第七章 飞机复合材料修理案例
飞机复合材料修理
铺层
铺层
铺层
铺层中需进行抽真空，抽去层间的水和空气
铺层
铺层
真空包热补仪固化维修
真空包热补仪固化维修
真空包热补仪固化维修
完成固化
维修合格检验
普通结构敲击测试
NDT检验(BMS8-276)
合格的修理
NDT检验(BMS8-276)
不合格的修理
检测不合格后拆除的铺层
清洁、恢复防腐层
飞机复合材料修理
概述
复合材料是由两种或两种以上的不同材料、不 同形状、不同性质的物质复合形成的新型材料。 一般由基体材料和功能组元所组成。
复合材料可经设计，即通过对原材料的选择、 各组分布设计和工艺条件的保证等，使原组分 材料优点互补，因而呈现了出色的综合性能。
复合材料的历史
早期飞机为复合材料，由木质框架，金属丝支 架和织物组成。
表面打磨清洁后恢复原有漆层 完成修理
谢谢 ！
在过去几年当中先进复合材料技术运用到诸如大翼面板、地板 梁等主要结构上。显而易见对基本复合材料结构和复合材料结
。 构修理技术的理解对于航空公司人员来说是多么重要
概述
概述
先进复合材料优异的力学性能和明显的减重效果在航 空器领域得到广泛认可。随着飞机性能的不断提高， 作为现代飞机结构材料的复合材料的应用已由小型、 简单的次承力构件发展到大型、复杂的主承力构件。 在飞机机翼、机身、操纵面、起落架舱门、蒙皮、安 定面、雷达罩等部件多处使用。
不同材料性能比较
多种材料的力学性能
概述
纤维织布
概述
纤维织布
概述
胶水
概述
铺层修理
概述
真空包和热补仪
概述
真空包和热补仪
复合材料在飞机上的应用与修理
2019年01月复合材料在飞机上的应用与修理吕善宝（山东太古飞机工程有限公司，山东济南250107）摘要：随着经济的不断发展和航空技术的不断进步，人们越来越多会选择将飞机作为自己的出行方式，航空工业最近几年发展速度也较快。
由于飞机飞行的特殊性，其对材料的使用往往有较高的要求。
复合材料是将各种材料有效复合在一起的材料，其可以高效对各种材料的性能进行应用，其质量轻、强度高、阻燃型好的特点非常适合在飞机上进行应用，在飞机各部位上的应用也越来越多。
为此，我将要在本文中对复合材料在飞机上的应用进行探讨，希望对促进我国航空工业的发展，可以起到有利的作用。
关键词：复合材料；飞机；应用与修理随着时代的不断发展，飞机制造技术对材料的要求越来越高，飞机上的各种材料也从原来的金属材质，逐渐向复合材料进行转变。
由于纳米技术的不断发展，复合材料技术取得了很大的发展，尤其体现在碳纤维材料上，其质量更轻、强度更大、耐高温性能更好，非常适合在飞机上进行应用，相关的修理技术也取得了很大的进步【1】。
1复合材料在飞机上的应用复合材料在旋翼桨叶上的应用。
经过复合材料工艺和成分的不断改进，复合材料的抗疲劳性能更好、裂纹的扩散速度也较慢、容易冲压成型，比价适合在旋翼浆上进行应用。
通过复合材料的应用，可以有效提高桨叶的使用寿命，降低其维修成本，增加公司的经济效益【2】。
其主要特点是，翼型从对称变成了弯曲、非对称，浆尖形状从矩形变成了后掠、尖削，这样可以有效改善浆也的载荷分布、浆涡干扰和噪声特性，有效提高了旋翼的工作效率，在实际应用过程中，得到了不错的应用效果【3】。
纳米科技是科学技术领域的重大发现，其有效改变了我们对微观世界的认知，碳纤维就是在对纳米技术的研究中发现的。
碳纤维是有机纤维经过碳化和石墨化处理而得到的，其强度非常高，比常规的钢材料的强度还高，但是其密度却非常小，甚至比铝的密度还低。
为了让碳纤维具有更大的利用价值，将其和其它材料进行复合，便研制出碳纤维复合材料，其抗拉强度更高，是传统钢铁的数倍，还具有抗变形、抗磁化、耐高温、耐腐蚀的优点，具有非常大的发展和应用空间，目前在航空领域的应用已经较多，能够有效减轻航空器的重量。
飞机复合材料的修理方法—复合材料结构修理方法
适用范围
