一种复合材料桨叶后缘和桨尖后缘磕伤修理方法与流程

1.本发明属于旋翼桨叶修理领域，特别是一种复合材料桨叶后缘和桨尖后缘磕伤修理方法。


背景技术：

2.由于复合材料具有较高的比强度和比刚度以及良好的抗疲劳性能，复合材料桨叶已被越来越多的直升机采用。复合材料桨叶在使用过程中不可避免的出现损伤，特别是桨叶后缘和桨尖后缘部位，由于结构本身偏薄弱，桨叶在搬运和安装拆卸过程中经常被磕伤。这类损伤为可修复损伤，为了节约成本，同时保证飞机飞行安全，必须采取合理的修理方法对桨叶进行修理。
3.目前已有的复合材料蒙皮损伤修理方法主要采用梯度搭接修补，但是该修理方法实施过程复杂，对蒙皮损伤区域修理成梯度形状过程中，由于蒙皮较薄，层间不易剥离，容易将完好蒙皮划伤，并且该方法需要剔除蒙皮面积偏大。另外，梯度搭接修理使用的是预浸料 胶膜，需要中温固化(120℃左右)，外场不具备实施条件，并且该固化温度与桨叶模压固化温度接近，会对桨叶非损伤区域强度造成一定影响。
4.因此需要一种简易的修理方式，操作简单，固化温度低，可以实现外场修理，并且可以保证飞行使用安全。


