[发明专利]组装复合材料结构的方法和装置

说明书

技术领域

本发明一般涉及一种通过接合包括非金属材料的组件来组装结构的方 法和装置。更具体地，本发明涉及一种紧固装置和方法，以机械连接组件来 组装飞机和其他应用的复合材料结构。

背景技术

复合材料结构的应用在近些年来越来越广泛了，特别是在例如飞行器等 应用上，其具有优越的耐久性和可维护性，且能显著减轻重量。

尽管复合材料结构在民机和军机上都有应用，但到近几年来之前，其应 用通常局限在飞行器次级组件和部件上，而不愿将复合材料应用于大型飞机 部件以及主要结构的机身组件上。

用在飞机和其他应用上的复合材料结构通常由多个单独的复合材料组 件组装而成。关于使用组装复合材料结构的一个特殊关注点就是需要机械接 合这些复合材料组件以组装该结构。除了发展大型共固化(co-cured)复合 材料结构以及粘合技术的继续改进，还需要可以机械接合飞机所用的复合材 料组件，特别是那些在飞机服役期间的某些阶段中不得不被拆下以进行返修 或更换的那些复合材料组件。

利用机械紧固件来组装飞机应用中的金属结构已采用多年了，而组装金 属结构的过程相对来说比较简单。然而，利用机械紧固件来组装高级复合材 料构成的结构则需要与组装金属结构明显不同的技术手段。除非有可靠的机 械接合复合材料组件的机构，才能完全利用复合材料的优势。

在飞机工业领域，公知的是利用全金属组件构成的紧固件来通过机械接 合由复合材料构成的组件而组装复合材料结构，例如碳、环氧树脂、石墨、 碳/芳族聚酰胺、芳族聚酰胺和玻璃增强复合材料。在飞机中通常用金属紧固 件来组装复合材料结构，包括实心铆钉、螺纹销、两件套的螺栓、和用Monel^TM金属、钛、不锈钢和铝合金材料制成的单面紧固件。然而，由于几个原因而 使得用金属紧固件接合由复合材料形成的组件并不能完全令人满意。

首先，尽管实心金属铆钉是最简单的紧固件形式，但是当常规的实心金 属铆钉，例如实心Monel^TM铆钉用于接合由复合材料构成的组件时，铆钉不 能完全达到所需要求，因为铆钉会在安装过程中易于径向膨胀而在复合材料 组件上产生边缘压力。金属紧固件，例如铝合金和不锈钢紧固件，在暴露在 极端温度环境下也会膨胀及收缩，比如飞机应用中会遇到的极端环境，这也 不能达到要求。特别是当组件由碳纤维复合材料构成时，这在飞机中被普遍 应用，金属紧固件的收缩和膨胀会引起与紧固件相关的夹紧或预加载。

用来接合复合材料组件的金属紧固件也会受到起撬或杠杆力、温度波动 等因素引起的复合材料松驰、孔累积磨损的综合影响。

使用金属紧固件接合复合材料组件的一个特别显著的问题就是电化学 腐蚀。电化学腐蚀会发生在当金属材料特别是铝合金材料与复合材料接触 时，特别是碳纤维复合材料。电化学腐蚀会由于铝和所要接合的复合材料中 的碳纤维发生化学反应而引起。尽管已知可以对传统的金属紧固件采用牺牲 涂层或保护涂层来帮助防止电化学腐蚀，但是涂层会增加紧固件成本。钛、 不锈钢或Monel^TM材料制成的紧固件能更好的抵抗电化学腐蚀问题，而可以 取代铝合金紧固件来接合碳纤维复合材料。但是这种紧固件比铝合金紧固件 昂贵。

为了防止接触碳纤维复合材料中的碳纤维，紧固件制造商已尝试使用不 同的材料组合，包括带有玻璃纤维或粘结型网格布隔绝层的钢和铝合金紧固 件。这些材料组合也不是完全令人满意。

制造商还试验了由金属以外的复合材料来制造机械紧固件。例如，玻璃 或碳环氧复合材料紧固件都是公知的。然而复合材料制成的紧固件在例如飞 机应用中也不能完全满足要求，因为其不能提供或获得适当的强度及材料相 容性特性，或者符合导电要求。

特别地，飞机结构必须提供能耗散电能的机构，例如飞机被闪电击中时 产生的电能。因此飞机中使用的复合材料结构通常包括导电金属组件，其可 以夹在组装的复合材料组件之间，或者作为一个复合材料组件的一层，以通 过直接将电流导向飞机外部边界例如翼尖来方便并满足放电的要求。