CC BY
163Особенности ремонта сотовых конструкций из композиционных материалов методом термокомпрессионного формования
о см о см
Резниченко Вячеслав Иванович
к.т.н., доцент, ФГБОУ ВО «Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)»
Композитные конструкции широко применяются в составе планера летательного аппарата, в том числе в панелях фюзеляжа, крыла, руля высоты, руля направления, элементах механизации крыла, предкрылках, закрылках, споллерах, интерцепто-рах, створках шасси.
В процессе изготовления и эксплуатации возможны различные повреждения. В настоящее время ремонтируются в основном небольшие повреждения диаметром до 150мм. Целью исследования данной работы являются разработка новой технологии ремонта композитных конструкций ЛА, в том числе, трехслойных конструкций, имеющих большие площадные повреждения в условиях полевого ремонта.
Ключевые слова: ремонт, композиционные материалы, углепластик, сотовые панели, термокомпрессионная технология.
О Ш
т х
<
т о х
X
Введение
Ускорение научно-технического прогресса в авиации - это в первую очередь значительное расширение номенклатуры применяемых материалов и технологий. Большой эффективностью за счет снижения массы летательного аппарата (ЛА) и упрощения технологии его производства обладают современные высокопрочные полимерно композиционные материалы (ПКМ), угле-, стекло-, базальто- и органопластики, а также сотовые конструкции на их основе.
Композитные конструкции широко применяются в составе планера летательного аппарата, в том числе в панелях фюзеляжа, крыла, рулях направления, предкрылках, закрылках, спойлерах, интерцепторах, створках шасси. Целью исследования данной работы являются технология ремонта композитных конструкций из состава вышеперечисленных, в том числе трехслойных конструкций, к которым могут быть отнесены элементы механизации, рули высоты, рули направления и др. Основное условие при проведении ремонта в авиации -восстановление исходных данных прочностных и аэродинамических характеристик ЛА. В полной мере это может быть достигнуто применением технологии постановки ремонтной детали (заплаты) с использованием препрегов, пленочных и пастообразных клеев с обеспечением необходимой температуры и давления для формования или приклеивания ремонтной детали.
Рассматриваемые технологии изготовления ремонтной детали позволят изготовить деталь из тех же материалов с обеспечением заданной схемы армирования, что и применяемые на ремонтируемом агрегате. В некоторых случаях, используя описанные технологические процессы ремонта и изготовив соответствующее оснащение, можно осуществлять ремонт конструкции, не снимая ее с ЛА (в цехах сборки, на аэродроме и т.п.), что позволит снизить затраты и сократить цикл выполнения ремонта.
Учитывая, что первоначальной, простейшей технологией отверждения композиционных материалов было «вакуумное формование» на связующих холодного отверждения, затем было применен способ помещения собранного пакета слоёв в вакуумный мешок и его полимеризация при нагреве до высоких (свыше 120 °С) температур за счет термошкафа или термоодеял, в настоящее время целесообразно рассмотреть возможность применения препрегов в данной технологии для ремонта каких-либо агрегатов планера в «полевых» условиях: в ремонтном ангаре аэропорта, аэродрома, военной базы, а также разработать новую технологию ремонта больших площадных повреждений с созданием повышенного давления и температуры за счет термоодеял и термокомпрессионного способа отверждения на связующих горячего отверждения.
Обоснованием актуальности темы данного исследования может служить потенциальное сокращение временных и материальных затрат на ремонт агрегата, связанных с его ремонтом методом термокомпрессионного формования и совмещения его с вакуумным формованием из сухих тканей и двухкомпонентных связующих по сравнению с отправкой агрегата на завод-изготовитель для ремонта автоклавным способом из препрегов.
Научная проблема данного исследования заключается в том, что на сегодняшний день ремонт композиционных агрегатов летательных аппаратов производится либо методом вакуумного формования при помощи сухих тканей и двухкомпонентных связующих (типа ЭДТ-69Н) с низкими температурами отверждения и низкими физико-механическими свойствами, либо методом авто-клавирования при помощи препрегов с высокими затратами. Возможно ли ремонтировать агрегаты, избегая характерных недостатков изложенных выше методов ремонта?
В данном исследовании авторы попытаются на примере одного из агрегатов планера показать, что распространенные в эксплуатации повреждения можно устранить специальными методами ремонта, уменьшить время и затраты, по сравнению с традиционными способами ремонта.