在复合材料结构修理中，机械连接修理适用于被修理件较厚 且对气动外形要求不高的结构件以及外场快速修理。
根据连接紧固件的种类，机械连接修理可细分为螺接修理 和铆接修理。
修理主要考虑因素
01 补片的材料种类及厚度； 02 紧固件种类、数量； 03 紧固件排列方式； 04 正确的制孔工艺； 05 制孔对原结构强度造成的影响； 06 紧固件的装配与密封。
补片材料
• 补片材料可以是金属板或者复合材料预固化层合板。金属 板材料一般为钛合金板、不锈钢板或者铝合金板。
• 当铝合金板与碳纤维复合材料连接在一起时，需采取电偶 腐蚀防护措施。通常采用在铝合金板与碳纤维结构之间铺 一层玻璃纤维布或涂一层密封胶使它们隔开。
气动外形要求
对于飞机气动敏感区域的外部加强修理，一般需要采用埋头紧固件。 此时补片必须有足够的厚度，以便安装埋头紧固件。
时，修理材料要与固化温度要匹配
修理方法决定因素
复合材料结构修理是否采用热修理以及采用哪种温度，除了取决于损 伤结构原来采用何种固化温度制造外，还要考虑到损伤的程度、结构 种类以及修理方法。如果损伤范围较小或者临时性修理，可采用低于 原固化温度的固化温度修理。
某机型副翼层合 板修理方案
修理工作流程
➢ 封装是抽真空、加热固化前的必要工序。
冷修理
在室温下固化的修理又称为冷修理。冷修理一般应用于 受载不大或者次要复合材料构件修理。为了缩短树脂的 固化时间，有的时候冷修理也采用加热固化，但通常加 热温度不超过150oF。
冷修理一般不用在高应力区和主要结构件的修理上。
热修理
需要在一定温度下加热固化的修理又称为热修理 加热温度：200oF～230oF、250oF和350oF 200～230oF温度适用于采用湿铺层料的修理 250oF和350oF两种温度适用于采用预浸料的修理 复合材料主要结构一般采用热修理。采用热修理
第七章 飞机复合材料修理案例
⑦将准备好的压力块放到修理铺层上的修理凹陷中。 ⑧在压力块上覆盖一层无孔膜和透气毡．沿修理区域 周边在上蒙皮上制作一个真空袋。 ⑨在支撑板外部下蒙皮上制作一个真空袋。 ⑩在真空袋上铺设两层玻璃布后，铺设电热毯。电热 毯至少要比修理铺层边缘大8-10mm。 11在整个固化过程中应施加和保持0.3压力真空。固化 温度80-900C，保持2—4h。
设计许用值
在螺接修理后，主要可能出现的三种 破坏形式：①沿紧固件孔截面的拉伸破 坏；②层合板的挤压和拉伸混合破坏； ③紧固件受剪破坏。针对上述三种破坏 形式，确定设计许用值。
(1)孔边应变 为了确定紧固件孔边 设计应变许用值．采用A-8B飞机机翼蒙 皮作为试样，在有四种螺孔直径分别为 6.35mm，25.4mm，63.5mm，101.6mm的 情况下，测量了破坏时的总体应变值
蒙皮区域切掉，最小的圆角半径0.50R。按同样的形状将下蒙皮也切掉， 下蒙皮的切除周边尺寸比上蒙皮大约为2.5mm。
④将裸露的蜂窝芯切除。在内部用一个小磨轮除去任何残留的蜂窝 芯。
⑤将修理区域周边粘贴上胶带，保护周边复合材料。注意每个铺层 有0.5in的搭接边。
⑥用砂纸将切口边缘打磨光滑
(2)修理铺层及修理表面的准备 ①按修理区域同样的尺寸准备一个木块或金属块，以在修理固化时
④用一层有孔膜覆盖其上，再在有孔膜上加一层玻璃布， 用作吸胶层。
⑤安装真空袋，施加全真空压力。保持2-4h。 ⑥表面喷防护漆。
TU—154机头雷达罩修理
对于雷达罩的修理，应考虑三方面的要求。
✓气动外形的要求 ✓结构强度的要求 ✓电性能的要求
修理材料 ①孔格1.83cm的高密度Nomex蜂窝，其高
度与雷达罩破损区蜂窝高度相同(7.9mm)。 ②JC-1室温固化环氧体系。其特点是固
用复合材料技术修理金属飞机结构
用复合材料技术修理金属飞机结构个典型的修理实例1．在B747上的修理验证该项工作由澳大利亚航空研究所与波音飞机公司和澳大利亚快达航空公司合作进行，目的在于验证该项技术的置信度和可靠性。
