飞机夹层结构复合材料零部件的损伤形式及修理方法
航空复合材料的损伤与维修
航空复合材料的损伤与维修航空复合材料是指由两种或两种以上的材料组合而成的材料。
它由于具有较高的强度和较轻的重量，被广泛应用于航空工程领域。
由于其特殊性质，航空复合材料在使用过程中容易发生损伤。
为了保证航空器的安全和可靠性，对航空复合材料的损伤进行及时修复是十分重要的。
航空复合材料的损伤主要包括破裂、断裂、裂纹、划痕等。
最常见的损伤是裂纹。
裂纹的形成通常是由于受到外界的力或者材料内部的应力超过了其承载能力所致。
一旦发现裂纹，就需要进行及时修复。
航空复合材料的修复可以分为表面修复和体内修复两种方式。
表面修复是指对复合材料表面的损伤进行修复，常用的修复方法包括填补、粘接、加固等。
体内修复是指对复合材料内部的损伤进行修复，常用的修复方法包括填充、胶粘剂注入、层间粘接等。
航空复合材料的修复过程需要经过以下几个步骤：首先是损伤检测，即对损伤的位置、形状和大小进行检测和评估。
其次是损伤准备，即清除材料表面的污垢、残渣和脱层，为修复作业做好准备。
然后是修复材料的选择和准备，根据损伤的性质和位置选择恰当的修复材料，并进行预处理。
最后是修复操作，根据修复方法进行具体操作，完成对航空复合材料的修复。
航空复合材料的修复需要注意以下几个方面：首先是修复材料的选择，修复材料必须具有良好的粘接性能和与被修复材料相当的物理性能，以确保修复后的复合材料具有稳定的力学性能。
其次是修复过程的控制，修复过程中应控制好温度、湿度和时间等参数，以确保修复效果。
最后是修复质量的检验，修复完成后，需要对修复后的航空复合材料进行检验，以确保其质量和安全性能。
航空复合材料的损伤与维修是航空工程领域中非常重要的一个方面。
对航空复合材料的损伤进行及时修复，可以保证航空器的安全和可靠性。
在修复过程中，需要注意修复材料的选择、修复过程的控制和修复质量的检验，以确保修复效果。
随着航空工程技术的不断发展，对航空复合材料的损伤与维修也将不断完善和提高。
飞机复合材料的修理方法—复合材料结构修理准则及修理流程
2
修理基本原则
1)满足结构强度稳定，即恢复结构的承裁能力，压剪裁荷下不失稳 2)满足结构刚度要求，包括挠度变形、气弹特性和裁荷分布等 3)满足耐久性要求，包括疲劳、腐蚀、环境影响等诸方面向题 4)要恢复使用功能，如燃油系统密封、雷击防护、隐身功能等 5)修理增重要小，并注意操纵面等动部件的质量平衡要求 6)满足气动光滑性要求，变形变化要小，保证原结构的光滑完整 7)修理时间要少 8)修理成本要低
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复合材料结构修理流程
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复合材料结构修理流程
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永久性修理用材准则
பைடு நூலகம் 结构上原来用什么材料，原则上只能用该材料进行修理 芳纶复合材料结构可用E玻璃纤维复合材料进行修理,其补片铺层
的层数应比原结构铺层多一倍 修理材料必须与固化温度相适应 可选择与原结构用增强材料和树脂基体属同一类型，性能和工艺
在同一水平的材料修理，修理前须得到部件原设计部门的批准。 碳纤维复合材料修理，紧固件选用
