用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实_陈绍杰
飞机复合材料结构修理技术
飞机复合材料结构修理技术发布时间：2021-12-09T07:52:47.640Z 来源：《防护工程》2021年25期作者：纪书雅[导读] 科技进步带动了复合材料在航空领域的快速发展。
考虑到复合材料已经逐步成为当下飞机结构的关键部分，为此，必须积极进行其损伤机理与金属损伤存在差异的分析，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。
航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 150066摘要：科技进步带动了复合材料在航空领域的快速发展。
考虑到复合材料已经逐步成为当下飞机结构的关键部分，为此，必须积极进行其损伤机理与金属损伤存在差异的分析，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。
本文主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究，促进飞机复合材料的可持续发展。
关键词：飞机复合材料；结构修理；修理技术引言：目前我国民用飞机其选用材料将逐渐从全金属向混杂结构技术转化，可靠性、安全性、经济性及舒适性等是未来飞机运行时要的，因此，复合材料的高比刚度、耐高温、材质轻等性能优势将更为显著，能很好的满足民用飞机材料的要求，复合材料也开始应用于制造飞机的主要结构件且用量越来越多。
复合材料在我国航空领域的应用取得了一定成效，而复合材料的使用要求也逐渐严格，但随着复合材料及其成形工艺技术的发展，对飞机复合材料结构修理技术方面的研究还有待于完善。
1.飞机复合材料结构及分析1.1复合材料结构的类型与特点层压板、蜂窝夹芯结构和蜂窝壁板结构是飞机上使用的主要复合材料构件。
单层板粘合面、不同材质单层板和不同纤维铺设方向上相同材质的各向异性单层板也可以构成复合材料层压板。
致使层压板具有各向异性的特点是由于这些单层板在厚度方向的宏观非匀质性导致的。
两块薄面板和中间胶接低密度的夹芯组成了蜂窝夹芯结构，夹芯材料有泡沫塑料和蜂窝夹芯，面板较薄，结构形式为层压板，主要材料有预浸单向碳纤维带或编织布、未预浸或预浸纤维玻璃布等。
蜂窝夹芯有铝箔蜂窝和玻璃布蜂窝。
金属损伤复合材料胶接修补技术的国内研究现状
金属损伤复合材料胶接修补技术的国内研究现状∗郝建滨;穆志韬;李旭东【摘要】复合材料胶接修补技术是一项经济有效的结构修理技术，国内对其经过30余年的研究，取得了一定的进展。
本文结合时间先后顺序，详细论述了国内在这方面取得的成果，并总结了该项技术的特点，指出了研究者的关注热点；最后，通过比较国内外的差距，对国内该项技术未来的发展趋势进行了展望。
%Bonded composite repair technology has been proved to be very economical and effective in extending the serv-ice life of metallic structure.During the 30 years development,the technology obtained the certain development after thirty years of research.According to the time order,the paper discussed the achievements in the domestic,and summarized the technical features,analyzed the points of interests.At last,further research direction was discussed.【期刊名称】《新技术新工艺》【年(卷),期】2014(000)011【总页数】4页(P122-125)【关键词】金属损伤;复合材料胶接;技术特点;研究方向【作者】郝建滨;穆志韬;李旭东【作者单位】海军航空工程学院青岛校区，山东青岛 266041;海军航空工程学院青岛校区，山东青岛 266041;海军航空工程学院青岛校区，山东青岛 266041【正文语种】中文【中图分类】TG171;V252复合材料胶接修补技术是一种采用复合材料补片对金属损伤结构进行胶接修补，以恢复结构使用功能和寿命的技术。