1990年l0月在B747上选用了几个有代表性的部位用硼／环氧复合材料进行了修理，修理在外场进行，在真实飞行条件下考核并定期检查。
胶粘剂选了两种；高温固化胶和环氧一腈结构胶膜。
120℃固化1小时或80℃固化2小时；低温固化采用双组分丙烯酸类结构胶，室温固化2小时可达极限强度的9o 。
复合材料补片有已固化的和半固化的(B阶段)．还有于现场设计制造，在真空袋中预固化的。
现场用加热毯加热，用真空袋加压进行胶接。
到1992年8月共飞行了6843小时，无损检测未见任何损伤以及分层脱粘等缺陷．效果十分良好。
2．B-1轰炸机群的修理1991年1月，美国发现其B-1轰炸机群中有37架飞机的前机身大粱区域有裂纹，曾用螺接铝板、裂纹端钻止裂孔的办法进行修理，但钻孔和螺接恶化了该区域的受力情况，7月即发现有17架飞机裂纹继续扩展，效果不佳。
以后采用复合材料补片进行胶接修理，补片在83-96kPa、12O℃下固化了9O分钟，修理效果良好，应力集中降低了15～20%，提高了疲劳寿命。
机群的其他破坏和损伤等均将采用此法进行修理。
3．B767机身龙骨大梁的腐蚀修理B767机身龙骨粱使用4年后发生严重腐蚀，在长达近1米的距离上，钉孔周围严重腐蚀，7075一T6材料腐蚀掉1／3，使连接钉易脱落，已超过了渡音的修理规范。
采用常规修理要换龙骨粱，耗时费力。
用本方法修理仅需两人花8小时即可完成，用复合材料代替了原破坏片的金属承载，恢复了原设计，修复后经两年多的飞行．检查完好无损。
修理方法的技术要点“贴补”修理方法的技术要点和技术关键大致有如下几点：1．修理选材修理时材料体系的选用是首当其冲的问题，其中主要的是纤维体系、树脂体系和胶粘剂的选择。
迄今为止国外多采用硼纤维环氧体系复合材料，其优点是强度高、刚性好；热膨胀系数相对高，与金属部件的热匹配性能好，可以降低固化后的残余热应力；导电性低．便于使常规的涡流无检测技术与金属接触电化学腐蚀性能较碳纤维复合材料为好。
用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实_陈绍杰
图1右平尾上蒙皮腐蚀损失情况用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实Re p air Practice of Usin g Com p osite Technolo gy for Aircraft Metal Structures¿陈绍杰/沈阳飞机研究所用复合材料技术修理金属飞机结构是一项比较新的机体结构修理技术,90年代已为世界各国普遍采用。
该方法实质上是由复合材料结构胶接修理方法发展而来的,此时贴补的胶接补片不是贴在复合材料结构上而是贴在金属结构上。
该方法特别适用于金属飞机结构的裂纹的腐蚀等多发性常见损伤,是目前世界上公认的一种优质、高效、低成本的修理方法。
原5航空制造工程6杂志已对该项技术作过相应的报道。
任务来源用复合材料技术修理金属飞机结构,虽然在国际上已是一项成熟的新技术,但在我国国内基本上还是一个空白。
有鉴于此,以沈阳飞机制造公司(沈飞)为主,有沈阳飞机研究所参加与希腊的H AI(H ellenic Aeros p ace Industr y )合作成立了/沈阳)Hellenic 飞机修理公司0,拟从希腊引进该项技术,推广应用于国内的军、民机修理业务。
HAI 是希腊一家国家控股的国有大型飞机和发动机修理公司,始建于1975年,在欧洲同业者中占有较重要的技术地位。
沈阳)H ellenic 飞机修理公司于1999年7月7日~9日在沈飞公司进行了第一次采用该技术进行飞机修理,因为这是首次将该技术用于国内飞机的修理实践,故某种程度上带有演示验证的性质。
修理材料、修理设备均由希方提供,操作亦由希方为主进行。
修理方案和设计及则由双方合作进行。
为此希方派来3名技术和操作人员完成了具体的修理工作。