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。
蜂窝夹层结构的注胶修理工艺研究
蜂窝夹层结构的注胶修理工艺研究近年来，随着民航领域的快速发展，各大航空公司机队规模逐渐扩大，复合材料用量呈明显递增趋势，其用量和比例已成为衡量飞机是否先进的重要标准之一。
由于复合材料普遍存在层间性能弱、易受冲击损伤等缺点，在服役期间易受到挤压、超载、冲击和环境等因素的影响造成损伤，从而影响复合材料的整体结构性能。
因此，复合材料发展和应用对其缺陷损伤注胶修理提出迫切要求。
标签：复合材料;修理;技术复合材料蜂窝夹层结构主要是由两层刚度/强度较高的上、下面板和一层厚而轻的低密度夹芯层组成，将上、下蒙皮与芯子通过粘接剂胶接，采用直接注塑或模压的加工工艺获得整体结构。
蜂窝夹层结构有质量轻、刚度大、隔热性能较好的优点，大量应用于飞机结构。
但飞机在服役过程中不可避免地因意外撞击、鸟撞、冰雹等冲击，造成复合材料夹层结构的损伤。
从而大大降低结构的承载能力，因此复合材料蜂窝夹层结构的修理及修理后剩余强度受到研究人员越来越多的关注。
一、复合材料受损结构件修补的重要性目前，军机和客机老龄化问题日趋严重，为了确保现役飞机的正常使用，延长老龄飞机的经济寿命，就必须对受损部位进行维修，或对受损构件进行更换。
由于现代飞机设计、制造成本昂贵，而飞机结构的损伤绝大多数具有局部性和多发性的特点，对于那些不很严重的损伤，更换损伤结构，非但不必要，而且将花费大量的人力、物力和财力，延长飞机的停飞事件，造成浪费。
这时，最经济、最有效的方法就是对飞机的受损部位进行修理，以完全或部分恢复构件的承载能力，保证它的使用安全性。
由此可见，修理受损的复合材料结构件是非常必要而且重要的。
二、复合材料常见缺陷及损伤修理1、常见典型损伤和缺陷。
生产过程中工艺控制不当、在服役过程中受到物体冲击或受环境条件影响，这些因素都会造成复合材料的损伤或缺陷，复合材料在制造和使用中的常见缺陷和损伤如表。
2、损伤容限与修理容限。
修理容限指的是两个定量的界限，在复合材料修理中即表述为出现缺陷或损伤后需不需修、能不能修。
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。
飞机复合材料损伤及修理技术浅析策略
飞机复合材料损伤及修理技术浅析策略摘要：飞机所用复合材料直接影响飞机自身实际飞行性能，其自身设计性能优良、化学性质稳定、耐腐蚀等优势，普遍用于航空航天领域中。
但复合材料受外界多个因素影响，促使其材料受损，一定程度干扰飞机正常运行，需充分结合复合材料结构自身损伤特征及其裂纹特性，遵循相应的维修基本原则，以此保证飞行安全运行。
本文就飞机复合材料损伤及修理技术展开分析。
关键词：飞机；复合材料；损伤；修理技术复合材料凭借自身多个优势，普遍用于航空航天领域中，成为飞机结构核心材料之一，复合材料损伤破坏机理与金属存在较大的差异性，飞机上应用大量复合材料之后，其自身维护成为现下关注的焦点之一。
复合材料出现脱胶、分层、表面氧化等质量缺陷，对飞机实际飞行产生严重的影响，需定期对复合材料进行综合性检查，严格依照相关规程做好维护，为后续飞机安全飞行提供强有力的保障。
一、复合材料结构损伤特征及其裂纹特性基体作为复合材料核心构成之一，其主要作用在于始终保持纤维处于初期设定部位，并持续性提高外部载荷入驻纤维路径。
