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一种蜂窝夹层结构件大面积损伤的修理方法与流程

文档序号:24938823发布日期:2021-05-04 11:30
一种蜂窝夹层结构件大面积损伤的修理方法与流程

本发明涉及航空复合材料热补仪及真空泵领域,具体涉及一种蜂窝夹层结构件大面积损伤的修理方法。



背景技术:

航空用蜂窝夹层结构通常是由高强度、高模量的上面板(1)、下面板(2)中间夹厚度大、密度小的原结构蜂窝(3),通过结构胶膜(7)在一定温度和压力环境下固化粘接形成的整体结构。面板材料包括铝合金板或碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维的复合材料板,蜂窝有铝合金蜂窝或芳纶纸蜂窝。蜂窝夹层结构件在生产、使用及维护过程中,易出现面板划伤、凹陷,蜂窝压塌、滑移等一种或多种组合的损伤,损伤区(9)大小不一,无规律。

蜂窝夹层结构缺陷或损伤的修理,按修理材料的固化温度分类,可分为冷修理和热修理两大类。冷修理是指清除损伤后,在室温下固化的修理方法,为了加速固化、减少固化时间、得到高质量的修理,可以利用加热设备在60℃-80℃温度下固化;热修理一般用在部件的特定区域,可分为120℃固化修理和180℃固化修理。按修理形式分类,可分为表面刮胶法,外搭接补片胶接法、蜂窝拼接法和填料注射法等。上述修理方法一般可修理面积较小(一般直径不大于400mm)的损伤。



技术实现要素:

本发明提供一种蜂窝夹层结构件大面积损伤的修理方法,能够修理蜂窝夹层结构件大面积损伤。

本申请提供一种蜂窝夹层结构件大面积损伤的修理方法,所述方法包括:

根据损伤区(9)面积,将损伤区(9)划分为n个部分;

依次在损伤区(9)的n个部分放置对应的蜂窝,并按预设固化条件固化蜂窝,形成拼接蜂窝;

在拼接蜂窝上表面从下至上依次放置结构胶膜(7)和补片(8),并按预设固化条件固化补片(8)。

具体的,在损伤区(9)的第一部分放置对应的蜂窝,具体包括:

去除损伤区(9)第一部分的上面板及蜂窝,去除的损伤蜂窝为全高度;

在第一块蜂窝(4)与下面板(2)接触面放置一层结构胶膜(7),在第一块蜂窝(4)与原结构蜂窝(3)对接面放置一层膨胀胶膜(6),在第一块蜂窝(4)的自由端采用腻子条(14)固定蜂窝边;

在下面板(2)外侧按顺序依次放置好热电偶(10)、透气毡(11)、热压毯(12)、透气毡(11),用腻子条(14)制真空袋(13),热电偶(10)的另一端连接热补仪器;

在上面板(1)外侧依次放置均压板(15)和透气毡(11),并用腻子条(14)制真空袋(13)。

具体的,在损伤区(9)的第二部分放置对应的蜂窝,具体包括:

去除损伤区(9)第二部分的上面板及蜂窝,去除的损伤蜂窝为全高度;

在第二块蜂窝(5)与下面板(2)接触面放置一层结构胶膜(7),分别在第二块蜂窝(5)与原结构蜂窝(3)的对接面、第二块蜂窝(5)与第一块蜂窝(4)的对接面放置膨胀胶膜(6)。

在下面板(2)外侧依次放置好热电偶(10)、透气毡(11)、热压毯(12)、透气毡(11),用腻子条(14)制真空袋(13);

在上面板(1)外侧放置均压板(15),在放置透气毡(11),用腻子条(14)制真空袋(13)。

具体的,方法还包括:

在补片(8)外侧依次放置好热电偶(10)、透气毡(11)、热压毯(12)、透气毡(11),用腻子条(14)制真空袋(13)。

具体的,所述预设固化条件为真空压力0.07±0.01mpa;加热温度165±5℃,或加热温度110±5℃;升温速率2℃;降温速率3℃;恒温时长3小时。

具体的,均压板(15)为0.4mm厚的铝合金材质均压板。

具体的,补片(8)外侧放置的热压毯(12)包括两部分,每部分热压毯分别对应在第二块蜂窝(5)与第一块蜂窝(4)的上方,两部分的热压毯之间放置透气毡(11)。

具体的,补片(8)外侧放置的透气毡(11)覆盖全部的损伤区(9)。

综上所述,本发明提供一种蜂窝夹层结构件大面积损伤的修理方法,采用热补仪(热压毯)加热、抽真空(真空泵)加压,分段拼接蜂窝,多次固化成型修理蜂窝夹层结构件大面积损伤的方法。本发明能解决蜂窝夹层结构件面板及蜂窝大面积损伤(950×350mm)时,现有修理方法无法修理之问题;大大降低了蜂窝夹层结构件因损伤面积过大而必需报废风险,同时也能避免因结构大部件替换给飞行器平台带来二次损伤。