待修结构及损伤情况待修飞机结构是某型飞机的两个水平尾翼。
该机是一架返厂大修的飞机。
因该机长期在沿海使用,由环境条件造成多处腐蚀损伤。
此次修理的具体对象为该机左右平尾翼尖接近配重处的腐蚀损伤,计有左尾下蒙皮、右平尾上、下蒙皮共3处,具体腐蚀性能详见表1。
复合材料的粘结修理
复合材料的粘接修理前言复合材料在飞机上的用量愈来愈广，以空中客车A380为例，用量占结构重量的28%，B787占51%。
复合材料结构由于比重轻，强度大，刚度大，不易腐蚀等特点，在现代民航运输机中得到大量采用。
因此，涉及复合材料结构损伤的维修便日益重要，特别是由于复合材料结构抗冲击能力差，在使用中极易受到外来因素（如鸟击、雷击、弹伤以及维护或操作不当等情况）发生以冲击损伤为主的各种结构破坏，如分层、裂纹、破孔和断裂等。
这些损伤会显著降低复合材料的静、动态承载性能，严重时会直接影响飞行安全，如不及时修复，将会使整个复合材料部件失效，花巨额费用进行更换。
复合材料的修理方法可分为机械修理和粘接修理两大类。
机械修理方法存在着结构增重较多、修理区应力较大、修理补片影响修复区的电性能等缺点，因此，目前复合材料结构损伤主要采用粘接修理方法。
一、标准复合材料修理（一）常见结构复合材料结构制造中所采用的材料为玻璃纤维增强塑料（GFRP）、碳纤维增强塑料（CFRP）以及芳纶纤维增强塑料（AFRP）。
这些材料用于夹心结构以及整体结构的制造。
在进行永久修理时，修理材料一般必须按下列准则与原制造材料相配合：Ⅰ、只用碳纤维材料修理碳纤维结构。
Ⅱ、只用玻璃纤维材料修理玻璃纤维或芳纶纤维结构。
A、蜂窝夹芯部件玻璃纤维增强塑料、碳纤维增强塑料以及芳纶纤维增强塑料构成了这类部件的蒙皮，然后将蒙皮与金属或非金属的芯子胶接在一起，芯子通常采用蜂窝结构。
B、整体结构部件整体结构部件由带内部桁条、肋及翼梁的复合材料蒙皮构成。
它提供刚度及强度。
C、混合结构部件这类部件由混合结构制成，包括部分整体结构及部分夹芯结构。
（二）修理材料1、环氧树脂体系环氧树脂由两部分组成：树脂和催化剂（也称固化剂）。
环氧树脂提供了很好的机械和抗疲劳性能，尺寸稳定性相当好，抗腐蚀，层间结合强度高，有良好的电学性能和低的吸湿性。
2、纤维增强材料①玻璃纤维②Kevlar纤维——芳纶纤维③碳/石墨④硼⑤陶瓷纤维3、粘接剂①胶膜胶膜是涂在一层支持薄膜上的粘接剂。
第七章飞机复合材料修理案例
(3)下蒙皮修理 ①在方向舵的下蒙皮，将一热电偶放置在切口边缘附近。 用高温胶带将热电偶贴好，注意胶带和修理铺层不能接触。 ②准备一块厚度大于3-5mm的支撑板。支撑板的尺寸应略 大于损伤区域。在支撑板上覆盖一层隔离膜后，将支撑板 贴到方向舵下蒙皮损伤区城外表面，支撑板应完全覆盖损 伤切口区域。 ③将修理铺层1的一面隔离膜除去．将其铺于损伤区域。 注意应保证边缘接触很好、无皱折。 ④将修理铺层1的另一隔离膜也除去。 ⑤将修理铺层2的一面隔离膜除去，然后铺在铺层1上， 将铺层2铺设平整。 ⑥重复上述操作，将全部修理铺层铺贴完毕。
(1)修理准备 ①目视检查蒙皮的损伤情况，然后用敲击法确定损伤区域的大小。 ②用无绒抹布／三氯乙烷溶液清洗修理区域，清洗完毕后擦干溶液。 ③按一定几何形状(如椭圆形、圆形、长方形)将损伤或者污染的上
蒙皮区域切掉，最小的圆角半径0.50R。按同样的形状将下蒙皮也切掉， 下蒙皮的切除周边尺寸比上蒙皮大约为2.5mm。
1到4与切口在同样的尺寸，而修理铺层5和6应当延伸到蜂窝芯的边缘。 ③称量所用铺层碳布的质量．称量同等质量的EA956树脂。按说明
书混合树脂，注意应在树脂适用期内完成全部操作。 ④在一个切割平面上放置一片隔离膜，其大小应能覆盖碳纤维织物。 ⑤将树脂涂在隔离膜上，然后在树脂上面放上干的碳纤维织物。用
另一层隔离膜覆盖浸渍了树脂的碳纤维织物。 ⑥用刮片在隔离膜上面将树脂压入碳纤维织物中。 ⑦重复上述步骤使足够的碳纤维织物浸渍上树脂。 ⑧将模板铺在浸渍树脂的碳纤维织物上。按所需形状剪裁出需要的
