淺談熱調(diào)查工藝在飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理中的應(yīng)用

劉愛平 林仁偉 吳璟瑋

摘要：在深入解讀民用飛機(jī)波音787、波音777、空客A380修理手冊(cè)相關(guān)章節(jié)的基礎(chǔ)上，結(jié)合飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理實(shí)例，分析了在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理中運(yùn)用復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝來保障碳纖維織物/熱固性樹脂等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)固化加熱均勻性的方法。

關(guān)鍵詞：熱調(diào)查；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)；熱粘接；加熱均勻性；滯后時(shí)間

Keywords：thermal survey；composite structure；hot bonding；heat uniformity；lag time

0 引言

波音777、波音787、空客A380等民用飛機(jī)已廣泛采用復(fù)合材料來設(shè)計(jì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的修理方法包括粘接修理（Bonded Repair）和螺栓連接修理（Bolted Repair）。運(yùn)用碳纖維織物/熱固性樹脂增強(qiáng)塑料等設(shè)計(jì)的飛機(jī)承載復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在粘接修理時(shí)主要采用熱粘接，而熱粘接修理中涉及的加熱工藝很復(fù)雜，其中固化加熱均勻性是保障修理質(zhì)量的關(guān)鍵。本文結(jié)合波音787復(fù)合材料零件修理、波音787大翼復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理、波音777襟翼復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理實(shí)例，分析了在碳纖維織物/熱固性樹脂等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接鋪層修理中運(yùn)用復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝來保障固化加熱均勻性的方法。

飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理實(shí)踐表明，無論離位修理還是在位修理，要滿足熱粘接工藝的要求都較為復(fù)雜，熱粘接工藝是否到位將影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理后的力學(xué)強(qiáng)度和修理區(qū)域復(fù)合材料補(bǔ)強(qiáng)件恢復(fù)結(jié)構(gòu)損失的承載能力，其中修理質(zhì)量問題可能影響甚至危及飛行安全。新機(jī)型的出現(xiàn)帶來了新的維修難題，也帶動(dòng)了新技術(shù)、新工藝的研發(fā)。飛機(jī)維修中因加熱工藝不完善或運(yùn)用不當(dāng)導(dǎo)致的碳纖維織物/熱固性樹脂復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修理質(zhì)量問題時(shí)有發(fā)生，如何實(shí)現(xiàn)固化加熱均勻性是保障該類結(jié)構(gòu)熱粘接鋪層修理的關(guān)鍵，這一需求促成了對(duì)新的加熱工藝的探索，包括復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝。早期的飛機(jī)修理手冊(cè)中沒有編寫復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝的內(nèi)容，直到2014年波音787結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)中才首次出現(xiàn)[1]，波音777結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)中此工藝的編寫是在2017年[2]，而在空客A380結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)2020年的修訂版中仍沒有列出該工藝的單獨(dú)主題。

飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理中用到的加熱方法主要有熱傳導(dǎo)（如電熱毯）、熱輻射（如加熱燈）、熱對(duì)流（如加熱槍）、烘箱和熱壓罐[3]，其中使用較多的是電熱毯加熱。本文僅分析熱調(diào)查工藝在電熱毯加熱中的應(yīng)用。

1 復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝概述

維修人員在飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接日常修理中發(fā)現(xiàn)，即使按要求完成了真空袋封裝、電熱毯驗(yàn)證、熱電偶驗(yàn)證等加熱工藝，還是不能較好地保障修理區(qū)域固化加熱均勻性。由此研發(fā)了復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝。

復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝是根據(jù)復(fù)合材料零件的修理區(qū)域構(gòu)型（包括結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、材料特性、附加安裝零件等），在實(shí)際修理前模擬工序要求，使用臨時(shí)修理補(bǔ)片（Temporary Repair Patch）構(gòu)建一個(gè)用于實(shí)際修理的加熱構(gòu)型。

熱調(diào)查的核心任務(wù)是識(shí)別修理區(qū)域的熱區(qū)域和冷區(qū)域，找到滯后時(shí)間以確定實(shí)際固化時(shí)間，記錄修理過程中將固化溫度調(diào)節(jié)到規(guī)定范圍內(nèi)的隔熱、散熱、輔助加熱方法。滯后時(shí)間是指監(jiān)控?zé)犭娕歼_(dá)到固化溫度所需時(shí)間與控制熱電偶達(dá)到固化溫度所需時(shí)間的差值，其中監(jiān)控?zé)犭娕及惭b在臨時(shí)修理補(bǔ)片下部和上部，僅用于熱調(diào)查，不用于實(shí)際修理；控制熱電偶安裝在修理區(qū)域周邊，用于熱調(diào)查和實(shí)際修理。熱電偶的典型布局如圖1所示。另外，熱調(diào)查中還設(shè)置了觀察熱電偶，安裝在溫度敏感材料、較薄結(jié)構(gòu)、鋁合金零件、附加安裝零件等位置，也用于實(shí)際修理。

