51-先进复合材料修理(张适龄)

1、第二十四届（2008）全国直升机年会论文先 进 复 合 材 料 修 理张适龄 李忠平 (国营锦江机械厂 四川成都 610043)摘 要： 随着航空工业的迅猛发展，先进复合材料在航空产品上得到了前所未有的应用，广泛的应用对复合材料构件的维护也提出了相应的要求。 本文主要介绍了复合材料的种类、相关特性；复合材料构件的检测手段以及常见的缺陷、损伤的类型、原因，以及修理方法、修理工艺。其中修理工艺包括五个阶段：表面准备阶段，修理区确定标准与修理方案选择阶段，损伤表面的预处理阶段，固化前的准备阶段，修补阶段。上一道工序是下一道工序的基础，只有严格控制每道工序，才能达到复合材料构件修理的目标。关键词：复合

2、材料 损伤 修理 检测1. 前言在高新技术迅猛发展的今天，特别是航空、航天和海洋等开发领域的拓展，使材料的使用环境变得愈加恶劣，因此对材料提出了更加苛刻的要求。具有高的比强度、高的比模量、耐烧蚀、抗侵蚀、抗核、抗粒子云、透波、吸波、隐身、抗高速撞击等一系列优点的先进复合材料，在相关领域得到了广泛的应用。为了进一步提高航空装备使用的有效性，因此对产品的维护也提出了更高的要求。 2. 复合材料及应用复合材料是由两种或两种以上的独立物理相通过化学或者物理化学组合而成的一种固体材料。复合材料由基体和增强剂两个组分构成。通常把玻璃纤维复合材料称为近代复合材料，把碳、硼、SiC等纤维增强复合材料称为先进复

3、合材料。先进复合材料的比强度大于4106cm,比模量大于4106cm。复合材料按基体分类：一般包括树脂基复合材料、金属基复合材料、陶瓷基复合材料和碳基复合材料等。复合材料在新一代军用战斗机、民用客机和直升机上的用量比例已分别达到机身结构重量的24%、11%和54%，复合材料在飞机上的用量及其性能水平已成为飞机先进性的重要标志之一树脂基复合材料具有良好的成型工艺性、高的比强度、高的比模量、低的密度、抗疲劳性、减震性、耐化学腐蚀性、良好的介电性能、较低的热导率等特点，用于制造飞机机翼、机身、鸭翼、平尾和发动机外涵道；其中碳/环氧复合材料被大量用做次承力和主承力结构，如机体结构、机翼、旋翼等。金属基

4、复合材料具有高的比强度、高的比模量、良好的高温性能、低的热膨胀系数、良好的尺寸稳定性、优异的导电导热性。其中碳化硅纤维增强钛基复合材料具有良好的耐高温和抗氧化性能，是高推重比发动机的理想结构材料，目前已进入先进发动机的试车阶段。 陶瓷基复合材料具有密度低、比强度高、热机械性能和抗热震冲击性能好的特点，陶瓷基复合材料主要用于制作飞机燃气涡轮发动机喷嘴阀，它在提高发动机的推重比和降低燃料消耗方面具有重要的作用。 碳碳复合材料质量轻、耐高温、吸收能量大、摩擦性能好等特点，广泛用于制作高速军用飞机的刹车片。 3. 复合材料构件缺陷、损伤的类型、及检测技术3.1 复合材料缺陷、损伤类型缺陷是构件在成型过

5、程中产生的，可归纳为气孔、分层、界面分离、夹杂、树脂固化不良、钻孔损伤等类型；损伤是构件在使用过程中形成的，损伤的形式有脱胶、分层、基体龟裂、空隙增长、纤维断裂、皱褶变形、腐蚀坑、划伤、下陷、烧伤等。构件可能只出现一种形式的缺陷、损伤，也可能是几种缺陷、损伤形式的组合。它对结构的影响可以分为两类：一类缺陷或损伤对结构的强度和刚度影响很大，已达到设计不能允许的水平，此类结构必须进行修补或更换；另一类缺陷或损伤较轻，对结构的整体强度和刚度没有影响，但在使用条件下可能扩展，使结构的剩余强度逐步接近甚至达到不能接受的水平。3.2无损检测技术:复合材料构件在生产和使用过程中不可避免地存在大量的损伤缺陷，

6、复合材料的损伤缺陷一般由目视检查和一些无损检测等手段来检查。其中无损检测的的方法主要有：目视检查 采用目视捡查可发现撞击损伤压痕、擦伤、边缘分层、边缘脱胶、裂纹、紧固件损伤、雷击和烧伤等损伤射线检测 主要是x 射线，通过检测损伤与无损伤部位对射线的吸收能力差异判定损伤区的射线检测可检测出构件的表面裂纹也可以检测出目视不能到达的内部裂纹。对于撞击、雷击等常规损伤，可以采用射线法确定损伤程度超声波检测 在无损检测中，常用的是l5MHz的超声波 对于复台材料结构的分层和脱胶损伤，采用超声波检测法进行检测是最有效的方法。声发射检测通过特定的加载程序 用声响应变片检测复台材料主受力件在加载情况下的内部拭

