復合材料零件局部返修技術研究

（沈陽飛機工業集團有限公司復合材料制造中心，沈陽 110034）

引 言

隨著復合材料在飛機結構及防護裝備等領域越來越廣泛的應用，先進復合材料用于通用飛機結構可以帶來減重、降低設計成本、抗疲勞耐腐蝕等優點，復材零件在成型、裝配及使用過程中易出現不同程度的缺陷，引起質量問題，嚴重時還會導致整個結構件的報廢，造成重大經濟損失。伴隨著復材零件在飛機上的占比增加，各類復材零件的損傷及后期的維修也成為無法規避的難題。[1]

復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構增重較多、修理區域應力較大、修理補片影響修復區域電性能等缺點，限制了其應用，因此，目前復合材料結構損傷主要采用膠接修補方法。[2]對于大型復合材料構件，如飛機結構、風電葉片等，其維修經常需要在外場條件下完成，受外場條件制約，固化工藝參數的控制存在一定難度，尤其在低溫環境下，固化問題更是一個關鍵難題。[3]鑒于復材膠接修補需要考虛的問題眾多，諸如已裝配完成的復雜環境，二次固化帶來的內部應力損傷，零件表防處理已完成等情況，復材零件應當且必須采用局部固化的方式進行返修。

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

一、修補案例簡介

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

圖1 后梁缺陷分析示意圖

中央翼盒后梁在主體裝配完成，后續安裝鈦合金支架的過程中，由于操作失誤導致裝配孔邊緣出現分層損傷。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、緊固件等進行拆除因此必須采取局部固化的方式進行修補（見圖1）。

二、電熱毯中溫修補試驗

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

使用試驗件進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，真空泵長時間連續運行會因過熱而出現故障，因此需要使用其他方式進行替代。擬采用裝配車間內的壓縮空氣通過帶過濾裝置的轉換接頭進行轉換。

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

2.常溫修補試驗結果分析

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

結 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行了對比，在修補效率及修補質量上得出了明確的結論。

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