CN110539895B

CN110539895B - 一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法

Info

Publication number: CN110539895B
Application number: CN201910682710.XA
Authority: CN
Inventors: 孙运刚; 宣善勇; 许光群; 常海洋
Original assignee: State Run Wuhu Machinery Factory
Current assignee: State Run Wuhu Machinery Factory
Priority date: 2019-07-26
Filing date: 2019-07-26
Publication date: 2022-08-30
Anticipated expiration: 2039-07-26
Also published as: CN110539895A

Abstract

本发明涉及一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法，包括如下步骤：采用目视、超声的方法对雷击损伤区域进行检查；对损伤区域表面进行清洁，并将其擦干；采用标识带将待修理轮廓防护起来以及清除损伤区域表面层；对损伤区域进行去湿处理；根据损伤区域大小，按大于损伤区域15mm准备合适的J‑338B复合胶膜；将预热的J‑338B复合胶膜粘接固化在损伤区域；固化完成后用150#砂纸对修理区域进行打磨处理；委托无损检测部门对修理区域以外50mm内进行超声检查，确保胶接质量。本发明快速便捷，可以实现内外场快速抢修修复能力，且修补材料携带方便；可操作性强，从事复合材料修理工作的普通操作人员即可以承担。

Description

一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法

技术领域

本发明涉及飞机外表面修复技术领域，具体地为一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法。

背景技术

复合材料相对金属材料力学性能优异,但也有着导电性能差、电阻率高等缺陷。雷击会使导电不连续的部位起火，材料烧蚀造成结构性能大幅度下降，甚至失效。雷击对复合材料结构的损伤有以下几种情况：(1)雷击时的高压造成复合材料结构被击穿。(2)雷击电弧和持续电流会引起材料烧蚀和燃烧，纤维断裂，导致结构破坏。(3)雷击电弧和持续大电流加热，使封闭内腔的复合材料结构的腔内压力迅速增加，最终造成结构破坏。(4)雷击时的冲击波和磁场引起结构破坏。

飞机遭雷击时，影响结构损伤的参数主要有3个：雷击附着点的驻留时间、雷击电荷的输出量和高电压。雷击附着点的驻留时间受结构表面层的电特性影响较大。雷击在附着点放电持续时间越长，则通过该附着点传输给结构的电量也越大，该附着点处的结构就易被烧蚀或击穿。一般认为雷击时的高电压值为2.0MV左右。高电压主要引起不良导体材料的电击穿。

常用雷击防护措施主要有以下几种：

(1)网箔保护法。该方法是在复合材料结构外表面铺设一层金属表层，这个表层可以是金属箔，编织或者非编织的金属网，编织的金属网格是通过机器编织的方法进行制造，而非编织的金属网格是通过对金属箔进行打孔进行制造。

(2)表面层保护法。该方法是在外表面涂层中加入一些导电材料，如表面喷涂金属材料，也可在喷涂材料中掺入金属粒子，或者在漆层表面添加金属条。在遭受雷击之后，该防护层能够迅速的将电荷导走，从而降低了机体损伤的概率。其不足之处是一次性使用，当遭受雷击之后对于损伤区域没有继续防护的能力。

(3)复合胶膜防护法。该方法是将表面胶膜和导电金属网结合为一体，导电层主要包括金属箔、机织金属网筛和金属网3类。在使用中，在复合材料结构外表面铺设胶膜，经由金属网将雷击电荷传到机身放电梢处放电，达到雷击防护效果。

(4)添加纳米导电材料保护法。对于雷击防护，一种可行的方法是通过将不导电的材料改变为导电材料以提供足够的电导率，因此可通过在复合材料基体中添加纳米导电材料来实现雷击防护，这样制造出来的材料也被称为纳米复合材料。添加的纳米导电材料主要有3中类型，分别是一维材料如碳纳米管，二维材料如石墨烯片，三维材料如表面铜涂覆颗粒。不同雷击防护方法的优缺点总结如下表1。