波音787和777飛機(jī)修理手冊(cè)建議下列情形需要執(zhí)行熱調(diào)查：

1）因修理區(qū)域各結(jié)構(gòu)部位所處位置不同和傳熱性能不同以致不能得到均勻的加熱溫度時(shí)；

2）修理加熱區(qū)域的底部有散熱片時(shí)；

3）層壓結(jié)構(gòu)的厚度發(fā)生變化時(shí)；

4）蜂窩芯的密度發(fā)生變化時(shí)；

5）出現(xiàn)蜂窩夾心和層壓板混合結(jié)構(gòu)時(shí)（因蜂窩芯是隔熱材料使得蜂窩芯上面的材料比層壓板更熱）；

6）350℉固化加熱修理時(shí)（200℉以上固化加熱的情況需要根據(jù)構(gòu)型的復(fù)雜性決定是否執(zhí)行熱調(diào)查）。

2 復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝應(yīng)用方法

2.1 波音787復(fù)合材料零件熱粘接修理中加熱損傷實(shí)例分析

2014年3月，一架波音787飛機(jī)某復(fù)合材料零件在熱粘接修理中發(fā)生過熱損傷，在更換的蜂窩芯塊和原結(jié)構(gòu)蜂窩芯對(duì)接處發(fā)現(xiàn)蜂窩材料過熱發(fā)黃、蜂窩芯切口附近區(qū)域的蒙皮分層和脫膠，如圖2所示。

修理區(qū)域構(gòu)型分析：損傷位于面板外端尖部?jī)?nèi)側(cè)約20in，寬約16in，面板為碳纖維織布層壓蒙皮/芳綸蜂窩夾心結(jié)構(gòu)，損傷區(qū)域周邊為寬約2.4in的層壓板，被拆除后沒有附加安裝零件，去除損傷后的構(gòu)型如圖3所示。

根據(jù)波音工程技術(shù)電傳和飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)，將該零件離位送車間修理，維修人員采用350℉固化碳纖維預(yù)浸料修理法修復(fù)面板的蜂窩芯和內(nèi)表面蒙皮。

過熱損傷主要原因分析：真空袋封裝前沒有嚴(yán)格執(zhí)行電熱毯的驗(yàn)證[4，5]，因而未能發(fā)現(xiàn)所使用的電熱毯的電阻值、熱均勻性不符合修理手冊(cè)要求；當(dāng)時(shí)該型飛機(jī)的結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)還沒有編寫熱調(diào)查工藝，因而在實(shí)際鋪層修理前維修人員未找到較好的手冊(cè)工藝來構(gòu)建合理的加熱構(gòu)型，尤其是沒有重點(diǎn)監(jiān)控蜂窩芯切口附近區(qū)域的溫度。

2.2 波音787大翼復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理中熱調(diào)查應(yīng)用實(shí)例分析

2019年1月，維修人員需要對(duì)一架波音787飛機(jī)大翼上長(zhǎng)桁區(qū)域復(fù)合材料結(jié)構(gòu)執(zhí)行修理工作，工作內(nèi)容是檢查和修理大翼上部蒙皮和長(zhǎng)桁區(qū)域的脫膠[6]，見圖4中陰影區(qū)域。

修理區(qū)域構(gòu)型分析：修理位置所在的上部蒙皮面板是碳纖維織布的層壓板，往下是翼展方向的碳纖維織布長(zhǎng)桁、縱向的鋁合金肋，下部蒙皮面板同時(shí)也是碳纖維織布的層壓板，這三者通過熱固性樹脂共固化粘接成整體結(jié)構(gòu)。

根據(jù)相關(guān)維修資料要求，采用235℉固化玻璃纖維預(yù)浸料修理法在位修理。維修人員在執(zhí)行波音相應(yīng)服務(wù)通告的附錄E和附錄G時(shí)[6]，發(fā)現(xiàn)當(dāng)修理區(qū)域環(huán)境溫度低于15℃時(shí)很難保障修理區(qū)域的加熱均勻性，于是根據(jù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)對(duì)修理區(qū)域進(jìn)行了熱調(diào)查。