第七章
试验验证 对于损伤直径为101.6mm，厚度为12.7mm的复合材料蒙皮 修理设计作了试验验证，结果表明修理后的试样，在损伤截 面拉断，与位于钛金补强板一侧的螺钉剪断几乎同时发生， 钛合金补强板和蒙皮上的紧固件孔处，没有发现明显的挤压 伸长变形。损伤孔边的应变和计算值相一致，试验极限载荷 达设计载荷112％，对应总体破坏应变为4480μmm／mm，试 样的破坏形式为紧固件剪断，并且蒙皮板沿钉孔截面拉伸断 裂。对于厚度为4.76mm的蒙皮修理后还作了疲劳试验，在经 过4倍寿命试验后，进行剩余强度试验，试样发生拉伸／挤 压混合破坏．破坏时总体应变达5200μmm／mm，满足设计要 求。
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层合板裸露表面，并与金属涂层有大约lcm的搭接。这层玻璃布
铺层用以碳／环氧层合板和铝层间的腐蚀保护，不可省略。 ③将EA956按照约600g／cm2涂覆修理区域．然后再将
Astro Strike28铺贴在上面，注意应和现存金属涂层至少搭接
2.5cm。 ④用一层有孔膜覆盖其上，再在有孔膜上加一层玻璃布，
第七章
(2)修理铺层及修理表面的准备 ①按修理区域同样的尺寸准备一个木块或金属块，以在修理固化时 作压力块用。 ②准备修理铺层模板，在模板上面标出铺层编号及方向。修理铺层 1到4与切口在同样的尺寸，而修理铺层5和6应当延伸到蜂窝芯的边缘。 ③称量所用铺层碳布的质量．称量同等质量的EA956树脂。按说明 书混合树脂，注意应在树脂适用期内完成全部操作。 ④在一个切割平面上放置一片隔离膜，其大小应能覆盖碳纤维织物。 ⑤将树脂涂在隔离膜上，然后在树脂上面放上干的碳纤维织物。用 另一层隔离膜覆盖浸渍了树脂的碳纤维织物。 ⑥用刮片在隔离膜上面将树脂压入碳纤维织物中。 ⑦重复上述步骤使足够的碳纤维织物浸渍上树脂。 ⑧将模板铺在浸渍树脂的碳纤维织物上。按所需形状剪裁出需要的 补片。剪裁时注意纤维的方向。最后将铺层编号及方向标在隔离膜上。 ⑨确保所有的表面准备工作已经完成。
④用干净无绒抹布擦去表面水膜，在60-700C干燥60min， 以除去所有的水分。
第七章
⑤准备所需修理铺层。 ⑥将修理铺层7的一面隔离膜除去，注意应保证边缘接触很好、 无皱折。 ⑦将修理铺层7的为一隔离膜也除去。 ⑧将修理铺层8的一面隔离膜除去，然后铺在铺层7上，将铺
层8铺设平整。
⑨重复上述操作，将全部修理铺层铺贴完毕。 ⑩在修理区域覆盖一层无孔膜和透气毡，沿修理区域周边在
第七章
⑦将准备好的压力块放到修理铺层上的修理凹陷中。 ⑧在压力块上覆盖一层无孔膜和透气毡．沿修理区域 周边在上蒙皮上制作一个真空袋。 ⑨在支撑板外部下蒙皮上制作一个真空袋。 ⑩在真空袋上铺设两层玻璃布后，铺设电热毯。电热 毯至少要比修理铺层边缘大8-10mm。 11在整个固化过程中应施加和保持0.3压力真空。固化 温度80-900C，保持2—4h。
①目视检查蒙皮的损伤情况，然后用敲击法确定损伤区域的大小。 ②用无绒抹布／三氯乙烷溶液清洗修理区域，清洗完毕后擦干溶液。 ③按一定几何形状(如椭圆形、圆形、长方形)将损伤或者污染的上 蒙皮区域切掉，最小的圆角半径0.50R。按同样的形状将下蒙皮也切掉， 下蒙皮的切除周边尺寸比上蒙皮大约为2.5mm。 ④将裸露的蜂窝芯切除。在内部用一个小磨轮除去任何残留的蜂窝 芯。 ⑤将修理区域周边粘贴上胶带，保护周边复合材料。注意每个铺层 有0.5in的搭接边。 ⑥用砂纸将切口边缘打磨光滑
上蒙皮上制作一个真空袋。
11在真空袋上铺设两层玻璃布后．铺设电热毯。电热毯至少 要比修理铺层边缘大8-10cm。
12在整个固化过程中应施加和保持0.3压力真空。固化温度
80-900C，保持2-4h.