表1雷击防护优缺点

目前，在修机型的复合材料喷铝层防护形式主要为表面层防护法，采用火焰喷铝工艺，使外表面呈导电金属层，以达到雷击防护效果。然而经机上检查和外场服役过程中发现，复合材料结构件喷铝层受到不同程度损伤，进而大大降低复合材料结构表面导电能力，无法继续对复合材料部件进行保护。

发明内容

为了针对飞机复合材料构件表面喷铝层损伤，本发明提出了一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法，以起到恢复乃至提高飞机雷击防护能力。

本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法其特征在于：具体步骤如下：

A、采用目视、超声的方法对雷击损伤区域进行检查；

B、对损伤区域表面进行清洁，并将其擦干；

C、采用标识带将待修理轮廓防护起来以及清除损伤区域表面层；

D、对损伤区域进行去湿处理；

E、根据损伤区域大小，按大于损伤区域15mm准备合适的J-338B复合胶膜，并采用电吹风以不高于80℃对复合胶膜进行预热处理1min；

F、将预热的J-338B复合胶膜粘接固化在损伤区域；

G、固化完成后用150#砂纸对修理区域进行打磨处理，保证修理区域边缘光滑过渡；

H、委托无损检测部门对修理区域以外50mm内进行超声检查，确保胶接质量。

进一步地，所述步骤B中清理修理表面的具体步骤如下：

S1、采用工业吸尘器吸去损伤表面所有尘屑；

S2、使用两块无绒干净抹布，一块用溶剂(丙酮或三氯甲烷)浸湿，以不滴洒为准，擦拭修理区，在溶剂挥发掉之前，马上用另一块干布擦干；

S3、重复上述操作，直至擦拭损伤区域的布不脏为止。

进一步地，所述步骤C中清除损伤区域表面层前需要进行如下操作：

(一)清除损伤区域表面层上的污物；

(二)用80和150#砂纸分次打磨损伤区域，使其露出喷铝层金属光泽；

(三)使用工业吸尘器吸去打磨屑，然后用溶剂清洁，并按要求干燥。

进一步地，所述步骤D中损伤区域去湿处理的具体步骤如下：

a、在待修理区域施加一个受控的热源；

b、在整个待修理区域放置密封胶条，并用真空袋材料将整个待修理区域密封；

c、抽出至少0.05MPa的真空；

d、在(60～80)℃的温度下将修理区域干燥至少1h。

进一步地，所述步骤F中将胶膜粘接固化在损伤区域的具体步骤如下：

(1)将预热的胶膜按标识的损伤区域大小进行铺叠并用刮板进行刮平压实；

(2)接着将修理铺层、隔离布、泄流层、透气毡、压力板、吸气层、电热毯、绝缘层依次进行组装真空袋；

(3)按照固化程序进行固化。

本发明的有益效果是：

本发明提出的复合胶膜贴补修理技术对喷铝层损伤进行修复与传统恢复喷铝层修理相比，具备以下优点：一是快速便捷，传统的喷铝层损伤修理只适用于厂内修理，设备要求高，而复合胶膜贴补修理技术可以实现内外场快速抢修修复能力，且修补材料携带方便；二是可操作性强，传统的喷铝层损伤修理对操作人员技术能力和经验水平要求较高，而复合胶膜贴补修理技术工艺简单、成熟，从事复合材料修理工作的普通操作人员即可以承担。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明：

图1为本发明的流程示意图；

图2为本发明中真空袋封装示意图；

图3为本发明中固化过程温度—时间曲线图；

图4为本发明中电流分量的示意图；

图5为本发明中飞机雷区分布示意图；

图6为本发明中修理前的雷击目视损伤示意图；

图7为本发明中修理后的雷击目视损伤示意图；

图8为本发明中50mm×50mm损伤面修理雷击目视损伤示意图；

图9为本发明中100mm×100mm损伤面修理雷击目视损伤示意图；

图10为本发明中200mm×200mm损伤面修理雷击目视损伤示意图；

图11为本发明中超声波检测仪C扫喷铝前的雷击损伤示意图；

图12为本发明中超声波检测仪C扫喷铝后的雷击损伤示意图；

图13为本发明中50mm×50mm铺覆面积雷击损伤的超声C扫示意图；

图14为本发明中100mm×100mm铺覆面积雷击损伤的超声C扫示意图；

图15为本发明中200mm×200mm铺覆面积雷击损伤的超声C扫示意图；

图16为本发明中经过金属网铺覆修理后的损伤面积情况分布图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合附图以及实施例对本发明进一步阐述。

