度范围。虽然纤维可以承受高温，但树脂的温度不允许超过一定范围，以免材料性能的破坏。,图4-1 高压水切割原理,图4-2 气动铣,图4-3 镂铣铣头及铣盘,图4-4 马刀锯 图4-5 手工打磨,图4-6 机械打磨 图4-7 孔边去毛刺,图4-8 限深钻,图4-9 锥形钻头,裂开

13、，不可接受 可接受，合格,图410 复合材料钻孔示例,图4-11 限制器,图4-12 埋头锪孔面,图4-13 图4-14 碳化物锪钻 多晶金刚石锪钻,图4-15 图4-16 金刚砂锪钻 高速钢锪钻钻头,图4-17 镗刀,图4-18 旋转打磨器,图4-19 孔锯,图4-20 典型边缘倒角,第五章 修理的过程和典型结构修理,表面准备修理的类型修理顺序流程图修理方案选择工程图数据损伤区域的准备维修设备真空袋铺层程序,材料350固化修理250固化修补典型结构修理轻微的夹芯破坏修理雷达罩修补守则,修理的类型,复合材料部件的修理有三类：热粘接、冷粘接和螺接。一.用紧固件连接修理（螺接修理）优点：可以快速作

14、临时性的修理。缺点：有时找不到通向部件或层合板后面的通道。不能使受压部件恢复修理前的强度。胶接修理 优点：在正确的条件下，它可作为一种非常快捷的永久性修理。缺点：需要手头有足够数量的一定厚度、一定铺层方向、一定直 径和形状的补片。且不能用于大面积的修理。共固化修理 优点：具有恢复原有形状及保持光滑气动外形的能力。可以裁剪成任意尺寸、任意蒙皮厚度和纤维方向。缺点：环氧树脂体系需要冷藏。许多情况下固化需要热源和压力源。,表面准备,所有需要修理或粘接的复合材料部件都必须进行正确的表面处理。无涂层表面：对于修理时表面没有处理的部件，必须首先去除上面的任何残留可剥层，然后用化学溶剂擦去污物和残留脱模剂。

15、溶剂擦拭：用MEK或丙酮擦拭，注意不可将溶液残留在表面上等待挥发，这样会在表面留下一层薄膜。可运用双重擦拭方法，用一块干布和一块湿布擦拭。喷漆表面：应该首先用洗涤剂擦洗以去除表面的污物，然后清除破损区附近的漆层，达到足以完成修理。,涂层的清除,任何类型的涂层清除工作都应极为小心。清除涂层的方法有：打磨塑料喷丸处理表面研磨阶梯打磨,图51 阶梯打磨,芯体准备,图52 去除损坏芯体及残留物,制备蜂窝填补塞,图53 蜂窝填补塞的配合,表51 修理顺序流程图,表52 修理方案选择,表53 工程图数据,图54 损伤区域的准备,维修设备,热补仪,图55 HCS9000FL HCS9200B,附件 真空泵,

16、附件二 电热毯,附件三 热电偶,附件四 真空管真空表,图55 真空袋铺设程序,图56 真空袋步骤1,图56 真空袋步骤2,图56 真空袋步骤3,图57 典型复合材料修理的真空袋封装,图58 典型复合材料铺层修理,表54 材料一,表54 材料二,表54 材料三,表54 材料四,表54 材料五,表54 材料六,350固化修理,当铺设完毕并安装好真空袋后，抽气使达到22in汞柱的真空。以每分钟1到5的速度加热至35510，在这个温度下固化，将温度保持在355下120+60/0min。以最多5/min的速度冷却至125，减压取出零件。,图59 350固化修理的固化周期,先进复合材料的250固化修补,2

17、50的修补过程与前述350的维修过程相同，仅用250固化的材料代替350固化材料。当在350固化结构上用250的固化材料进行修理时，会降低结构强度。对于尺寸限制和修理类别限制见结构修理手册。该项结构修理包括石墨/Kevlar或铺层的修理。修理时使用电热毯和预浸布或预浸带，用真空袋在250下固化。这种修理时一次完成并且是永久性的，符合所有的原始设计准则。,250固化修理,与350固化相同，当铺设完毕并安装好真空袋后，抽气使达到22in汞柱的真空。以每分钟2到8的速度加热至260+10后固化，以滞后的热点偶测出的数据为准。在260 温度下保持90+60/0min。以最多5/min的速度冷却至125

18、，减压取出零件。,图510 250固化修理的固化周期,典型结构修理,图511 装饰层修理,图512 内部分层破坏,图513 孔的分层破坏,图514 边缘分层破坏,图515 轻微铺层损伤,图516 蜂窝夹层板表板分层的 注射树脂修补,图517 蜂窝夹层板的表板和零部件内 心损伤后,用填充和灌注法的修补,轻微的夹芯破坏修理步骤：,磨去破损区周围至少1in范围内的表面污物。用吸尘器吸去粉尘，用溶剂清洗，晾干。根据制造商建议配制树脂，加入微球状填充物，搅拌好后填充破坏区。根据制造商维修手册的建议，在室温或稍高温度下固化。修补完后，打磨使与原始表面一致。,图518 复合材料结构的几种重要损伤形式,雷达罩