Задачи.
- описать и систематизировать общепринятые категории повреждений, традиционные технологии ремонта композиционных агрегатов, предлагаемую технологию ремонта и сравнить их технологические и экономические преимущества и недостатки;
- сделать вывод о применимости предлагаемой технологии ремонта.
Увеличение объема применения современных высокопрочных ПКМ требует разработки новых и совершенствования существующих технологий ремонта. В процессе эксплуатации выявляются скрытые дефекты, которые не были обнаружены при производстве конструкций. Поэтому основное условие при проведении ремонта в авиации - восстановление исходных данных прочностных и аэродинамических характеристик летательного аппарата. В полной мере это может быть достигнуто применением технологии постановки ремонтной детали (заплаты) с использованием тканей со связующим, пленочных и пастообразных клеев с обеспечением необходимой температуры и давления для формования или приклеивания ремонтной детали. Традиционные технологии изготовления ремонтной детали позволяют ее делать из аналогичных материалов с обеспечением заданной схемы армирования, что и применяемые на ремонтируемом агрегате.
При ремонте основным условием сохранения жесткости отремонтированного участка является соблюдение равенства ЕЁ = Ен Рн. Величины Е и Р этого равенства без индекса соответствуют модулю упругости материала и площади поврежденного силового элемента, а с индексом "н"- силовой (ремонтный) накладке. Таким образом, мы можем рассчитать потребную площадь поперечного сечения накладки:
Е
рн = Ёнр
В практике материал, из которого производится изготовление компенсирующей накладки приклеивается к изделию, является связующее препрега, при этом со-
единение имеет недостаточно высокие прочностные показатели при сдвиге в тех случаях, когда оно применяется в качестве клея при соединении двух отвержден-ных обшивок или при соединении отвержденной обшивки и препрега. Кроме того, у данного соединения недостаточна сдвиговая прочность из-за соизмеримой длины соединения с толщиной обшивки. Для увеличения сдвиговой прочности, обеспечения равномерности передачи нагрузки предпочтительным является косое соединение ремонтируемой обшивки с компенсирующей заплатой.
Рис.1 Косое соединение ремонтируемой обшивки с накладкой.
Найдя необходимую величину предела прочности материала прокладки, вклеиваемой в дефектную зону, удовлетворяющей условию равнопрочности и зная материал, из которого она будет изготавливаться, можно определить схему армирования.
F — ДF
оъпр = -
^пр
-оъ
где ДР - уменьшение площади поперечного сечения обшивки за счет удаления дефектной части;
Рпр - площадь поперечного сечения компенсирующей прокладки, вклеенной в зону доработки;
Ов - предел прочности материала ремонтируемой обшивки.
Определив предел прочности материала ремонтной накладки и зная материал, из которого она будет изготавливаться, можно определить схему армирования. При выборе схемы армирования за основу принимается существующая схема армирования ремонтируемой обшивки с возможным введением дополнительных слоев в определенных направлениях. Технические условия на ремонт силовых элементов планера требуют сохранение не менее 90% их исходной прочности.
Удар посторонним предметом представляет собой предмет особого беспокойства для большинства конструкций из КМ, требующий внимания при оценке возможности повреждения от потенциальных ударов, включая неровности и обломки ВПП, град, падение инструмента и столкновения с птицами и транспортными средствами.
Группа небольших зон повреждений, которые расположены в непосредственной близости друг от друга могут быть определены, как одна область повреждения.
Марки материалов для выполнения ремонтных работ определяются разработчиком ВС либо согласуются с ним в установленном порядке.
При изготовлении агрегатов современных летательных аппаратов используются современные композиционные материалы, такие как КМКУ-2м, КМКУ-3м, КМКС-2м, КМУ-11тр в отечественной авиационной промышленности и Нехсе1 М21Е, Нехсе1 8552, Сусот 970-2 в зарубежных образцах.
Для ремонта некоторых композиционных агрегатов можно применить новый препрег АСМ102 производителя «Препрег-СКМ».
X X
о
го А с.
