热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构.docx

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热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构

热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构

孙凯;晏冬秀;孔娇月;魏冉;刘卫平

【摘要】利用热补仪进行复合材料蜂窝夹层结构的挖补修理实验研究.利用热电偶测试热补仪修补复合材料蜂窝夹层结构的面内及厚度方向的温度分布;采用光学显微镜观察不同修补层数下的HTS/977-2与HTS/MTM44-1两种预浸料在热补仪固化下的内部质量;并测试不同损伤程度下蜂窝夹层试验件修补后的侧压性能及弯曲性能.结果表明:

使用热补仪修补蜂窝夹层结构时在厚度方向上温度分布不均匀,因此在面板及芯子损伤、穿透损伤情况下,应采用分步修理;热补仪对单次修补层数具有局限性,修补材料特性不同,单次修补固化层数上限不同,对HTS/977-2,热补仪最佳单次固化层数为4层或5层,对HTS/MTM44-1,热补仪最佳单次固化层数为10层以上;试验中不同损伤程度的蜂窝夹层结构试验件进行热补仪修补后,侧压强度达到完好状态的79.9％以上,弯曲强度达到完好状态的89.4％以上,验证了热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构的可行性.

【期刊名称】《航空材料学报》

【年（卷）,期】2014（034）002

【总页数】7页（P51-57）

【关键词】蜂窝夹层结构;热补仪修补;温度分布;侧压强度;弯曲强度

【作者】孙凯;晏冬秀;孔娇月;魏冉;刘卫平

【作者单位】上海飞机制造有限公司航空制造技术研究所,上海200436;上海飞机制造有限公司航空制造技术研究所,上海200436;上海飞机制造有限公司航空制造技术研究所,上海200436;上海飞机制造有限公司航空制造技术研究所,上海200436;上海飞机制造有限公司航空制造技术研究所,上海200436

【正文语种】中文

【中图分类】工业技术

第34卷第2期2014年4月航空材料学报JOLIRNAL.OFAEROI\AUTICALMA'rERIALSVol.34,No.2April2014热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构孙凯，晏冬秀，孔娇月，魏冉，刘卫平（上海飞机制造有限公司航空制造技术研究所，上海200436）摘要：

利用热补仪进行复合材料蜂窝夹层结构的挖补修理实验研究。

利用热电偶测试热补仪修补复合材料蜂窝夹层结构的面内及厚度方向的温度分布；采用光学显微镜观察不同修补层数下的HTS/977-2与HTS/MTM44-I两种预浸料在热补仪固化下的内部质量；并测试不同损伤程度下蜂窝夹层试验件修补后的侧压性能及弯曲性能。

结果表明：

使用热补仪修补蜂窝夹层结构时在厚度方向上温度分布不均匀，因此在面板及芯子损伤、穿透损伤情况下，r6i采用分步修理；热补仪对单次修补层数具有局限性，修补材料特性不同，单次修补同化层数上限不同，对HTS/977-2，热补仪最佳单次固化层数为4层或5层，对HTS/MTM44-1，热补仪最佳单次固化层数为10层以上；试验中不同损伤程度的蜂窝夹层结构试验件进行热补仪修补后，侧压强度达到完好状态的79.9%以上，弯曲强度达到完好状态的89.4%以上，验证了热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构的可行性。

关键词：

蜂窝夹层结构；热补仪修补；温度分布；侧压强度；弯曲强度doi:

10.3969/j.issn.1005-5053.2014.2.0J0中图分类号：

TB332；V257文献标识码：

A文章编号：

1005-5053（2014）02-0051-07先进树脂基复合材料具有比强度及比刚度高、耐腐蚀和抗疲劳性能好、可设计等优点，在飞机结构中得到了大量应用1'2。

。

其中，碳纤维增强复合材料蜂窝夹层结构由于质量轻，抗弯强度高，可以在最小质量下达到结构刚性要求，广泛应用于襟副翼、方向舵、升降舵等次承力结构件3。

蜂窝夹层结构件由于面板较薄，面板与芯子间存在胶接界面，在制造及使用过程中，不可避免地会发生面板分层、板芯脱粘、面板及芯子损伤乃至穿透损伤的情况，因此，需要对复合材料蜂窝夹层结构进行高效、低成本修理j4j。