基体自身材料自身强度多强于纤维，复合材料结构自身内部纤维定向需充分促使纤维承受较大的载荷，基体材料自身性能对复合材料自身功能存在一定干扰，尤其针对面内压缩、剪切等更为凸显。
金属材料受外部载荷作用下，更为是以塑性形变从而吸收相应的冲击，脆性作为复合材料自身典型特征之一，一般呈现为以下损伤：①表面损伤、裂口，此种类型损伤对结构实际承载力干扰较小，一般可忽略不计，不进行综合性分析。
②因基体出现裂纹和纤维失效出现分层，此类损伤多见于材料内部，处于复合材料面板自身外表面为锯齿状损伤，其又可划分为多种损伤类型。
③贯穿损伤。
针对此种状况损伤区贯穿整个复合材料自身厚度，贯穿损伤一般带有穿孔、损坏等材料，穿孔实际边缘多产生分层、裂纹等[1]。
复合材料结构裂纹增长包含三种类型，即不增长、止裂增长、缓慢增长，不同增长其自身特征及发生基本原理不尽相同，不增长、止裂增长多与止裂损伤尺寸检查间隔密切相关；缓慢增长其一般与金属实际断裂力学具有一定的相似性。
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。
飞机复合材料结构修理总结
飞机复合材料结构修理总结飞机复合材料结构修理是航空维修中的重要工作之一，以下是对飞机复合材料结构修理的总结：1. 仔细评估损伤：在进行复合材料结构修理之前，必须仔细评估损伤的类型、范围和严重程度。
这包括使用适当的检测工具和技术，如超声波探伤或热红外成像，来确定损伤的位置和扩展情况。
2. 选择修复方法：根据损伤的性质和位置，选择适当的修复方法。
修复方法可以包括表面修补、填充修复、层压修复或补强修复等。
选择修复方法时要考虑到结构的强度和刚度要求，以及修理后的重量和性能影响。
3. 准备工作：在进行修理之前，必须对修复区域进行适当的准备工作。
这包括清除损伤区域周围的污垢和残留物，清理表面以确保良好的粘接或结合。
4. 材料选择和制备：选择适当的修复材料，如复合材料补片、粘接剂或填充剂。
材料的选择应考虑到与原材料的兼容性和结构要求的匹配性。
在使用之前，要确保修复材料经过适当的制备，如切割、打磨和涂覆。
5. 修复操作：按照修复方案和操作规程进行修复操作。
这可能涉及到粘接、固化、热处理或压制等步骤。
在操作过程中，要严格控制时间、温度和压力等参数，以确保修复的质量和一致性。
6. 检验和测试：完成修复后，必须进行检验和测试以验证修复的有效性和质量。
这包括使用非破坏性测试方法，如超声波检测或光学显微镜观察，来检查修复区域的完整性和质量。
7. 记录和报告：对修复过程和结果进行记录和报告。
记录包括修复方案、使用的材料和工艺参数，以及检验和测试结果。
这些记录对于后续的维护和审计是必要的。
总而言之，飞机复合材料结构修理需要严格的操作和控制，以确保修复的质量和可靠性。
只有经过合适的评估、选择合适的修复方法、正确准备和操作、进行检验和测试，并记录和报告修复过程，才能有效地修复飞机复合材料结构，并确保飞机的安全和性能。
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常见飞机蜂窝板损伤形式及修理方法
航空器复合材料中的蜂窝板是由薄而强的两层面板中间胶接蜂窝材料而成的一种新型复合材料，也称
蜂窝层合结构(见图1)。其面板选材有金属板、玻璃纤维、石英纤维、碳纤维等；夹心材料主要有芳纶、玻