7、伤情况。通过这些检测手段可以准确地知道缺陷的位置、大小。4. 复合材料修补复合材料的修补方法是将已固化的、半固化的或未固化的复舍材料预投料片用胶接的方法贴补到破坏损伤部位而完成修理的一种方法。4.1. 复合材料修补主要类型：(1)非补强的装饰性修补：这种修理类型是采用非结构性的方法保护已产生的允许损伤的部位；这些允许的损伤缺陷包括表面上的一些凹痕、划痕、擦伤 起皱和气泡等，对于这些损伤缺陷，经分析认为不影响复台材料结构的强度、刚度和使用功能的，可用树脂或胶粘剂充填受损部分 固化后修整表面。(2)贴补：或者称为临时修补它采用的方法是先钻一个孔，切去受损部位的材料 然后把一块补片用胶粘剂粘在孔的外

8、面。(3)挖补又称为永久修补，与贴补一样，它也是先钻孔去除受损部位的材料 但不同的是，它所钻的孔是一个有一定锥度的孔，然后用胶粘剂把相匹配的补片嵌接上去。4.2. 复合材料的修理过程无论是制造缺陷,还是使用损伤，一个复合材料受损构件，从确定损伤开始到完成修复，一般要经历5个阶段。(1)表面准备阶段需要修理复合材料构件都必须进行正确的表面准备。首先，第一步使用溶剂（一般为甲基丁酮、甲基异丁基酮或丙酮）对待修表面进行擦拭。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。可运用双层擦拭方法，用一块干布和一块湿布擦拭。对于无涂层表面，擦拭前须首先去除上面任何残留可剥层；而对于喷漆表面，因

9、可能存在排除的残留物，液体油或灰尘、脏物，。故首先要用洗涤剂擦洗，然后清除破坏区附近的漆层，范围要大到足以满足修复需要。此时不可使用洗涤水（香蕉水），因为这将侵蚀破坏复合材料的基体树脂。一般用80号砂纸手工打磨涂漆层。去除漆层后，再用上述溶剂擦洗待修表面。第二步也是最重要的，是为了下一道工序做准备，即打磨、研磨或用塑料丸作喷丸处理。对于层板，有时还需要在待修破损时打磨成阶梯铺层，这一工作通常需使用打磨机进行。注意，表面打磨的目的是为了下一步胶接做准备，故经打磨后的表面仍需清理。可采用真空吸尘器吸出打磨作业时产生的磨粒，然后再擦洗干净。但忌用压缩空气除层，以避免可能造成的脱胶或分层。对于损坏的蜂

10、窝夹层结构，表面准备尚包括芯体的准备，即去除以损坏的芯体和蜂窝残留物，制出合适的填补芯塞的孔形，并据此制备蜂窝填补塞。一般对镂铣头，要求气动、高速（2000rmin）,带有基座、速度和深度控制以及镂铣导引和模板。孔锯则在夹芯层破坏延伸至下蒙皮时使用。(2)修理区确定标准与修理方案选择阶段在确定损伤区后，在正式修补作业前，通常用胶带将待修理区域标出。即用高粘胶带或类似的粘贴带围在修理区四周作标志。此时应注意避免受压时胶带可能进入修补材料内，“围距”应尽量大一点（至少要在修理边缘向外扩大30mm以上），保证足够大的面积。在清洗和打磨时，便不会使胶带干扰补片和胶膜。但这种作标志用的胶带，要在修理作业

11、进行到固化阶段前撕去。前面讲到的各种胶接修理方法，归纳起来无非是“热修补”与“冷修补”两类。采用热补法时，固化温度将在95以上（有时将达到175或更高），必须使用加热设备。加热温度的选取应选用的修补材料不同而有差异。采用冷补法时，一般是在常温或65以下进行，但这种修理通常只用在暂时性修理中，需不断的定期检查，直到进行永久性修理为止。(3)损伤表面的预处理阶段在进行损伤表面的预处理时，需确定已受损伤的铺层数和所需增加的铺层数。如手册上没有规定，则需要自动增加一层外铺层。对于气动表面和层合板，应进行锥体打磨，即围绕被清除的损伤区用80号砂纸打磨出一个均匀的锥体。依照所采用的修理系统的不同，对每一个