19、修补守则：,修补后雷达罩厚度需重新测量。有密度疑问的修补区需要重新进行电性能检测。对任何电子测试需有合格的测试工具。对雷达罩内部修理区域须保留记录图。雷达罩须有防雨水侵蚀措施，抗热抗静电涂层。雷达罩蜂窝结构是否进水要用A8AF湿度仪检查。按SRM要求严格执行，大修后注意电性能的测试。,第六章 铝合金蜂窝夹层结构的胶接修理,金属胶接技术的特点铝合金蜂窝结构的修理流程预处理阶段阳极化处理阶段AC130具体施工步骤,金属胶接技术的特点,胶接连接和修补方法，与铆接、螺接、焊接等传统连接和修补方法相比，具有独特的优点：无应力集中，抗疲劳性能好，在胶接结构中，疲劳裂纹的扩展缓慢。胶接结构重量轻，可省去大量

20、的铆钉、螺栓。因为没有焊缝，不会起皱，表面光洁。胶接不仅提供了配合表面之间结构上的联系，而且保证了密封。胶接剂层对振动有阻尼作用，这就降低了噪声载荷的声级。胶接结构中没有空穴和缝隙，不存留潮气或其他腐蚀物质，减少了腐蚀作用。胶接工艺、设备要求比较简单、操作容易。,胶接虽然有很多优点，也有局限性，主要不足之处如下：,胶接的剥离强度较低，在使用环境下胶接剂的老化程度难于鉴定。胶接质量因受多种因素的影响，它的无损检验手段还不够完善。,铝合金蜂窝结构的修理流程,采用胶接技术修理的关键是修补前的准备工作，按SRM517010进行，对铝及铝合金的待修表面，在确定了损伤范围，去除了损伤部分，进行表面清洁以后

21、，为使膜层与粘接剂有较高的胶接强度，必须在粘接部位预先进行磷酸阳极化处理。在飞机上应用这种传统的方法处理，只能采用局部磷酸阳极化处理方法The Phosphoric Acid Containment System(PACS)和在此基础上的改进。,波音公司在SRM中推荐采用Heatcon Composite System进行热补修理，与之配套Heatcon公司还研发了一个附件，HCS204602 PACS表处仪，为飞机铝合金结构粘接之前做磷酸阳极化表面处理。它包括三部分：一、控制器：控制电路、电源、阳极化电压、显示及真空泵；二、流速控制器：由水、酸活门以及流速计组成；三、附件包：包括盛液瓶、电线

22、、不锈钢丝网、管接头及各种软管。,它的基本原理是让12的稀磷酸H3PO4（单位面积所需磷酸量是0.01升/平方英寸），从待处理表面缓缓流过，以待修铝合金为阳极，不锈钢丝网为阴极，加以9.510V直流电，在2129下，阳极化处理2025分钟。（见图61）如果修理平面带有角度不是水平面或者是下表面，这时可以增加一个真空袋装置，保证密封，防止带有腐蚀性的磷酸溶液流出。（见图62）,图61 PACS系统（一个真空袋）,图62 PACS系统（两个真空袋装置）,具体实施步骤如下：,预处理阶段：用溶剂洗净剂去除修理区域表面的灰尘、油和污染物。用脱漆剂或机械打磨的方法除去修理区域的漆层。（注意：PACS表面处

23、理前必须将所有漆层除尽，否则影响处理效果；不允许脱漆剂流到胶接结构中去）使用溶剂清洁修理表面。用百洁布或等同工具打磨修理表面。（注意：用防酸胶带防止磷酸腐蚀紧固件、蜂窝芯裂缝或其它无损区域，并作为标志围在修理区四周）然后做目视水膜试验。（注意：水膜试验是指用不超过100等同38的水冲洗后，表面连续的水膜保持至少30秒）检验表面连续的水膜（无水珠）是否保持30秒，若不能，则重复步骤36，直到符合5以后。立即进行阳极化处理。,阳极化处理阶段,PACS系统必须正确安装才能进行阳极化以及安全地处理磷酸。调配磷酸。（注意：磷酸有腐蚀性。防止磷酸与皮肤、眼睛接触，工作时带好橡胶手套，防护面具，穿好防护服。

24、如果不慎接触到磷酸，迅速用大量清水冲洗，然后进行医疗）在修理工作台上铺放塑料薄膜，以防止污染。按图或进行铺层，PACS表处仪连接电缆。确保做阳极化地铝部件和磷酸溶液地温度在7085（2129）之间。将三通阀门打到磷酸地供应位置，打开电源，开始进行阳极化。当所有地酸流过真空袋，关上磷酸供应管，将三路阀门地净水通路打开，冲洗表面至少5分钟。,迅速用水冲洗表面至少5分钟。处理过地表面在室温下充分干燥，或者可用最高160（71）将其烘干。（注意：不要用裸手触碰干燥地阳极化表面，防止污染已阳极化地表面。）检查处理好地金属表面的质量。阳极化处理后的表面，在关闭电源，拆除铺层。荧光或日光小角度的入射下，通过