X
го т
о
м о м о
о см о см
о ш т
X
3
<
т О X X
Таблица 7
Y ав° а-в° Е о Е в О0,90 Т0,90 б1
Марка мате- кгс/мм кгс/мм кгс/мм кгс/мм кгс/мм
риала г/см3 2 2 2 2 2 мм
АСМ-102, ав-
токлав 1,5 210 110 14000 550 9 0,12
АСМ-102, ре-
монт 1,5 180 95 12200 480 8 0,12
Таблица 6
Составы ПКМ на основе АСМ-102
Марка материала Тип и марка наполнителя Марка связующего Режим полимеризации Интервал рабочих температур
АСМ-102, автоклав Углелента 130 г/м2 АСМ-102 130±5°С (3 часа) -60...+150°С
АСМ-102, ремонт Углелента 130 г/м2 АСМ-102 130±5°С (3 часа) -60...+150°С
Рис. 2 - Размеры и расстояния между зонами повреждений на панелях, где Х - минимально допустимое расстояние от кромки или ближнего ряда крепежей до границы начала повреждений; С1 - наибольший диаметр двух смежных зон повреждений. Величина сС1 должна быть меньше либо равна максимальному значению й; С2 - наименьший диаметр двух зон повреждений, расположенных рядом друг с другом; й -максимально допустимый диаметр для каждой видимой зоны повреждения или расслоения; а - расстояние между зонами повреждения.
Его отличительной особенностью являются высокие механические свойства при отверждении автоклавным и безавтоклавным способом, а также температура стеклования, превосходящая температуру отверждения. В Таблице 5 и Таблице 6 приведены свойства пластиков, отвержденных автоклавным способом для целей изготовления и безавтоклавным способом для целей ремонта агрегатов для сравнения с рассмотренными ранее типами ПКМ.
Таблица 5
Наименование повреждения Место расположения повреждения (зона агрегата) Причина возникновения повреждения Характеристика повреждения
1 2 3 4
1 Царапины По всему полю изделия Небрежная транспортировка, хранение, эксплуатация Щелевое повреждение ЛКП, матрицы
1.1 Неглубокие царапины в связующем (матрице) По всему полю изделия
1.2 Глубокие царапины Щелевое повреждение наполнителя
2 Вмятины По всему полю изделия Небрежное обслуживание в эксплуатации, столкновение с посторонними предметами, град -
2.1 Вмятины мелкие По всему полю изделия Деформация монолитной детали из ПКМ на глубину не более 0,5 мм
2.2 Вмятины глубокие По всему полю изделия Деформация монолитной детали из ПКМ на глубину более 0,5 мм
3 Отрыв поверхностного слоя монолитной детали из ПКМ По всему полю изделия Использование сверла с неправильной заточкой Отслоение внешнего слоя монолитной детали из ПКМ при механическом повреждении
3.1 Отрыв поверхностного слоя при механообработке По всему полю изделия Использование свёрл с неправильной заточкой Отслоение внешнего слоя монолитной детали из ПКМ при выходе инструмента из монолита ПКМ
4 Повреждение молниезащит-ного слоя По всему полю изделия Порывы или порезы молниеза-щитного слоя Разрушение мол-ниезащитного слоя и прилегающих к нему слоев ПКМ
5 Раковины По кромке изделия Углубление в матрице без оголения наполнителя Сферическое углубление или несколько выбоин по кромке отверстия
6 Расслоение По всему полю изделия Некачественная пропитка и формование Нарушение межс-лойных связей в ПКМ
7 Забоины,за-диры По кромке изделия Нарушение техпроцесса при мех. обработке, взаимное трение деталей на ВС Вырыв материала по кромке
8 Неправильно просверленное отверстие По всему полю изделия Небрежная механическая обработка Повреждение с образованием отверстия
9 Прокол По всему полю изделия Небрежная механическая обработка (повреждение диаметром меньше 4 мм) Повреждение с образованием отверстия
11Трещины По кромке изделия Небрежная транспортировка, хранение, эксплуатация Щелевое повреждение наполнителя
12 Ворсистость По кромке изделия или отверстия Оголение внешнего слоя волокон наполнителя Механическая обработка затупленным инструментом
Рассмотрим некоторые виды повреждений агрегатов
ЛА.
На сегодняшний день большинство перечисленных выше повреждений ремонтируют при помощи вспенивающихся клея ВКВ-9, клея ВК-27 и лент/тканей со связующим ЭДТ-69Н для приклейки ремонтных заплат в полевых условиях, либо при помощи препрегов КМКУ-2м, КМКУ-3м, КМУ-11тр для приклейки ремонтных заплат автоклавным способом в заводских условиях.