胶接修理是复合材料蜂窝夹层结构常用修理方法‘-8]，一般使用热补仪或热压罐等没备修补固化。

与热压罐相比，热补仪只对修补区进行固化，不受零件尺寸限制，使用灵活；设备尺寸小、质量轻，携带方便；更适于外场修理；修理成本低。

因此，热补仪在复合材料蜂窝夹层结构的胶接修补中有较大的优势。

然而热补仪使用加热毯作为热源，可能造成修补区存在温度不均现象，温度分布不均会影响复合材料修补层的固化过程及固化程度；固化过程中只收稿日期：

2013-09-30；修订日期：

2013-1I-10基金项目：

中国商飞关键技术攻关项目（C919-C030601-24-3）作者简介：

孙凯（1984-），男，工程师，主要从事树脂基复合材料制造及修补方面的研究工作，（E-mail）sunkai@comac．ce。

能提供真空压力，不能保证对修补层进行有效压实，容易产生分层、孔隙等缺陷9'10二这些限制均会影响蜂窝夹层结构热补仪修补后的力学性能：

目前，针对修理分析及修理后力学性能的研究较多6'8’“卜，但针对热补仪修补工艺方面的研究较少。

为使热补仪修补复合材料蜂窝夹层结构达到良好的修补效果，实现其高效率、低成本修理的功能，本工作研究了用热补仪修补复合材料蜂窝夹层结构的温度分布情况并提出了解决温差的建议。

针对HTS/977-2与HTS/MTM44-1两种预浸料，研究了真空压力下热补仪固化修补层的内部缺陷情况，根据研究结果进行了蜂窝夹层结构不同程度损伤的热补仪修补实验，并分析修补后蜂窝夹层件的压缩性能及弯曲性能的恢复情况。

1实验1.1实验原料与设备原材料：

CYCOM977-2-35-12KHTS预浸料，简称HTS/977—2，单层名义厚度为0.261mm，177qC固化；MTM44-1/HTS（12K）-134-35%RW预浸料，简称HTS/MTM44-I，名义单层厚度0.131mm，177℃固化；PL7000.05M高温胶膜，名义厚度0.2mm，177℃固化；FM490A蜂窝拼接胶，121C或1770C固化；HRH-10-1/8-3.0芳纶蜂窝芯子，厚度10mm，第34卷2期2014年4月航空材料学报JOLIRNAL.OFAEROI\AUTICALMA'rERIALSVol.34,No.2April孙凯，晏冬秀，孔娇月，魏冉，刘卫平摘要：

利用热补仪进行复合材料蜂窝夹层结构的挖补修理实验研究。

利用热电偶测试热补仪修补复合材料蜂窝夹层结构的面内及厚度方向的温度分布；采用光学显微镜观察不同修补层数下的HTS/977-2与HTS/MTM44-I两种预浸料在热补仪固化下的内部质量；并测试不同损伤程度下蜂窝夹层试验件修补后的侧压性能及弯曲性能。

结果表明：

使用热补仪修补蜂窝夹层结构时在厚度方向上温度分布不均匀，因此在面板及芯子损伤、穿透损伤情况下，r6i采用分步修理；热补仪对单次修补层数具有局限性，修补材料特性不同，单次修补同化层数上限不同，对HTS/977-2，热补仪最佳单次固化层数为4层或5层，对HTS/MTM44-1，热补仪最佳单次固化层数为10层以上；试验中不好状态的89.4%以上，验证了热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构的可行性。

关键词：

蜂窝夹层结构；热补仪修补；温度分布；侧压强度；弯曲强度doi:

10.3969/j.1005-5053.2014.2.0J0文章编号：

1005-5053（2014）02-0051-07先进树脂基复合材料具有比强度及比刚度高、耐腐蚀和抗疲劳性能好、可设计等优点，在飞机结构中得到了大量应用1'2其中碳纤维增强复合材料蜂窝夹层结构由于质量轻，抗弯强度高，可以在最小质量下达到结构刚性要求，广泛应用于襟副翼、方向舵、升降舵等次承力结构件3窝夹层结构件由于面板较薄，面板与芯子间存在胶接界面，在制造及使用过程中，不可避免地会发生面板分层、板芯脱粘面板及芯子损伤乃至穿透损伤的情况，因此，需要对复合材料蜂窝夹层结构进行高效、低成本修理j4j胶接修理是复合材料蜂窝夹层结构常用修理方法‘-8]一般使用热补仪或热压罐等没备修补固化。

与热压罐相比，热补仪只对修补区进行固化，不受零件尺寸限制，使用灵活；设备尺寸小、质量轻，携带方便；更适于外场修理；修理成本低。

因此，热补仪在复合材料蜂窝夹层结构的胶接修补中有较大的优势然而热补仪使用加热毯作为热源，可能造成修补区存在温度不均现象，温度分布不均会影响复合材料修补层的固化过程及固化程度；固化过程中只收稿日期：

