[发明专利]一种复合材料襟翼局部损伤的修理方法

摘要

本发明属于飞机修理技术，涉及一种飞机复合材料襟翼局部损伤的修理方法。其特征在于，修理的步骤如下确定襟翼的损伤区域是否适于采用本方法修理；确定切割边界；切除切割区域；脱漆处理；制造修补件；固化；清洗；修补件与襟翼胶接；干玻璃布加固。本发明提出了一种飞机复合材料襟翼局部损伤的修理方法，当复合材料襟翼出现两个边缘向内延展的较大面积的损伤时，能够对襟翼进行修理，恢复了襟翼外形，延长了襟翼使用寿命，降低了飞机的维护和使用成本。

主权项

一种复合材料襟翼局部损伤的修理方法，其特征在于，修理的步骤如下：1.1、确定襟翼(1)的损伤区域(4)是否适于采用本方法修理：对襟翼(1)的损伤做分层和脱粘无损检测，确定损伤区域(4)的范围，对满足以下条件的损伤区域(4)使用本方法修理：1.1.1、襟翼(1)的前梁(2)和后梁(3)以及前梁(2)和后梁(3)之间的区域未损伤；1.1.2、损伤区域(4)在翼弦方向上距离前梁(2)或后梁(3)不小于a＝25mm，损伤区域(4)在翼展方向上的损伤长度不超过襟翼1/3的长度；1.2、确定切割边界：根据下述方法确定切割边界(5)：1.2.1、首先确定襟翼(1)的两个相邻边缘为切割区域的两条外边缘，该两个相邻边缘与损伤区域(4)的距离小于另外两个相邻边缘与损伤区域(4)的距离；1.2.2、分别做上述两条外边缘的平行线，该两条平行线为切割边界(5)，也是切割区域的内边缘，切割边界(5)与损伤区域(4)相切；1.3、切除切割区域：按切割边界(5)切除切割区域；1.4、脱漆处理：对切割边界(5)外50mm范围内的襟翼(1)表面做脱漆处理；1.5、制造修补件：根据襟翼(1)的三维数模制造修补件，修补件的芯层(8)为泡沫材料，修补件的表面铺贴两层碳纤维预浸料(9)；修补件的结构分为以下两种：1.5.1、当切割边界(5)邻接襟翼(1)的后缘时，修补件的上下型面与襟翼(1)切割区域的上下型面相同，在修补件的前端面上有一个前端凸台(7)，该前端凸台(7)的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该前端凸台(7)的前端面与后梁(3)之间留有间隙δ＝0.2mm～0.5mm；当切割区域邻接襟翼(1)的翼尖边缘时，在修补件朝向翼根的侧面上有一个朝向翼根的凸台(11)，该朝向翼根的凸台(11)的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该朝向翼根的凸台(11)在翼展方向上的长度λ＝30mm～50mm，该修补件朝向翼尖方向的边缘与襟翼(1)的翼尖边缘型面一致；当切割区域邻接襟翼(1)的翼根边缘时，在修补件朝向翼尖的侧面上有一个朝向翼尖的凸台(11)，该朝向翼尖的凸台(11)的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该朝向翼尖的凸台(11)在翼展方向上的长度为λ，该修补件朝向翼根方向的边缘与襟翼(1)的翼根边缘型面一致；1.5.2、当切割边界(5)邻接襟翼(1)的前缘时，在修补件的上下型面与襟翼(1)切割区域的上下型面相同，在修补件的后端面上有一个后端凸台(12)，该后端凸台(12)的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该后端凸台(12)的后端面与前梁(2)之间留有间隙δ；当切割区域邻接襟翼(1)的翼尖边缘时，在修补件朝向翼根的侧面上有一个朝向翼根的凸台(13)，该朝向翼根的凸台(13)的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该朝向翼根的凸台(13)在翼展方向上的长度为λ，该修补件朝向翼尖方向的边缘与襟翼(1)的翼尖边缘型面一致；当切割区域邻接襟翼(1)的翼根边缘时，在修补件朝向翼尖的侧面上有一个朝向翼尖的凸台(13)，该朝向翼尖的凸台(13)的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该朝向翼尖的凸台(13)在翼展方向上的长度为λ，该修补件朝向翼根方向的边缘与襟翼(1)的翼根边缘型面一致；1.6、固化：将修补件放入热压罐固化，在125℃±5℃条件下保温2小时；1.7、清洗：用丙酮清洗修补件的凸台及襟翼(1)待胶接的表面，然后用干抹布擦拭干净；1.8、修补件与襟翼胶接：将修补件与襟翼(1)的前梁(2)或后梁(3)及襟翼(1)的蒙皮内表面进行胶接，用真空袋加压固化，在70℃±5℃条件下保温1小时；1.9、干玻璃布加固：在修补件的上下型面上铺放1层浸EA9396胶的干玻璃布(10)，干玻璃布(10)的边缘越过切割边界(5)与襟翼外蒙皮搭接20mm～30mm，用真空袋加压固化，常温条件下不少于7天。