技术实现要素：

5.本发明提供一种复合材料桨叶后缘和桨尖后缘磕伤修理方法，采用低温固化，操作简单，修理过程不会对桨叶带来二次损伤，并且可以保证飞行使用安全，为直升机桨叶损伤提供一种可靠、简易的外场修理手段，延长了桨叶使用寿命，降低了直升机的使用和维护成本。
6.一种复合材料桨叶后缘和桨尖后缘磕伤修理方法，包括以下步骤：步骤一：判断损伤类型为桨叶后缘或桨尖后缘磕伤；
7.步骤二：打磨损伤区域至无分层，判断损伤区域采用打磨修理还是填充修理，若采用打磨修理，则进入步骤三，若采用填充修理，则进入步骤四～七；
8.步骤三：将桨叶后缘损伤区域打磨光滑并补漆，将桨尖损伤区域打磨为弧形并补漆；
9.步骤四：使用胶带隔离修理区域，并对修理区域进行脱漆、去铜网，清洁处理；
10.步骤五：在损伤区域填充填充物，并使用维型工装维持损伤区域外型进行第一次固化；
11.步骤六：第一次固化完成后，打磨胶瘤至填充区域桨叶外型与理论外型一致；
12.步骤七：在填充区域表面铺贴玻璃布和铜网，铺贴完成后进行第二次真空固化；第二次固化完成后打磨清理补漆。
13.进一步，所述步骤二中，对于桨叶后缘磕伤，当损伤区域展向长度x≤20mm、弦向长
度y≤4mm，进行打磨修理；
14.当损伤区域10mm≤x≤25mm,4≤y≤8mm时进行填充修理；
15.对于桨尖后缘磕伤，当损伤区域最大半径r≤10mm，进行打磨修理；当损伤区域最大半径r》10mm，且展向长度x≤30mm,弦向长度y≤15mm时进行填充修理。
16.进一步，所述步骤五中，对于桨叶后缘磕伤，损伤区域填充胶ea9309；
17.对于桨尖后缘磕伤，损伤区域填充胶ea9309和剪碎干玻璃布的混合物。
18.进一步，所述步骤五中，对于桨叶后缘磕伤和桨尖后缘磕伤，使用一对厚1.5mm的铝板固定在损伤区域两侧作为维型工装，并使用弓形夹夹紧铝板；
19.对于桨尖后缘磕伤，在金属板侧面包裹胶带作为维型工装，防止填充物滑落。
20.进一步，所述步骤五中，第一次固化条件：室温固化5～7天或者室温固化24h后热补仪82℃
±
5℃固化1h。
21.进一步，所述步骤七中，对于桨叶后缘磕伤，绕桨叶后缘u型铺放两层玻璃布；
22.对于桨尖后缘磕伤，绕桨尖端面u型铺放内层玻璃布，绕桨尖后缘u型铺放外层玻璃布，铜网铺贴在外层玻璃布外表面，铜网不采用u型铺放；
23.进一步，第二次真空固化条件:在真空袋压下室温固化5～7天或82℃
±
5℃固化1.5小时，真空压力0.06～0.1mpa。
24.进一步，外层玻璃布与去除铜网边界之间距离l为3mm。
25.有益效果
26.本发明复合材料桨叶后缘和桨尖后缘磕伤修理方法，修理路线清晰，工艺简单，不会对桨叶带来二次损伤，为直升机桨叶损伤提供一种可靠的修理手段，延长了桨叶使用寿命，降低了直升机的使用和维护成本，具有如下技术效果：
27.本发明修理路线清晰，工艺简单，操作可实施性强；
28.本发明修理方法不需要剥离蒙皮，操作简单，降低对桨叶意外损伤；
29.本发明修理方法固化温度低，固化温度不会对桨叶造成二次伤害；
30.复合材料桨叶后缘和桨尖结构薄弱，在使用现场容易磕伤，本发明修理方法提供一种可靠的外场修理手段，延长了桨叶使用寿命，降低了直升机的使用和维护成本；
31.本发明修理方法已在国内直升机旋翼桨叶多次应用，并经过试验和试飞验证，使用效果较好。
附图说明
32.图1(a)为本发明桨叶后缘磕伤区域示意图，图1(b)为本发明桨尖后缘磕伤区域示意图；
33.图2(a)为本发明桨叶后缘磕伤修理区域及去除铜网边界示意图，图2(b)为本发明桨尖后缘磕伤修理区域及去除铜网边界示意图；
34.图3为本发明桨尖后缘磕伤打磨修理范围示意图；
35.图4(a)为本发明桨叶后缘磕伤填充修理示意图，图4(b)为本发明桨尖后缘磕伤填充修理示意图；
36.图5(a)为本发明桨叶后缘磕伤铺布示意图，图5(b)为本发明桨尖后缘磕伤铺布示意图；
37.图6(a)为本发明桨叶后缘磕伤剖面详图，图6(b)为本发明桨尖后缘磕伤剖面详图。
38.其中,1-损伤区域；2-修理区域边界；3-胶带；4-去除铜网边界；5-铝板；6-弓形夹；7-内层玻璃布；9-外层玻璃布；10-铜网；
39.其中，x为展向损伤长度；y为弦向损伤长度；l为去除铜网边界与外层玻璃布截止位置之间距离。
具体实施方式
40.下面通过具体实施方式对本发明做进一步说明：
41.1)、参阅图1，1为损伤区域，判断复合材料桨叶损伤类别为桨叶后缘磕伤(a)或者桨尖后缘磕伤(b)；
42.2)、参阅图2，对于桨叶后缘磕伤，通过半圆锉刀对损伤区域打磨，至没有分层为止，当损伤区域展向长度x≤20mm、弦向长度y≤4mm，仅需要对损伤区域打磨光滑并进行补漆，当损伤区域10mm≤x≤25mm,4≤y≤8mm时进行填充修理；
43.参阅图2、图3，对于桨尖后缘磕伤，通过扁锉刀对损伤区域打磨，至没有分层为止，当损伤区域最大半径r≤10mm，进行打磨修理并进行补漆；当损伤区域最大半径r》10mm，且展向长度x≤30mm,弦向长度y≤15mm时进行填充修理；
44.3)、参阅图2，2为修理区域边界，对于桨叶后缘磕伤，展向(x 86)mm,弦向为(y 43)mm；对于桨尖后缘磕伤，展向(x 43)mm,弦向为(y 43)mm，使用胶带3隔离修理区域，使用80目砂纸对修理区域脱漆；
45.4)、参阅图2，使用玻璃刮刀去除边界4以内铜网(如果结构有铜网)，边界2与边界4距离为5mm；
46.5)、使用丙酮清洁修理区域，并晾干90min；
47.6)、准备填充材料，对于桨叶后缘磕伤，损伤区域填充胶ea9309；对于桨尖后缘磕伤，该区域结构薄弱，损伤区域填充胶ea9309和剪碎干玻璃布的混合物，可以增加损伤区域刚度和强度；
48.7)、参阅图4，对于桨叶后缘磕伤和桨尖后缘磕伤，使用一对厚1.5mm的铝板5(贴近桨叶一侧贴胶带保护)固定在损伤区域两侧作为维型工装，并使用弓形夹6夹紧铝板；
49.对于桨尖后缘磕伤，在金属板侧面包裹胶带7作为维型工装，防止填充物滑落；
50.8)、对于桨叶后缘磕伤，使用抹刀将胶粘剂ea9309填充缺口；对于桨尖后缘磕伤，使用抹刀将剪碎玻璃布与胶粘剂ea9309的混合物填入空腔；
51.9)、第一次固化条件，可以采用室温固化5～7天，也可以室温固化24h后，拆除弓形夹，使用热补仪82℃
±
5℃固化1h；
52.10)、当温度降至40℃以下，移除固化装备，使用80目砂纸打磨修形，填充区域桨叶外型与理论外型一致；
53.11)、使用丙酮清洁打磨区域，并晾干90min；
54.12)、参阅图5，内层玻璃布8的边界为(x 15)mm,(y 15)mm,外层玻璃布9的边界为(x 30)mm,(y 30)mm，铜网10(如果结构有铜网)边界与外层玻璃布9一致；
55.13)、准备胶粘剂ea9309、干玻璃布和铜网(如果结构有铜网)，将干玻璃布浸胶，确
保含胶量50％以上；
56.13)、参阅图5、图6，对于桨叶后缘磕伤，绕桨叶后缘u型铺放两层玻璃布；对于桨尖后缘磕伤，内侧玻璃布8绕桨尖端面u型铺放，外侧玻璃布9绕桨尖后缘u型铺放，可以保证边缘更好的密封性。将铜网10铺放在外层玻璃布外面，铜网不采用u型铺放；
57.外层玻璃布9与去除铜网边界4之间距离为3mm,防止玻璃布延伸到原桨叶铜网上，影响粘接质量；
58.14)、使用脱模布覆盖在修理区，制作真空袋抽真空固化；
59.15)、第二次真空固化条件：在真空袋压下室温固化5～7天或82℃
±
5℃固化1.5小时，真空压力0.06～0.1mpa；
60.16)、使用80目砂纸打磨多余胶瘤、清理工艺辅料；
61.17)、对修补区域进行敲击检查及尺寸检查，确保不存在分层，并且后缘厚度增加不超过1mm，如果厚度超差，进行打磨修理，修理对桨叶气动外形影响有限；
62.18)、对修理区域补漆。
63.综上所述，本发明复合材料桨叶后缘和桨尖后缘磕伤修理方法，修理路线清晰，工艺简单，可外场操作，不会对桨叶带来二次损伤，为直升机桨叶损伤提供一种可靠的外场修理手段，延长了桨叶使用寿命，降低了直升机的使用和维护成本。
64.以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。