2013-09-30；修订日期：

2013-1I-10基金项目：

中国商飞关键技术攻关项目（C919-C030601-24-3）作者简介：

孙凯（1984-），男，工程师，主要从事树脂基复合材料制造及修补方面的研究工作，（E-mail）sunkai@comac．ce。

9'10二这些限制均会影针对修分析及后力性能的研究较多6'8’“卜但针对热补仪修补工艺方面的研究较少。

为使热补仪修补复合材料蜂窝夹层结构达到良好的修补效果，实现其高效率、低成本修理的功能，本工作研究了用热补仪修补复合材料蜂窝夹层结构的温度分布情况并提出了解决温差的建议。

针对HTS/977-2与HTS/MTM44-1两种预浸料，研究了真空压力下热补仪固化修补层的内部缺陷情况，根据研究结果进行了蜂窝夹层结构不同程度损伤的热补仪修补实验，并分析修补后蜂窝夹层件的压缩性能及弯曲性能的恢复情况。

1实验1.1实验原料与设备预浸简称—2单层名义厚度为0.261mm，177qC固化；MTM44-1/HTS（12K）-134-35%RW预浸料，简称名义单层厚度0.131mm177℃固PL7000.05M52航空材料学报第34卷设备：

SCH热压罐；HCS9200热补仪，加热毯温度均匀性为±5℃；NikonEPIPHOT300金相显微镜；WDW-200E型力学试验机。

1.2实验方法1.2.1温度分布测试方法用热补仪对蜂窝夹层结构进行面内方向及厚度方向温度分布测试。

面内方向测试时热电偶放置在蜂窝件面板表面的中心及边缘；厚度方向测试时热电偶放置在两侧面板的上、下表面。

采用包袋封装，试板的尺寸均为300mm×300mm：

见图l，图2，图l蜂窝夹层件面内方向温度测试示意网Fig.1SchemaLicdiagramofin-planedirectiontemperaturetestingofhoneYcombsandwichstructureSeal图2蜂窝夹层件厚度方向温度分布测试示意图Fig.2Schematicdiagramofthrough-thicknessdirectiontemperdturetestingofhoneycoml）sandwic-hstructure1.2.2固化层数对修补层内部质量影响的研究方用热压罐固化8层HTS/977—2预浸料的层压板做母板，在母板上用热补仪胶接共固化HTS/977—2预浸料或HTS/MTM44-1预浸料来模拟修补层，修补铺层为正交铺层，母板与修补层间使用PL7000.05M胶膜。

试板尺寸均为150mm×150mm。

分别进行了单次固化2层、4层、5层、6层的HTS/977-2预浸料及4层、8层、10层的HTS/MTM44-I预浸料模拟制作修补层的实验，封装方式见图3：

将热补仪胶接固化的修补层板机械切割，用金相显微镜观察切割截面的微观结构及缺陷状况：

‘图3热补仪胶接共同化修补示意图Fig.3Se‘hemaLicdiagramofco-bondingrepairbyhotbonder1.2.3蜂窝夹层件的制备及力学测试蜂窝夹层件母板压缩试件尺寸为220mm×160mm，面板使用HTS/977—2预浸料，芯子为10mmfilm厚的HRH-10-1/8-3.0芳纶蜂窝芯，铺层顺序为i45/0/-45/90l/C/[90/-45/0/45]，在试验件端头夹持区灌封以避免侧压时加载端破坏，热压罐成型。

度均匀性为±5℃；NikonEPIPHOT300金相显微镜；1.2实验方法1.2.1温度分布测试方法用热补仪对蜂窝夹层结构进行面内方向及厚度方向温度分布测试。

面内方向测试时热电偶放置在蜂窝件面板表面的中心及边缘；厚度方向测试时热电偶放置在两侧面板的上、下表面。

采用包袋封装，试板的尺寸均为300mm×300mm：

见图l，图2，图l蜂窝夹层件面内方向温度测试示意网SchemaLicdiagramofin-planedirectiontemperaturetestingofhoneYcombsandwichstructure蜂窝夹层件厚度方向温度分布测试示意图Schematicdiagramofthrough-thicknessdirectiontemperdturetestingofhoneycoml）sandwic-hstructure用热压罐固化8层HTS/977—2预浸料的层压板做母板，在母板上用热补仪胶接共固化HTS/977—2预浸料或HTS/MTM44-1料来模拟修补层，修胶膜。

试板尺寸均为150mm×150mm别进行了单次固化2层、4层、5层、6层的HTS/977-2预浸料及4层、8层、10层的HTS/MTM44-I预浸料模拟制作修补层的实验，封装方式见图3：

