一种复合材料襟翼局部损伤的修理方法
【技术领域】
[0001]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。
【背景技术】
[0002]目前，若飞机复合材料襟翼出现两个边缘向内延展的较大面积损伤的情况，由于无法恢复襟翼外形，只能该襟翼报废，重制该襟翼，造成较大经济损失，增加了飞机的维护和使用成本。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是:提出一种飞机复合材料襟翼局部损伤的修理方法，以便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，恢复襟翼外形，延长襟翼使用寿命，降低飞机的维护和使用成本。
[0004]本发明的技术方案是: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:
[0005]1、确定襟翼的损伤区域是否适于采用本方法修理:对襟翼的损伤做分层和脱粘无损检测，确定损伤区域的范围，对满足以下条件的损伤区域使用本方法修理:
[0006]1.1、襟翼的前梁和后梁以及前梁和后梁之间的区域未损伤；
[0007]1.2、损伤区域在翼弦方向上距离前梁或后梁不小于a = 25mm，损伤区域在翼展方向上的损伤长度不超过襟翼1/3的长度；
[0008]2、确定切割边界:根据下述条件确定切割边界:
[0009]2.1、首先确定襟翼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的距离小于另外两个相邻边缘与损伤区域的距离；
[0010]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，也是切割区域的内边缘，切割边界与损伤区域相切；
[0011 ] 3、切除切割区域:按切割边界切除切割区域；
[0012]4、脱漆处理:对切割边界外50mm范围内的襟翼表面做脱漆处理；
[0013]5、制造修补件:根据襟翼的三维数模制造修补件，修补件的芯层为泡沫材料，修补件的表面铺贴两层碳纤维预浸料;修补件的结构分为以下两种:
[0014]5.1、当切割边界邻接襟翼的后缘时，修补件的上下型面与襟翼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，该前端凸台的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该前端凸台的前端面与后梁之间留有间隙δ = 0.2_?0.5_;当切割区域邻接襟翼的翼尖边缘时，在修补件朝向翼根的侧面上有一个朝向翼根的凸台，该朝向翼根的凸台的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该朝向翼根的凸台在翼展方向上的长度λ=30πιπι?50mm，该修补件朝向翼尖方向的边缘与襟翼的翼尖边缘型面一致；当切割区域邻接襟翼的翼根边缘时，在修补件朝向翼尖的侧面上有一个朝向翼尖的凸台，该朝向翼尖的凸台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的翼根边缘型面一致；
[0015]5.2、当切割边界邻接襟翼的前缘时，在修补件的上下型面与襟翼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，该后端凸台的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该后端凸台的后端面与前梁之间留有间隙δ;当切割区域邻接襟翼的翼尖边缘时，在修补件朝向翼根的侧面上有一个朝向翼根的凸台，该朝向翼根的凸台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的翼尖边缘型面一致；当切割区域邻接襟翼的翼根边缘时，在修补件朝向翼尖的侧面上有一个朝向翼尖的凸台，该朝向翼尖的凸台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的翼根边缘型面一致；
[0016]6、固化:将修补件放入热压罐固化，在125 °C ± 5 °C条件下保温2小时；
[0017]7、清洗:用丙酮清洗修补件的凸台及襟翼待胶接的表面，然后用干抹布擦拭干净；
[0018]8、修补件与襟翼胶接:将修补件与襟翼的前梁或后梁及襟翼的蒙皮内表面进行胶接，用真空袋加压固化，在70°C±5°C条件下保温I小时；
[0019]9、干玻璃布加固:在修补件的上下型面上铺放I层浸EA9396胶的干玻璃布，干玻璃布的边缘越过切割边界与襟翼外蒙皮搭接20mm?30mm，用真空袋加压固化，常温条件下不少于7天。
[0020]本发明的优点是: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。
【附图说明】
[0021]图1是本发明的襟翼损伤切割边界示意图。
[0022]图2是损伤区域临接襟翼后缘时修补件的示意图。
[0023]图3是采用本发明修复的襟翼弦向剖面的示意图，此图的损伤区域临接襟翼后缘。
[0024]图4是损伤区域临接襟翼前缘时修补件的示意图。
[0025]图5是采用本发明修复的襟翼弦向剖面的示意图，此图的损伤区域临接襟翼前缘。
【具体实施方式】
[0026]下面对本发明做进一步详细说明。参见图1至图5，一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:
[0027]1、确定襟翼的损伤区域是否适于采用本方法修理:对襟翼的损伤做分层和脱粘无损检测，确定损伤区域的范围，对满足以下条件的损伤区域使用本方法修理:
[0028]1.1、襟翼的前梁和后梁以及前梁和后梁之间的区域未损伤；
[0029]1.2、损伤区域在翼弦方向上距离前梁或后梁不小于a = 25mm，损伤区域在翼展方向上的损伤长度不超过襟翼1/3的长度；
[0030]2、确定切割边界:根据下述条件确定切割边界:
[0031]2.1、首先确定襟翼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的距离小于另外两个相邻边缘与损伤区域的距离；
[0032]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，也是切割区域的内边缘，切割边界与损伤区域相切；
[0033 ] 3、切除切割区域:按切割边界切除切割区域；
[0034]4、脱漆处理:对切割边界外50mm范围内的襟翼表面做脱漆处理；
[0035]5、制造修补件:根据襟翼的三维数模制造修补件，修补件的芯层为泡沫材料，修补件的表面铺贴两层碳纤维预浸料;修补件的结构分为以下两种:
[0036]5.1、当切割边界邻接襟翼的后缘时，修补件的上下型面与襟翼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，该前端凸台的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该前端凸台的前端面与后梁之间留有间隙δ = 0.2_?0.5_;当切割区域邻接襟翼的翼尖边缘时，在修补件朝向翼根的侧面上有一个朝向翼根的凸台，该朝向翼根的凸台的上下型面与它所对应的襟翼蒙皮内表面一致，该朝向翼根的凸台在翼展方向上的长度λ=30πιπι?50mm，该修补件朝向翼尖方向的边缘与襟翼的翼尖边缘型面一致；当切割区域邻接襟翼的翼根边缘时，在修补件朝向翼尖的侧面上有一个朝向翼尖的凸台，该朝向翼尖的凸台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的翼根边