复合材料胶接修补飞机金属结构技术的研究进展及关键技术
中图分 类号 ： ４ ． ； ３ Ｑ３ ６ １ＴＢ ３
文献标识码 ： Ａ
Ｒｅ ｅ ｒ ｈ Ｐｒ ｇ ｅ ｓａ ｄ Ｋ ｅ ｃ ｏ ｏ ｉｓｏ ｎ ｅ ｍ ｐｏ ｉｅＲｅ ａ ｒ ｓ ａ ｃ ｏ ｒ ｓ ｎ ｙ Ｔｅ ｈｎ ｌ ｇｅ ｆＢｏ ｄ ｄ Ｃｏ ｓｔ ｐ ｉ
维普资讯
・９ ・ ０
材料 导报
２０ ０ ７年 １ ０月第 ２ 第 １ １卷 ０期
复 合材 料 胶接 修 补 飞机 金 属 结构 技 术 的研 究 进展 及 关键 技 术
刘 国春 ， 宗蕻 ， 谢 苏 霓
（ ｔＩ业大学航天学 院， 西； ｌ ； 西安 ７ ０ ７ ） １０ ２ 摘要
ｏ ｅ ａ ｌｃ Ａｉ ｃ ａ ｔＳ ｒ ｃ ｕ ｅ ｆＭ ｔ ｌｉ ｒ ｒ ｆ ｔ ｕ ｔ ｒ ｓ
ＬＩ Ｇｕ ｃ ｕ Ｕ ｏ ｈ ｎ，ＸＩ ｏ ｇ ｏ ｇ，Ｓ Ｎｉ ＥＺ ｎ ｈｎ Ｕ
（ ｏ ｌｇ ｆＡｓｒ ｎ ｕ ｉｓ Ｃ ｌ ｅｏ ｔｏ ａ ｔ ，Ｎｏ ｔ ｗｅ ｔＰ ｌｔｃ ｎｉ ｌＵｎｖ ｒ ｉ ，Ｘｉａ １ ０ ２ ｅ ｃ ｒｈ ｓ ｏ ｙｅ ｈ ｃ ｉｅ ｓｔ ａ ｙ ’ ｎ７ ０ ７ ）
Ｆ ｇ １ Ｔ ｅｐ ｏ ｅ ｓｏ ｏ ｄ ｄ ｃ ｍｐ ｓ ｔ ｅ ａｒ ｉ ． ｈ ｒ ｃ ｓ ｆｂ ｎ ｅ ｏ ｏ ｉ ｒ ｐ ｉ ｅ
动态。
在修补含裂纹损伤的飞机金属结构和老龄化 飞机 延寿方 面， 复合 材料胶接修 补飞机金 属结构是 一 门实
用有效的技 术。主要 介绍 了该技 术的操 作流程和关键技术 ， 以及 国内外该领域 内近 １ 来在理论和 实验 方面的研 究 Ｏ年
关 键 词 复合材料胶接修补 飞机金属结构 复合材料补片 关键技术 部 役 釜 退 件 篡一 Nhomakorabea…
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。
试论典型发动机的复合材料结构损伤与修理
试论典型发动机的复合材料结构损伤与修理摘要：航空领域应用了大量的复合材料，在民用航空发动机上就有相当多的复合材料结构。
由于复合材料和普通金属材料在性能上和损伤机理上都有很大区别，因此其维护修理有自己独有的方法与流程。
本文将以民用航空发动机PW4000复合材料结构的损伤修理办法为例，探讨典型发动机中复合材料结构的损伤机理和修理技术。
关键词：典型发动机；复合材料结构；损伤；修理材料科学的发展使复合材料在航空领域获得广泛应用，包括作为核心部件的发动机在内，飞机部件对复合材料的使用比例越来越高，相应的就产生了一定的维护与修理问题。
复合材料的结构修理从机理上就跟普通金属材料有很大区别，是一门极具特点的技术，而发动机作为飞机上最重要的核心部件，其复合材料结构又具有自己的特点，因此相关的损伤机理和修理技术都需要仔细研究，谨慎对待。
1. 复合材料损伤复合材料损伤的类型繁多、模式复杂，而且经常出现多种损伤混杂在一起的现象，因此无论是检测还是评价都比金属材料损伤困难。
1.1损伤类型复合材料的损伤类型可以按两种方法进行分类，分别是损伤原因和可修性。
1.1.1按损伤原因分类（1）制造缺陷制造缺陷是在生产过程中产生的缺陷，产生原因包括工艺不合理、材料不合格、人为操作不当等。
这种缺陷产生的损伤中常见的有表面损伤、孔隙、分层和脱胶。
（2）使用损伤使用损伤是飞机服役过程中，人为操作出现失误所造成的损伤，包括表面划伤与凹陷、分层、脱胶、边缘损伤、穿透损伤。
这类损伤往往是可以避免的。
（3）环境损伤环境损伤同样产生于飞机服役的过程中，但并非人为引起，而是由于各个部件所处的工作环境影响而产生的一些难以避免的损伤，发动机中复合材料结构的损伤往往属于这一类。
这类损伤包括腐蚀坑、分层、穿透损伤、表面氧化等，其中分层在以纤维类进行增强的复合材料结构部件中较为常见，这点我们下文的例子中会提到。
1.1.2按可修性分类（1）许用损伤意即不用立即进行修理的损伤，对飞机总体结构的完整性几乎没有影响，不进行修理飞机也可以正常服役。