将热补仪胶接固化的修补层板机械切割，用金相显微镜观察切割截面的微观结构及缺陷状况：

热补仪胶接共同化修补示意图Fig.3SehemaLicdiagramofco-bondingrepairbyhotbonder160mm面板使用HTS/977—2预浸料，芯子为10mm0/-45/90l/C/[90/-45/0/45]，在试验件端头夹持第2期热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构53蜂窝夹层件母板弯曲试件尺寸为440mm×160mm，面板使用HTS/MTM44-1预浸料，芯子为10rnm厚的HRH-10-1/8-3.0芳纶蜂窝芯，铺层顺序为[45/45/0/0/-45/-45/90/90]／C／[90/90/-45/45/0/0/45/45]，在试验件加载区灌封以避免加载位置破坏，热压罐成型。

蜂窝夹层结构损伤件制备：

模拟损伤采用机械加工的方式在完好母板上以钻孔的形式获得，孔直径为25mm。

损伤程度分别为单面板损伤、面板及芯子损伤、穿透损伤。

蜂窝夹层结构损伤修补件的制备：

挖补斜度为30:

1，压缩测试的蜂窝件使用HTS/977—2预浸料进行修理，1层附加修理层；弯曲测试的蜂窝件使用HTS/MTM44-1预浸料进行修理，2层附加修理层。

同损伤形式的修理示意图见图4。

使用热补仪固化修补层，修补封装示意图见图5。

jnm7mrjF:

t:

jtf'I.jmTIiKnnl_....【羽4不同损伤形式修理示意图Fig.4Schematicdiagramofrepairfordifferentkindsofdamage（a）onesidepaneldamagerepair;（b）onesidepanelandcoredamagerepair;（c）penetratedamagerepair川mfllm冈5热补仪修补封装示意图Fig.5Schematicdiagramofrepairhaggingbyhotboncler力学测试：

使用图6所示的夹具进行蜂窝件的侧压试验，在夹具边缘处设置立柱以防止蜂窝板压缩过程中出现整体失稳。

使用图7所示夹具进行蜂窝夹层件的弯曲测试。

用WDW-200E型试验机进行加载。

对完好板及损伤未修板，每种类型进行3件力学测试；对损伤修补板，每种类型进行5件力学测试。

图6蜂窝夹层件侧压试验夹具Fig.6Testfixtureforedgewisecompressionofhoneycombsandwichstructurespecimens图7蜂窝夹层件弯曲试验夹具Fig.7Testfixtureforbendingofhoneycombsandwichstructurespeclmens2结果与讨论2.1温差分析按图1所示的封装方式进行蜂窝夹层件的面内方向温度分布测试，热电偶均放置在加热毯的有效加热区域内，结果见图8。

在升温及保温过程中，蜂窝夹层件面板的中心及边缘处的温度与设定温度趋热补仪挖补修理复合材料蜂窝夹层结构窝夹件母弯曲试件尺寸为440mm×面使用芯子为10rnm45/45/90/90]／C／[90/90/-45/蜂窝夹层结构损伤件制备：

模拟损伤采用机械加工的方式在完好母板上以钻孔的形式获得，孔直损伤程度分别为单面板损伤、面板及30:

1压缩测试的蜂窝件使用HTS/977—2预浸料进【羽同损伤形式修理示意图Fig.4Schematicdiagramofrepairfordifferentkindsofdamage（a）onesidepaneldamagerepair;（b）onesidepanelandcoredamagerepair;（c）penetratedamagerepair川mfllm冈5热补仪修补封装示意图Schematicdiagramofrepairhaggingbyhotboncler力学测试：

使用图6所示的夹具进行蜂窝件的侧压试验，在夹具边缘处设置立柱以防止蜂窝板压缩过程中出现整体失稳。

使用图7所示夹具进行蜂窝夹层件的弯曲测试。

用WDW-200E型试验机进行加载。

对完好板及损伤未修板，每种类型进行3件力学测试；对损伤修补板，每种类型进行5件力学测试。

6蜂窝夹层件侧压试验夹具Testfixtureforedgewisecompressionofhoneycombstructurespecimens7蜂窝夹层件弯曲试验夹具Testfixtureforbendingofhoneycombsandwichspeclmens2.1温差分析按1所示的封装方式进行蜂窝夹层件的面内向温度分布测试，热电偶均放置在加热毯的有效加热区域内，结果见图8。

在升温及保温过程中，蜂窝夹层件面板的中心及边缘处的温度与设定温度趋54于一致，均在设定温度的±5℃以内。

说明使用加热毯修补固化时，蜂窝夹层件在加热毯侧的面内温度是一致的，可以达到零件表面修补固化对温差的要求。

图8蜂窝夹层件面板面内方向温度测试Fig.8In-planedirectiontemperaturetestingofhoneycombstructurespecimens按图2所示的封装方式进行蜂窝夹层件厚度方向上的温度分布测试，结果见图9。

在升温及保温过程中，加热毯侧的上面板两侧的温度与设定温度一致：

下面板两侧的温