實(shí)際修理加熱構(gòu)型構(gòu)建：以第6處修理位置為例，熱調(diào)查發(fā)現(xiàn)主要原因是7號(hào)和8號(hào)鋁合金翼肋傳熱、散熱太快，通過對(duì)修理位置的翼肋區(qū)域進(jìn)行隔熱、輔助加熱，最終達(dá)到了修理工藝要求。維修人員還發(fā)現(xiàn)當(dāng)修理區(qū)域環(huán)境溫度大于25℃時(shí)，翼肋溫度容易高于190℉，需要在修理位置的翼肋區(qū)域散熱以防止溫度過高使鋁合金翼肋熱損傷。圖5所示為維修人員熱調(diào)查后構(gòu)建的第6處修理位置的實(shí)際修理加熱構(gòu)型。修理區(qū)域上表面安裝了10根控制熱電偶，修理位置下部的7號(hào)和8號(hào)翼肋區(qū)域各設(shè)置了2根觀察熱電偶。熱調(diào)查中得到的滯后時(shí)間約為40min。

2.3 波音777襟翼復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理中熱調(diào)查應(yīng)用實(shí)例分析

2019年7月，一架波音777左邊外側(cè)襟翼復(fù)合材料結(jié)構(gòu)發(fā)生損傷。

修理區(qū)域構(gòu)型分析：上部面板的外表面蒙皮和蜂窩芯損傷距離襟翼內(nèi)端約36in、后緣約4in。面板為碳纖維織布層壓蒙皮/芳綸蜂窩夾心結(jié)構(gòu)，損傷區(qū)域后緣為層壓板，被拆除后沒有附加安裝零件，去除損傷后的構(gòu)型如圖6所示。損傷尺寸約長(zhǎng)11in、寬6in。

根據(jù)波音工程技術(shù)電傳和飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)[7]，襟翼離位送車間修理，分解損傷的襟翼上部面板，采用350℉固化碳纖維預(yù)浸料修理法修復(fù)蜂窩芯和外表面蒙皮，外表面蒙皮共計(jì)鋪疊14層碳纖維織布，分開二次鋪層固化。

實(shí)際修理加熱構(gòu)型構(gòu)建：在蜂窩芯塊安裝前的熱調(diào)查過程中發(fā)現(xiàn)，更換蜂窩芯塊（熱區(qū)域）的溫度高于后緣層壓板（冷區(qū)域）的溫度，驗(yàn)證了蜂窩芯和層壓板傳熱性能的差異。蜂窩芯的隔熱、保溫性能較好，在蜂窩芯切口鄰近區(qū)域需要布置較多熱電偶來控制溫度，以預(yù)防該區(qū)域因過熱導(dǎo)致分層和脫膠。維修人員構(gòu)建的第二次鋪層實(shí)際修理加熱構(gòu)型如圖7所示，共設(shè)置了10根控制熱電偶，其中2根位于均壓板上面，還在修理區(qū)域內(nèi)蒙皮的下部（外表面）設(shè)置了5根觀察熱電偶。熱調(diào)查中得到的滯后時(shí)間約為20min。

3 結(jié)論

復(fù)合材料零件熱調(diào)查工藝可用于指導(dǎo)飛機(jī)維修人員根據(jù)復(fù)合材料零件修理區(qū)域構(gòu)型構(gòu)建實(shí)際修理的加熱構(gòu)型，從而較好地解決了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理中固化加熱均勻性問題，并可預(yù)防加熱過程中對(duì)零件的過熱損傷。該加熱工藝對(duì)于飛機(jī)主承力復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的在位修理將非常重要，飛機(jī)維修人員在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱粘接修理中正確運(yùn)用該加熱工藝方法，將有力提高飛機(jī)維修質(zhì)量，保障飛機(jī)安全。

參考文獻(xiàn)

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[8] Airbus. Structural Repair Manual[M]. A380-800 SRM Task 51-77-11-Descriptions，Dec 01/2020

作者簡(jiǎn)介

劉愛平，高級(jí)工程師，復(fù)合材料修理車間主任。

林仁偉，工程師，主要負(fù)責(zé)飛機(jī)復(fù)合材料現(xiàn)場(chǎng)結(jié)構(gòu)修理。

吳璟瑋，工程師，主要負(fù)責(zé)飛機(jī)復(fù)合材料現(xiàn)場(chǎng)結(jié)構(gòu)修理。