探析民用航空飞机维修中复合材料结构装配连接技术
探析民用航空飞机维修中复合材料结构装配连接技术摘要：进行民用航空飞机维修中，应该做好结构构件的连接，加强对复合材料结构构件连接技术的研究，针对我国目前在连接技术方向存在的缺陷，借鉴国外相关成功经验和技术，加强对新的复合材料结构连接技术的研究，不断提升我国连接技术的智能化和自动化水平，同时加强高质量和高性能的先进复合材料连接件的研究，生产出新型高端的结构构件。
关键词：民用航空飞机；复合材料；结构装配；连接技术前言：先进复合材料以比重小、强度高、疲劳性能好等优点在飞机中得到应用，大型客机大量采用先进复合材料结构已经成为航空领域发展的重要态势。
随着先进复合材料在新机结构上应用比例的大幅度提高，更多的复材装配协调与应力控制的问题因此产生，复材构件装配协调与应力控制技术已成为我国飞机制造的关键技术之一。
1、复合材料在航空器上的应用民航飞机结构体常常把轻量化放在第一位，特别是从20世纪60年代后期开始开发了碳纤维后，其优异的比强度、比刚性对机体的轻量化带来了可能。
70 年代，为了追求极限的运动性能，首先在要求迫切的战斗机上采用复合材料，而在民用飞机上，70年代发生的石油危机成了采用复合材料的重大契机。
目前在飞机结构上成功应用的复合材料结构形式主要有:(1) 大型整体成形的翼面壁板。
如按气动弹性剪裁、刚度、强度、重量综合优化设计的B-2机翼和X- 29、S-37前掠翼等翼面壁板。
(2) 带纵墙的整体下翼面。
如EF-2000、F-2的整体下翼面结构件。
(3) 正弦波腹板梁,如F-22机翼、尾翼。
V-22尾梁等均采用了预成形件/RTM成型的正弦波腹板梁。
(4) 翼身融合体复杂(双曲率)曲面上蒙皮壁板。
如B-2、JSF(X-32、X-35)和无人战斗机(X-45)等翼身融合体上蒙皮壁板。
(5) 蛇形曲面的S进气道,。
如JSF(X-32和X-35)S进气道均为采用纤维自动铺放技术制造的整体结构,使制造和装配大为简化、工时成本降低, 紧固件数目大幅度减少,从而改善了进气道气动和隐身性能, 将隐身/结构融为一体。
A380结构的先进材料和技术--未来发展的技术平台
生产量。
壁 板 已 用 在 德 国 空 军 的 A310 多 用 途
A380 使空客在机体复合材料的应 飞机上。该设计通过了认证，并发布了
用研究上又迈进了一步。
一个结构修理手册。
A380-800 大约应用了 500 平方米
Glare 技术 Glare 蒙 皮 应 用 在 A380 的 上 机 身
壁 板 。Glare是 一 种 混 合 材 料 ，由 铝 箔
为其未来的发展建立了“ 技术平台”。 减少了连接点，从而减轻了重量。
加了 2% 。空客公司首次在 A380 吊舱
# 由于有了新一代合金，驾驶舱横 的 主 要 结 构 上 使 用 了 全 钛 设 计 。 在
新型和先进的金属材料
梁应用了铝锂合金挤压件，这使铝锂合 A380 上 使 用 的 Ti-6A1-4V 合 金 也 经
的 GLARE 蒙皮。GLARE 进一步的应 用正在研究中。例如，利用 GLARE 防 鸟撞的优越性能，在尾翼前缘用
和单向玻璃纤 维 层 交 叠 并 浸 渍 环 氧 黏 GLARE 替代铝等。 合剂（ 图 3）。将浸渍的叠层放在模具
中 成 形 ， 形 成 单 曲 度 和 双 曲 度 Glare 激光焊接
航空维修与工程20036弧柱中气体粒子之间的粘滞力使得带电粒子的高速旋转必将带动中性粒子旋转外加磁场的电弧形状成为高速旋转的钟罩形提高了电弧的挺度和稳定性增加了弧柱的能量密度及电场强度弧柱温度提高焊丝的熔化速度加快熔滴尺寸和它们在焊丝端部存在的时间减少了熔滴经过电弧区的过渡频率增加短路时间缩短熔滴可以从容地在熔池表面铺展而不被迅速增长的电磁力排斥出熔池从而减少了短路飞溅
A380 采用热塑性的机翼固定前缘 旨在节约重量和成本。该项技术是为 A340- 600 开发的，采用该技术能够减 轻 重 量 、方 便 生 产 并 提 高 损 伤 容 限 。 热 塑性塑料的进一步 的 应 用 ，例 如 ，在 机
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