附图说明

图1为蜂窝夹层结构件的示意图;

图2为本申请提供的第一块蜂窝拼接示意图;

图3为本申请提供的第二块蜂窝拼接示意图;

图4为本申请提供的补片胶接示意图;

图5为本申请提供的大面积烧蚀损伤的修理示意图;

其中:1-上面板、2-下面板、3-原结构蜂窝、4-第一块蜂窝、5-第二块蜂窝、6-膨胀胶膜、7-结构胶膜、8-补片、9-损伤区、10-热电偶、11-透气毡、12热压毯、13-真空袋、14-腻子条、15均压板。

具体实施方式

一种蜂窝夹层结构件大面积损伤的修理方法,是采用热压毯(热补仪配件)加热,加热温度根据原蜂窝夹层结构件成型温度确定,加热温度一般应低于成型温度10℃;抽真空(真空泵)加压,真空压力应不低于0.06mpa,根据损伤面积大小,调整真空泵的数量以确保真空压力满足要求;分段拼接蜂窝,蜂窝分两次拼接,避免因拼接面积太大,导致拼接处胶膜受热不均匀而不能完全固化;多次固化修理,拼接蜂窝固化两次,补片固化一次,合计固化三次,拼接蜂窝固化时,需上、下双面制真空袋,在与蜂窝粘接的面板外侧加热,避免面板变形,补片固化时在补片外侧制真空袋,用两片热压毯对接加热,确保补片能一次固化成型。

所述蜂窝夹层结构件大面积损伤的修理方法,包含以下步骤:

步骤一:固化第一块蜂窝,详见图2。

1)去除损伤区(9)的第一部分的上面板及蜂窝,去除的损伤蜂窝为全高度,去除过程中不允许损伤下面板。

需要说明的是,损伤区(9)根据需要划分为n个部分,每个部分可填充一块蜂窝。

2)在第一块蜂窝(4)与下面板(2)接触面放置一层结构胶膜(7),在第一块蜂窝(4)与原结构蜂窝(3)对接面放置一层膨胀胶膜(6),在第一块蜂窝(4)的自由端采用腻子条(14)固定蜂窝边,防止蜂窝滑移。

3)在下面板外侧按顺序分别放置好热电偶(10)、透气毡(11)、热压毯(12)、透气毡(11),用腻子条(14)制真空袋(13)。

热电偶(10)的另一端连接热补仪器,用于加热和抽真空。

需注意,制真空袋时应用腻子条封闭所有漏点,并根据第一块蜂窝的大小及安顿的位置确定真空袋边界,合理布置真空嘴位置,如第一块蜂窝面积较大则需额外增加真空泵及真空嘴的数量以确保真空压力满足要求。

4)在上面板(1)外侧放置一张0.4mm厚的铝合金材质的均压板(15),在放置透气毡(11),用腻子条(14)制真空袋(13)。

需注意,制真空袋时应用腻子条封闭所有漏点,并按整个损伤面积确定真空袋边界,合理布置真空嘴位置,如损伤面积较大则需额外增加真空泵及真空嘴的数量以确保真空压力满足要求。

5)按真空压力0.07±0.01mpa,加热温度165±5℃(或110±5℃),升温速率2℃,降温速率3℃,恒温时长3小时完成第一块蜂窝的固化。

步骤二:固化第二块蜂窝,详见图3。

1)去除损伤区(9)剩余的上面板及蜂窝,去除的损伤蜂窝为全高度,去除过程中不允许损伤下面板。

2)在第二块蜂窝(5)与下面板(2)接触面放置一层结构胶膜(7),在第二块蜂窝(5)与原结构蜂窝(3)、第一块蜂窝(4)的对接面放置一层膨胀胶膜(6)。

3)在下面板外侧按顺序分别放置好热电偶(10)、透气毡(11)、热压毯(12)、透气毡(11),用腻子条(14)制真空袋。

需注意,制真空袋时应用腻子条封闭所有漏点,并根据第一块蜂窝的大小及安顿的位置确定真空袋边界,合理布置真空嘴位置,如第一块蜂窝面积较大,则需额外增加真空泵及真空嘴的数量以确保真空压力满足要求。