璃纤维、铝合金及发泡型结构。蜂窝可制成不同的形状。飞机上的蜂窝结构是由耐腐蚀夹心、面板、衬垫、
隔板（假梁）、边肋等零件胶合而成。面板与夹芯之间用胶膜胶接，蜂窝夹芯用芯子胶和耐腐蚀胶根据实
际需要形状施加真空压力后加温胶接成型。
图1 蜂窝夹心板结构
一、航空复合材料蜂窝结构损伤种类
根据航空复合材料蜂窝结构部件在使用过程中可能出现损伤的情况，我们可以大致将胶接蜂窝结构部
件的损伤分以下5类：
1、
表面损伤
图2 典型表面凹坑
此类损伤一般通过目视检查发现，包括表面擦伤、划伤、局部轻微腐蚀、表面蒙皮裂纹、表面
小凹坑和局部轻微压陷等。这类损伤一般对结构强度不产生明显的削弱。
2、
脱胶及分层损伤
该损伤是指纤维层与层之间或面板与夹芯之间的树脂失效缺陷，主要通过敲击检查、超声波检
测等手段发现。此类损伤一般不引起结构外观变化，大多是在生产过程中造成的初始缺陷，并在
反复使用过程中缺陷不断扩展而导致的。脱胶或分层面积过大会引起整体复合材料强度的削弱，
应及时予以修补。
3、
单侧面板损伤
这类损伤包括单侧面板局部压陷、破裂或穿孔，一般通过目视检查即可发现。该类型损伤能使
一侧面板和蜂窝夹芯都受到损伤（表面塌陷），对气动性能和结构强度影响较大。一旦发现该类
损伤必须经过修理和检验确认后方能能重新使用。
4、
穿透损伤
该类型损伤是指蜂窝部件出现穿透性损伤、严重压陷和较大范围的残缺损伤等。此类损伤对结
构性能和强度有严重的影响，根据受损情况立即予以修理或按需更换新件。
5、
内部积水
该损伤原因主要由于蜂窝结构边缘或蜂窝材料对接边缘密封不严或密封失效，在长期使用过程
中由于雨水渗透、油液浸泡以及水汽冷凝而造成蜂窝夹芯出现积水。虽然一般情况蜂窝内部积水
不会造成严重影响；但在冬季日夜气温变化较大的情况下，由于积液结冰膨胀将会会造成复合材
料部件内部树脂基体脱胶；同时在积液的长期浸泡下也会使复合材料的树脂基体的胶接强度大幅
降低而降低部件的整体性能；特别是各类复合材料制备的舵面、襟翼、翼身整流罩及发动机部件
等，均应及时检查其内部蜂窝结构的积水情况并作出相应修理措施。目前该类损伤主要通过红外
热成像、X-射线检测仪等手段进行检测。
二、蜂窝结构的检查方式
1、
目视检查
目视检查法是使用最广泛、最直接的无损检测方法。主要借助放大镜和内窥镜观测结构表面和
内部可达区域的表面，观察明显的结构变形、变色、断裂、螺钉松动等结构异常。它可以检查表
面划伤、裂纹、起泡、起皱、凹痕等缺陷；尤其对透光的玻璃钢产品，可用透射光检查出内部的
某些缺陷和定位，如夹杂、气泡、搭接的部位和宽度、蜂窝芯的位置和状态、镶嵌件的位置等。
2、
手锤敲击法
用于单层蒙皮蜂窝结构。用手锤敲击蜂窝结构的蒙皮，根据不同的声响来判断蜂窝结构是否脱
胶。敲击时，注意锤头与蒙皮垂直，力度适当，以能判断故障不损坏蒙皮表面为宜。为使判断准
确，可先在试件上试验。敲击回声清脆是良好，沉闷是脱粘。
3、
外场在位检测的便携式相控阵超声波C扫描检测系统
图 复合材料便携式相控超声波探伤
随着便携式相控阵超声波探伤仪技术的发展，超声C扫描复合材料外场在位检测已经可以实现；
它具有很高的检测分辨率，可以定位损伤所处的纤维层；且无需耦合，可用于平面、曲面及装配
后结构件的检测。只需针对不同的材料和结构形式，按要求调整回波间隔方式和回波幅度方式便
可成像，能更直接快速的NDT检测蜂窝结构分层和内部脱胶损伤情况。
4、用X
射线探伤机进行检查