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。
图1给出了一张腐蚀情况的照片,该照片为打磨去除损伤后的情况,从照片上清晰可见损伤严重处的腐蚀深坑。
该机平尾主受力盒的壁板材料为LC9铝合金,相当于7075-T 6,为高强铝合金。
该部位除承受静载外,还有翼尖处
用复合材料技术修理金属飞机结构是当今一项比较新的修理技术,本文介绍了在我国首次进行的具有演示验证性质的一次修理实践。
图3玻璃布修复的受损表面
图2完成修理的翼尖腐蚀区
连接配重的动载,在配重与平尾的连接处多次产生振动破坏,故此处的腐蚀破坏亦需修理加强。
修理实践
1.材料体系
该项修理技术多用硼纤维增强复合材料,硼复合材料强度和刚度都很高,与铝合金匹配热胀系数较接近,可减少固化后的残存应力,此外又便于采用涡流探伤进行无损检测,监控修后已覆盖住的裂纹等损伤的扩展情况。
故此次修理亦采用了硼环氧复合材料,纤维牌号为Boron 5521,其主要力学性能如下:拉伸强度3600M Pa,拉伸模量400GPa,压缩强度6900MPa,比重2.57g /cm 3。
形成的复合材料比重为2.0g /cm 3,
铺层的单层厚度为0.127mm 。
与碳纤
维相比拉伸强度高,模量与压缩强度则有大幅度提高。
树脂为韧性环氧树脂,胶膜为FM 73,为美国
CYTEC 公司的产
品。
2.修理过程主要修理过程大致如下:清除损伤腐蚀区y 表
面处理y 剪裁补
片、铺贴y 装袋,抽真空加温加压,固化y 表面整饰。
因为此次待修损伤形式是腐蚀,故应清除原结构漆层和腐蚀区。
采用细棒铣刀和砂纸打磨,最后用丙酮擦拭。
待胶接表面的处理是本技术的关键环节之一,主要包括两个步骤,一是吹砂,二是涂偶联剂,其目的均是增加胶接强度。
吹砂采用了简易吹砂设备,没有回收装置。
用细白砂,连续吹约10min 左右,吹后明显改变了待胶接表面的微观结构,吹后一小时内要涂刷硅烷偶联剂,连续不停涂刷约15min,然后用电吹风干燥,约20min 。
接着应是下料铺贴。
对修理设计,包括铺层数、铺层方向等双方事先进行了协商。
此次由希方带来的是/B 0阶段半固化预浸料,铺层为0b ,90b 各两层,对称且为准各向同性板,因已是/B 0阶段补片,现场就不宜再进行剪裁
了。
完成装袋后抽真空、加温固化,升温到120e 固化1小时。
装袋过程中要预置数量较多的热电偶来监控温度,此次共布置了6个热电偶。
温度场的施加和监控是修理技术的又一个关键。
因修金属结构与修复合材料结
构不同,加热时热
量极易传走,对加温固化很有影响,稍有不当固化不充分,整个修理就会失败。
完成修理固化后,拆除装袋材料,然后应是涂底漆、面漆、完成表面整饰,这部分工作待飞机出厂前由沈飞完成。
完成修理的结构如图2所示。
这次修理是成功的。
由表1可见,左平尾下蒙皮腐蚀较浅,对原结构强度、刚度影响较小,故现场修理时采用了一种简易修理方法,即未用硼复合材料,而是采用了两层玻璃纤维编织物;未采用高温固化而是采用了室温固化。
表面只吹砂,未涂偶联剂,室温放置24小时即完成固化,整个操作约半小时,可有效地防止该处的进一步腐蚀。
修后情况见图3。
3.存在问题
此次具有演示验证的修理过程中也存在一些问题。
主要是希方未按我方事先的要求,带来固化的预浸料,而带来的是/B 0阶段半固化的预浸料。
这样在现场就难于进行剪裁了。
原来设想腐蚀严重区可用6~7层补片为好,只要求铺层对称并不要求是准各向同性,但已不便更改。
此外铺层递降台阶留得不对,亦不便更改,只好修后再打磨。
另外装袋抽真空过程中存在一定问题,可能是对原结构蒙皮对缝和铆钉孔封堵不严等原因所致,致使抽真空时遇到一定困难,不得不采取补救措施。
用复合材料技术修理金属飞机结构是一项具有广阔前景的新型修理技术,不但可修使用中造成的损伤,亦可修生产过程中造成的损伤。
可以修飞机,也能修舰艇、坦克乃至车辆,目前国外正在扩展这项技术的功能和应用范围。
甚而目前国际上大规模开展的用复合材料技术修理建筑领域的基础设施结构,在原理和方法上与之亦有相通之处。
有鉴于此,已组建成立的/沈阳)H ellenic 飞机修理公司0将进一步引进完善该项技术,置备必要的修理工具和设备,培训人员,正式开展应用此项技术的修理业务。
t
航空维修AVIATION MAINTEN ANCE。