如图1至图16所示，一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法，具体步骤如下：

A、无损检测及相关专业人员采用目视、超声的方法对雷击损伤区域进行检查，确定损伤部位与损伤尺寸，对损伤程度进行分析并作出正确的评估。

B、对损伤区域表面进行清洁，并将其擦干(不要让其自然挥发干燥)。

具体对损伤区域表面进行清洁的步骤如下：

S1、采用工业吸尘器吸去损伤表面所有尘屑；

S3、重复上述操作，直至擦拭损伤区域的布不脏为止。

具体地，先用标识带将待修理轮廓贴起来，这有利于保护周围未损伤区域以及突出修理部位；然后去除表面层，这有利于确定损伤类型、增强胶接力以及在螺接接头处恢复摩擦力。

具体去除表面层的步骤如下：

1)清除表面防护涂层前，先用热水、洗涤剂或溶剂擦洗复合材料部件表面可能有的油污、附着灰尘、沉积物(如水碱、盐分等)，待除去表面的污物后，方可清除修理区内的防护涂层；

2)用80和150#砂纸分次打磨除去修理区域表面损伤层；对损伤区域以外15mm打磨，露出喷铝层金属光泽；

3)一般使用手工或气动打磨的方法清除表面喷铝层，用80号砂纸除去全部面漆和大部分底漆，再用150号砂纸除尽残留的底漆，打磨过程中不允许损伤纤维，不得损伤层压板的表面和边缘；另外，不允许使用化学脱漆剂和吹沙机去除表面层，这是因为它们会侵蚀树脂或因冲击引起表面分层。

D、对损伤区域进行去湿处理；

具体的操作步骤如下：

a、在修理区域施加一个受控的热源(如采用电吹风、辐射灯或者电热毯等)；

b、在整个修理区域放置密封胶条，并用真空袋材料将整个区域密封；

c、抽出至少0.05MPa的真空；

d、进行加热，在(60～80)℃的温度下将修理区域干燥至少1h。

E、根据损伤区域大小，按大于损伤区域15mm准备合适的J-338B复合胶膜，并采用电吹风以不高于80℃对J-338B复合胶膜进行预热处理1min；

F、将预热的J-338B复合胶膜粘接固化在损伤区域；

具体的粘接固化步骤如下：

(1)将预热的J-338B复合胶膜按标识的损伤区域大小进行铺叠并用刮板进行刮平压实；

(2)接着按照图2铺放次序进行组装真空袋；

(3)最后按照图3中的固化程序进行固化。

飞机外表面在通过J-338B复合胶膜对喷铝层损伤进行修复后还需要通过效果验证方法对其效果进行检验。

具体过程如下：

参照《HB6129》飞机雷电防护要求及试验方法对试验件进行雷击测试，用于测试试验有4个电流分量A、B、C、D。电流分量A、B、C、D分别模拟自然雷电放电过程的不同电流特性，如图4所示，它们都是用来确定雷电的直接效应的。

分量A-初始高峰电流；分量A的峰值为200KA±10％，持续时间为500us。

分量B-中间电流；分量B的平均幅值为2KA±10％，最大持续时间为5ms。

分量C-持续电流；分量C在(0.25～1)s的时间传递电荷200c±20％，平均电流幅值(200～800)A。

分量D-重复放电电流；分量D的峰值为100KA±10％，持续时间为500us。

参考图5飞机雷区的分布，飞机机身、部附件大部分区域属于2A区域，因此采用结构直接效应试验(2A)试验方法:电流分量为B、C、D波形。

由图6和图7可知，修理前试验件以喷铝层脱落、树脂基体热降解并伴有少量表层纤维劈裂现象；经J-338B复合胶膜修复后，损伤模式发生明显变化，仅对复合胶膜造成损伤，使修理补片失效，复合材料基体本身未见明显目视损伤。