第七章
(6)表面金属涂层的修理 ①0砂纸打磨金属化涂层周边约1-2.5cm。 ②将一层120型玻璃布浸渍EA956树脂后，铺在碳／环氧
第七章
(5)上蒙皮修理 ①砂纸打磨上蒙皮损伤区附近表面，使其成为一个利于胶 接的表面。 ②用较低的压缩空气从蜂窝芯格中将打磨、切割产生的碎
屑吹除，然后用干净的无绒布擦净。
③在蒙皮表面用去离子水进行一个水破裂试验。采用一个 喷雾器将水喷在修理区域，注意不要让水流到蜂窝芯内。水膜
可在30s内不破裂为合格表面，否则重新打磨
第七章
(3)下蒙皮修理 ①在方向舵的下蒙皮，将一热电偶放置在切口边缘附近。 用高温胶带将热电偶贴好，注意胶带和修理铺层不能接触。 ②准备一块厚度大于3-5mm的支撑板。支撑板的尺寸应略 大于损伤区域。在支撑板上覆盖一层隔离膜后，将支撑板 贴到方向舵下蒙皮损伤区城外表面，支撑板应完全覆盖损 伤切口区域。 ③将修理铺层1的一面隔离膜除去．将其铺于损伤区域。 注意应保证边缘接触很好、无皱折。 ④将修理铺层1的另一隔离膜也除去。 ⑤将修理铺层2的一面隔离膜除去，然后铺在铺层1上， 将铺层2铺设平整。 ⑥重复上述操作，将全部修理铺层铺贴完毕。
第七章
修理材料
EA956，湿铺贴修理用环氧树脂体系；
EA923l，中等粘度胶粘剂； 平纹碳布； NOMEX蜂窝； Astro Strike28,防雷电网。 120型玻璃布；
整个修理过程包括：修理准备，修理铺层及修理表凹
的准备，下蒙皮修理，蜂窝芯更换．上蒙皮修理，表
面火焰喷铝的修理。
第七章
(1)修理准备
复合材料结构修理
航空工程学院 飞机系统教研室
2018年9月9日
第七章
飞机复合材料修理案例
7-1 复合材料方向鸵损伤修理 7-2 飞机雷达罩修理 7-3 A—8B飞机机翼蒙皮的外场螺接 修理
7-4 A320飞机机腹整流壁板修理
第七章 复合材料方向舵损伤修理
复合材料方向 舵由碳环氧夹 芯面板、翼梁 和肋组成。夹 芯材料为NOMEX 蜂窝，面板采 用碳纤维平纹 织物增强，碳 纤维单向带用 于局部加强
用作吸胶层。
⑤安装真空袋，施加全真空压力。保持2-4h。 ⑥表面喷防护漆。
第七章
TU—154机头雷达罩修理
对于雷达罩的修理，应考虑三方面的要求。
气动外形的要求
结构强度的要求 电性能的要求
第七章
修理材料 ①孔格1.83cm的高密度Nomex蜂窝，其高 度与雷达罩破损区蜂窝高度相同(7.9mm)。 ②JC-1室温固化环氧体系。其特点是固 化速度快，室温力学性能好，可500C长期使用。 ③斜纹高强度玻璃布。
第七章
(4)蜂窝芯更换
①将蜂窝切割成适当大小，并预装配到切口中。蜂窝 的长度和宽度应稍大些，以使与切口贴合紧密。
②在EA9321树脂中加入5％质量的玻璃微球，完全混合
均匀。 ②将混入微球的树脂涂抹在蜂窝芯拼接边缘，以及切 口内未损伤的裸露蒙皮表面。安装替换蜂窝芯塞，其芯条方 向要与原来一致。 ④在替换蜂窝芯塞上铺一层隔离膜，然后放一重物， 以供压力。 ⑤在室温固化至少12h或80-900C 固化1h。 ⑧固化后除去隔离膜，用180号或更细砂纸打磨蜂窝芯 使之与周围表面平齐(图7-3)。