12、原结构铺层，均需留出大约12mm或者25mm的边距。对于内表面或非关键的气动表面，一般采用没有锥面的外补强板修理（只有23个铺层的面板，必须如此）。损坏区域则要用填充层填充到与原表面齐平，然后将补强片直接贴在已做平滑的填充区域上。(4)固化前的准备阶段在固化前按照如下步骤进行准备工作:在维修区域上放一层带孔的氟化乙烯-丙烯聚合物（FEP）作分离薄膜，其尺寸至少要比最大的维修铺层大25mm。在修理区域边缘的面板上布置三个电热偶（平整地放在维修区域周围），将其与相应的记录仪连起来。在带孔的FEP层叠放一层干燥的剥离层或同样厚度的玻璃布作为泄流毯。该FEP层要大于电热毯，并能和泄流毯的边缘连接。在泄

13、流层上放一层紧密（不带孔）的FEP分离薄膜。其大小应超出电热毯，但要与表面泄流毯及吸胶层边缘有12mm的边距。在紧贴FEP分离薄膜上放置电热毯，电热毯至少要超出维修补片50mm在加热层上铺设46层玻璃布，尺寸要足够大，使能同表面泄流毯相连。玻璃布可使电热毯绝缘，防止损坏真空袋膜并且可作为表面透气毯在真空袋周围的整个维修区域上安放密封胶条，抽出真空袋下的空气，至少要使气压降到560mmHg。选择套封袋的大小用以包裹整个部分。按照结构修理手册的规定选定合适的固化周期。固化维修时，用滞后的热电偶来记录固化温度，并用一提前的热电偶记录控制器的控制温度。(5)修补阶段进行修补作业需特别注意以下几点。更换

14、铺层时，修理的铺层和附加的额外铺层，应从同一型号的织物上剪下。对于热修补，第一铺层直径必须比损坏区域大25mm。对于冷修补，第一铺层的直径应比损坏区域大50mm。每个后续铺层，包括任何额外铺层都必须比它的前一层大出同样的尺寸。此外，更换芯子上的铺层时，要有一个与损伤区域同样大小的底层作填充，以使补片下降最小。以防止突出的补片下沉，要有与原来铺层数相同的填充铺层。同时，应按铺层的方向和顺序铺叠维修铺层，尺寸最小的铺层应首先铺在待修区上。需要明确的是，当采用金属补片修补时，一般来说这是一种对复合材料面板进行暂时性的修补，最多300h后要进行永久性的修补。并且，这种修补的允许最大尺寸是下面两个尺寸中

15、最小的一个：对孔的容许损伤尺寸的1.5倍，或该项临时修补允许尺寸的0.75倍。安装补片时，需事先确定修补板的尺寸，加工修补板并在上面钻孔。再通过修补板上在面板上钻孔。在修补板盖住的区域上涂上2.5mm厚的密封胶。装上修补板，插入不锈钢或钛制紧固件时也要涂上密封胶，螺母下垫最小外径为20mm的垫圈。小心地拧紧螺母防止压塌蜂窝芯，在紧固件突出的头上涂上密封胶。在修理区域要重新涂饰，导圆修补板，清除螺栓头，螺母和垫片周围的密封胶。表面修整 固化完毕后，对修补质量进行检验，用超声波探伤仪检测修补区域是否存在孔隙或脱胶现象。如果孔隙或脱胶面积大于10mm2时，应清除原修理材料，重新修补。检验合格后，抛光

16、、清洗表面，按原结构表面漆层类型重新喷漆。5. 总结及展望在复合材料修理过程中，每一个工序都很重要，这要求我们在做好本工序的同时，检查上工序，服务下工序，这样工作才能一步到位。复合材料正朝着高功能化、智能化和生态平衡化方向发展。智能材料(Smart，IntelligentMaterials)通常是指该材料具有感知与响应内外环境变化，在受到损伤时具有自检知、自判断进而自行动的功能。智能复合材料虽处于基础数据累积阶段，但它将成为材料最重要的一个发展方向。参 考 文 献1 沃丁柱 李顺林 王兴业 复合材料大全 化学工业出版社 2000.12 石南林 复合材料导论 中国科学院金属研究所 2004.23

17、 徐丽，张幸红，韩杰才，航空航天复合材料无损检测研究现状J，材料导报，2005， Vol.19 No.8.4 代永朝 郑立胜 飞机复合材料夹芯结构的粘接修补技术 应用技术2000.5 许占显 孙占华 飞机复合材料结构的修补与无损评估 航空制造技术2003.126 陈祥宝 复合材料结构修补技术的发展 材料工程 1994.37 邹国发，龙国荣，万建平树脂基复合材料蜂窝夹层结构修补技术研究 FRP/CM 2005.No.6The recondition of advanced compositesShingling Zhang Zhongping Li (State-owned Jinjiang M

18、achinery factory Chengdu of Sichuan province 610043)Abstract： With the rapid development of aviation industry, the advanced composites are used in aviation product unprecedently, which puts forward corresponding requirements to the maintenance of composite components. This paper mainly introduces the sort and properties of composites; detection means of composite component, common defects、types and reasons of damage and repairing method、repairing technics. There are five stages of composites repairing technology :(1) surface preparation stage;(2) determination standard of repairing area;(3)