目前适用于外场检验的TS1605-2型携带式X射线探伤机，一般可用作12mm以下厚度钢板的内部
探伤，也可用作探测蜂窝结构内部的夹芯开裂、积水等事故。
三、蜂窝结构的修理简介
1、
复合材料蜂窝结构修理的一般要求
（ 1）在对某飞机各蜂窝部件的损伤修补时，所使用的材料和设备应按规定进行存放和保管，并定期
复验和更换。
（2）对现场进行的修补处理情况应有详细的记录以备检查。在对脱粘或夹芯、蒙皮受到损伤修补后，
应用SY-III型声阻探伤仪对修补情况进行检查，确认修补质量合格后方可使用，最后应采用与原结构
相同的表面防护措施。
（3）修复的构件在增重不多，气动性能损失不大的条件下，应尽可能接近原结构的强度。一般要求
单块平尾增重＜1500g，单块副翼增重＜1000g，单块襟翼增重＜1300g，方向舵增重＜2000g。
（4）所有修补必须避免应力集中。截面形状变化要和缓，避免突变；所有棱角处应倒圆，尽量采用
圆形补片。
（ 5）经过修补后的蜂窝部件表面应光滑平整，过渡区应均匀变化，尽量避免补片突出，当突出不可
避免时，凸出的补片应制出倒角过渡。
（ 6）尽量采用与原结构相同的材料来更换切除部分。
（7）修补部位的周边应用密封胶密封，防止潮气和雨水渗入。
（ 8）在同一部位不允许进行重复修补，必要时须扩大范围2～3 倍进行修倍进行修补，但同一翼面
上不得有两处。
（9）对带配重的舵面（ 如方向舵）蜂窝部分修补后应检查重量平衡情况。
2、
修理方法
根据以上的损伤方式，胶接蜂窝结构可用如下方法修理。
（ 1） 用填补法修理表面擦伤、划伤、局部轻微腐蚀，以及表面裂纹、压坑、压陷
对于蒙皮裂纹，在裂纹两端各钻直径为2mm 的止裂孔，用细纱纸轻轻打磨裂纹部位，用胶粘加
强并堵住止裂孔。对于镁边条裂纹，在边条端头裂纹采取圆滑过度切除裂纹部位防止裂纹扩展。必要
时可更换镁边条。对于表面压痕与凹陷，用细纱纸打磨损伤部位，选用胶填平，室温固化24小时后用
刮刀修整。
（ 2）用灌补法修理各种脱粘
脱粘可发生于构件的边缘或中央，将检查的脱粘范围标在蒙皮上，根据脱
粘面积、部位、钻注胶孔和溢胶孔。按配比条件配制胶。用注射器往脱粘的缺陷里注胶，直至周边各
溢胶孔有胶溢出为止，当胶液从其他孔溢出时，将胶孔堵住以防胶液流掉。注胶时应使脱胶面倒置，
以保证胶液停留在脱粘区蜂窝夹芯的根部。当各孔都有胶溢出时要停止注胶，置部件于室温!/ 小时固
化，清理表
面余胶。修补后用声阻仪检查修补质量。外形应光滑平整过度均匀。各蜂窝结构后缘的缺口变形等缺
陷的修补方法类同，可先将缺陷修光，然后用修补胶胶接一块能包复整个缺陷两侧的补片即可。
（3）用镶补法修复单侧面板及夹芯损伤
当损伤面积不超过40CM2 时，可将损伤面积打磨干净，用胶灌平加温固化。当损伤面积超过
40CM
2
时，一般采用不加补片的镶补法修理。
（4）用挖补法修补穿透性损伤或构件的局部残缺损伤
根据损伤情况挖除损伤结构，配制夹芯、盖板使之与切口吻合，将损伤面下表面用铝板垫平，
在切口周边下盖板芯上涂修补胶装配，加热固化之后，将上盖板涂胶盖在切口上再加热固化。
（5）蜂窝内积水的排除
对检查出的积水区按需要在下翼面钻不大于直径为!.. 的小孔排水；用&!""的电热器烘干，确认
无积水后经排水孔注入胶，再经过加温固化，最后用声阻仪检查确认无脱粘后交付使用。对进行排水
处理的蜂窝要认真检查密封情况，并对排水区用胶认真密封孔洞。