由图8至图10可知，通过目视观察三个面积规格雷击后中心损伤外形和面积基本相同，但损伤中心四周发生胶膜基材变黄甚至变黑，为胶膜树脂基体发生热降解，并且沿雷击附着点开始呈“扇形”的形状扩展传播。搭接部位和试验件边缘有少量基材变黄，这是由于在搭接部位电阻产生突变，电流变化导致基材发生损伤，未出现纤维劈裂损伤。

所述图11和图12为用超声波检测仪C扫喷铝前、后雷击损伤的示意图。超声波检测仪采用厂内超声波C扫描成像系统Rapidscan2型，扫描原理是基于超声波在不同介质之间会发生反射的原理。超声波在介质传递过程中，若遇到不同弹性系数或密度的物质或物相界面时，便会产生反射波，而这些反射波的强度会因材料密度的不同而不同。信号采集系统对不同信号进行处理，便可在不破坏样品的前提下得到待测物体内部信息。待检测材料内部有气孔、裂纹、空洞、脱层都可以通过无损检测的方法得到。

从图11中可以看出，未喷铝试验件中心区域颜色为完全白色，说明无法透波，纤维劈裂严重，表层完全失效；相反，从图12中可以看出，经过喷铝后，区域颜色散布白色斑点，损伤模式发生变化，由完全纤维劈裂转变为表面树脂烧蚀伴有少量纤维劈裂。

图13至图15为三种50mm×50mm、100mm×100mm以及200mm×200mm不同铺覆面积雷击损伤的超声C扫示意图，利用Photoshop将像素换算可计算得到照片中损伤面积的大小，如图16所示，经过金属网铺覆修理后，50mm×50mm的损伤区域由原来的91mm²(喷铝试验件)减小为42mm²，明对复合材料结构件表面喷铝和金属网铺覆能有效解决复合材料不导电情况，进而降低雷击对复合材料结构的损伤。对比不同尺寸修理50mm×50mm(42mm²)、100mm×100mm(26.6mm²)、200mm×200(28.7mm²)mm，打磨区域尺寸大于100mm后修理效果明显。

如下表2所示，为喷铝层修复情况；

表2修理恢复性能指标

因此，综上所述，使用复合胶膜贴补修理技术，解决了飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤问题，提高了外场抢修效率，保证了飞机安全，具有很高的经济效益。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims

1.一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法，其特征在于：具体步骤如下：

A、采用目视、超声的方法对雷击损伤区域进行检查；

B、对损伤区域表面进行清洁，并将其擦干；

具体的，所述步骤B中清洁损伤区域表面的具体步骤如下：

S1、采用工业吸尘器吸去损伤表面所有尘屑；

S2、使用两块无绒干净抹布，一块用溶剂浸湿，以不滴洒为准，擦拭修理区，在溶剂挥发掉之前，马上用另一块干布擦干；

S3、重复上述操作，直至擦拭损伤区域的布不脏为止；

具体的，所述步骤C中清除损伤区域表面层前需要进行如下操作：

（一）清除损伤区域表面层上的污物；

（二）用80和150#砂纸分次打磨损伤区域，使其露出喷铝层金属光泽；

（三）使用工业吸尘器吸去打磨屑，然后用溶剂清洁，并按要求干燥；

D、对损伤区域进行去湿处理；

F、将预热的J-338B复合胶膜粘接固化在损伤区域；

具体的，所述步骤F中将胶膜粘接固化在损伤区域的具体步骤如下：

（1）将预热的胶膜按标识的损伤区域大小进行铺叠并用刮板进行刮平压实；

（2）接着将修理铺层、隔离布、泄流层、透气毡、压力板、吸气层、电热毯、绝缘层依次进行组装真空袋；

按照固化程序进行固化；

2.根据权利要求1所述的一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法，其特征在于：所述步骤D中损伤区域去湿处理的具体步骤如下：

a、在待修理区域施加一个受控的热源；

c、抽出至少0.05MPa的真空；

d、在60～80℃的温度下将修理区域干燥至少1h。

3.根据权利要求1所述的一种用于飞机复合材料结构外表面喷铝层损伤修复方法，其特征在于：所述步骤S2中的溶剂为丙酮或三氯甲烷。