25、旋转90度的偏振片可以看到连续变化的光，一般呈紫、黄或绿色的彩虹般的色泽。见图63。也可使用欧姆表、红外滤光片来检查磷酸阳极化表面的质量。如果处理后的表面颜色剧烈变化，或有电烧蚀现象则阳极化处理不成功，重新进行阳极化处理。在24小时以内喷/刷底胶。,图63 检查处理后金属表面的质量,除了PACS和PANTA外，波音公司在2005年有关金属结构胶接修理的SL和以后的SRM中提出了Boegel（AC130）表面处理方法，适用于多种金属结构胶接修补预处理，能用于铝、钛和不锈钢等，并且无毒，对环境没有污染。,图63 AC130套包,Boegel（AC130）具体步骤：,用MPK（甲基丙基甲酮）或丙酮清

26、洁表面。用百洁布或180砂纸（或更细的砂纸）打磨表面。用干燥空气或氮气除去粉尘。用MPK或丙酮清洁表面。按制造商使用手册的建议混合调配材料。用50ml的AC130溶液可以处理200平方英寸（1300平方厘米）的待修区域，可按此比例计算溶液量。（注意：调配好的溶液30分钟后才能发挥作用，有效期10小时）用随机轨迹砂磨器或靠模打磨器进行打磨，采用180铝砂纸，按某一方向打磨表面，每30秒换砂纸，并按与原来方向垂直的方向打磨表面。（注意：此步骤是为了除去金属表面的氧化层）,确保修理表面以及边缘均打磨干净后，换上砂纸，按任意方向打磨整个表面。做目视检查，检查表面是否完全打磨干净。达不到时重新打磨。用吸

27、尘器除去粉尘，保持表面清洁。在打磨完30分钟内涂上AC130溶液。（注意：30分钟后表面又将会氧化）用铝箔带、固态FEP（氟化乙丙烯即橡胶）或其它合适材料围在损伤周围，将机械紧固件及其它区域隔离开，防止污染。确保AC130及待修件表面温度在50100（1038）之间。用干净、非金属的毛刷或喷雾器将溶液喷到胶接表面。保证表面完全浸透在溶液中至少2分钟。,检查湿润表面是否与水膜实验结果相似，即表面连续的溶液薄膜保持至少30秒钟。如不能，则重新进行清洁、打磨、处理等步骤。如果检查通过，则排出剩余溶液。如果缝隙等地方还有少量溶液，可用过滤过的干燥空气吹干，或用浸有AC130溶液的粗棉布吸去。在室温下干

28、燥表面至少60分钟，或用不超过160（71）高温干燥。检查处理好的表面是否干燥，有无灰尘、指印或其他污物。用吸尘器除去灰尘。如果表面还有其他无法用吸尘器除去的污物，则重新进行清洁打磨实施AC130的步骤。如果不立即喷涂底胶，可用真空袋薄膜或不上蜡的纸保护待胶接表面。在使用AC130溶液24小时内，喷涂BMS589，Type底胶。,图64 蜂窝芯结构进水腐蚀后实例,第七章 检测,先进复合材料飞机构件可分为三类：关键部件：如果严重破坏，将会造成飞机失事。主要部件：如果受损，将严重干扰飞机的操纵。次要部件：如果受损，不会干扰飞机的正常操纵。,检测分三类：,1.运行中的检查：这种检查是根据构件制造 商

29、编写的规范进行，检查过程和规范可在飞机维护手册上找到。2.损伤后检测：损伤后检测可以使用多种检测手段。必须估算出损伤面积的大小和范围。构件的类型、所使用的材料、构件的型式将决定所需的检测类型。3.修理后的检测：构件修理后的检测，目的是用于评估修理后飞机的适航性。,复合材料的维护检查,目视是损伤检测的基本方法。在维护和浏览检查时仔细观察将有助于尽早发现不适于飞行的一些损伤。这包括撞伤、铺层的分层、脱胶、裂缝、孔边损伤、蜂窝芯进水、雷击损伤、烧蚀和过热损伤。严密的目测和无损探伤（NDI）用于粗检后作进一步的检查。NDI的方法用于对目测到的损伤的扩展情况进行检查。它也用于检测目检法难于看到的损伤即进

30、行修理后的检查。,目视检测的工具,尽管如今已有很多先进的检测设备，目视检查仍然是最基本的损伤检测法。电筒、放大镜（1020倍）、镜子和探测镜都是现代飞机复杂结构检测的好帮手。它们可以用来放大那些难以直接看出的损伤和帮助工作人员对那些可达性较差的部位进行目检。,图71 目视检测,图72 各种能量下的冲击损伤模式(a)高能量冲击损伤(b)中等能量冲击损伤(c)低等能量冲击损伤,图73 Coin tap test 视检与敲击最小检查区域(1为可视损伤区域的最长轴测量的长度),图74 围绕可见冲击损伤区的敲击试验模式,其他的检测方法：,X光热谱图超声波脉冲/反射检测穿越超声波检测法（TTU）超声波介电固化监视仪,