4)在上面板(1)外侧放置一张0.4mm厚的铝合金材质的均压板(15),在放置透气毡(11),用腻子条(14)制真空袋。

需注意,制真空袋时应用腻子条封闭所有漏点,并按整个损伤面积确定真空袋边界,合理布置真空嘴位置,如损伤面积较大则需额外增加真空泵及真空嘴的数量以确保真空压力满足要求。

5)按真空压力0.07±0.01mpa,加热温度165±5℃(或110±5℃),升温速率2℃,降温速率3℃,恒温时长3小时完成第二块蜂窝的固化。

步骤三:固化补片,详见图4。

1)在拼接蜂窝上表面放置好结构胶膜(7),再放置补片(8);

2)在补片外侧按顺序分别放置好热电偶(10)、透气毡(11)、热压毯(12)、透气毡(11),用腻子条制真空袋。

需注意,制真空袋时应用腻子条封闭所有漏点,并根据补片大小及安顿的位置确定真空袋边界,合理布置真空嘴位置,如补片面积较大则需额外增加真空泵及真空嘴的数量以确保真空压力满足要求。两片热压毯的对接处需用透气毡敷好,并用高温压敏胶带绑紧保温。试验数据表明两片热压毯对接处温度一般低5℃左右,可满足结构胶固化温度要求。

3)按真空压力0.07±0.01mpa,加热温度165±5℃(或110±5℃),升温速率2℃,降温速率3℃,恒温时长3小时完成补片的固化。

实施例一:

某型直升机尾梁为蜂窝夹层结构,外面板采用铝合金2024t3,厚度0.4mm,内面板采用铝合金5052h19,厚度0.1mm,夹芯采用芳纶纸蜂窝dhs251-142,厚度12mm。因电源故障导致尾梁内部塑料导管着火,尾梁出现大面积烧蚀损伤,损伤面积约950×300mm。采用热补仪(热压毯)加热至165℃、抽真空(真空泵)加压至0.07mpa,先后两次固化拼接两块面积为450×300mm和500×300mm的芳纶纸蜂窝dhs251-142-12,最后固化面积为1050×400mm的铝合金补片5052h19,厚度0.4mm,如图5所示。

可见,本申请:

1)突破了采用常规蜂窝拼接法修理损伤的尺寸限制,发明的分段、分次固化方法可修理损伤长度最长达1.5m的损伤;

2)采用内、外同时加热的控温措施,可满足胶膜固化要求(蜂窝高度12mm,如单侧加热180℃,另一侧温度仅能达到120℃);

3)热压毯对接处采用的保温措施,可将固化温度误差控制在理论误差范围内,满足胶膜固化要求(加热毯对接处如无保温措施,温度低于正常温度约10℃,超出理论误差范围;如有保温措施,温度仅低于正常温度约5℃,在理论误差范围内);

4)在自由端采用的密封及固定措施,可满足第一块蜂窝固化过程的真空度要求,且避免了蜂窝滑移。

实施例二:

某型无人机油箱地板为蜂窝夹层结构,上面板采用铝合金ly12cz,厚度0.4mm,下面板采用ly12cz,厚度0.6mm,夹芯采用芳纶纸蜂窝nh-1-1.83,厚度12mm。因设备安装时螺栓拧紧力矩过大,导致上面板及蜂窝大面积压塌,损伤面积750×350mm,采用热补仪(热压毯)加热至110℃、抽真空(真空泵)加压至0.07mpa,先后两次固化拼接两块面积为350×350mm和400×350mm的芳纶纸蜂窝nh-1-1.83-12,最后固化面积为850×450mm的铝合金补片ly12cz,厚度0.4mm。

综上所述,本发明提供一种采用热补仪(热压毯)加热、抽真空(真空泵)加压,分段拼接蜂窝,多次固化成型修理蜂窝夹层结构件大面积损伤的方法。目的之一是解决因蜂窝夹层结构件的损伤面积超出常规修理范围,外厂无法实施修理;之二是降低蜂窝夹层结构件因损伤面积大而报废风险,大大降低飞行器全寿命周期内的成本,同时避免因结构大部件替换给飞行器平台带来二次损伤。

再多了解一些
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