Наличие отслоений (расслоений) определяется с помощью приборов типа ИАД-2 (импедансный акустический дефектоскоп).
В качестве средств оснащения при механической обработке сотовых конструкций из ПКМ могут использоваться: дрели пневматические любого типа, фрезерные головки с шарошками, торцовыми или ножевыми фрезами и специальные сверла из твердых сплавов со специальной заточкой, поскольку ПКМ обладает высокой
твердостью, что приводит к быстрому затуплению и износу инструмента.
Поврежденный участок обшивки удаляется вырезом в виде минимального размера круга или прямоугольника со скругленными углами, описанных вокруг дефекта, а при наличии повреждений сотового заполнителя в зоне ремонта глубиной более 3,0 мм, как правило, проводится его полное удаление. При ремонте сквозных повреждений с отверстиями в обшивках разного размера при толщине обшивок до 1,0 мм клеевой смесью на основе клея ЕА 9394 заполняется зазор (пространство) между цулагой и нижней поверхностью сотовой вставки, образовавшийся в месте выреза фрагмента обшивки в меньшем отверстии, куда вставляется вставка из сотового заполнителя на клеевой композиции ЕА 9394 с наполнителем (аэросил А300), поверх вклеиваемой вставки сот накладывается вакуумный мешок или груз (мешочек с песком или металлической дробью); отверждение клея производится в течение 24 часов при температуре не ниже 20 °С под вакуумным мешком или под действием груза.
Рис. 3 - Вклеивание сотовой вставки при ремонте сквозного отверстия в сотовой панели: 1- наружная обшивка панели; 2- сотовый заполнитель; 3- клеевая смесь (ЕА 9394 и аэросил); 4- сотовая ремонтная вставка; 5- внутренняя обшивка панели; 6- бумажная липкая лента; 7- разделительная пленка; 8- технологическая пластина (подкладка).
Рис. 4 Вид интepцeптopa c peмoнтнoй зaплaтoй.
Все эти технологии предназначены для ремонта небольших повреждений диаметром не более 150 мм, однако, в случае пробоины или большого площадного повреждения традиционные технологии ремонта не подходят.
Нами предлагаются новые технологические операции при ремонте больших площадных повреждений , в частности, сотовых конструкций из ПКМ, которые выглядят следующим образом: 1) обозначение и разметка поврежденных участков; 2) контроль и дефектация зоны повреждений; 3) удаление лакокрасочного покрытия из зоны повреждения; 4) удаление поврежденных участков
обшивок агрегатов и сотовых заполнителей; 5) образования скосов или послойного съема на обшивках при подготовке к формованию заплат; 6) обработка (удаление) сотового заполнителя.
Все эти операции аналогичны выполнению при традиционном ремонте, однако далее ремонт больших площадных повреждений предлагаемый нами значительно отличается от традиционного ремонта:
7) удаление нижней (внутренней) обшивки сотовой конструкции; 8) изготовление коробчатого подкрепляющего элемента из ПКМ в форме кольца или овалоида, в зависимости от формы выреза в зоне повреждения, при этом изготовление подкрепления производится на специальной силиконовой оправке с внутренним жгутом из углеволокна, типа УКН-5000П, используемого в качестве нагревателя; 9) затем производится полимеризация подкрепления за счет расширения силиконовой оправки создается давление, а за счет углеволокнистого жгута производится нагрев для полимеризации КМ подкрепляющего кольца, 10) затем кольцо разрезается поперек в одном месте и силиконовая оправка при охлаждении сжимается и легко вынимается из кольца; 11) далее, необходимо обезжирить торцы сот кистью, смоченной изопропанолом, время выдержки после обезжиривания не менее 15 минут; 12) далее необходимо заполнить торцы сот клеевой смесью ЕА 9394 с микросферами МС-ВП-А9 ГОСТ-6-48-91-92; 13) установить сотовую вставку в полость агрегата с учетом направления выкладки сот; 14) отформовать по контуру вырезанной обшивки вкладыш (крышку) с припуском по контуру 1015мм для крепления, крышка изготавливается из материала аналогичного обшивке, при формовании крышки применяется металлическая цулага и термоодеяло для создания давления и температуры при полимеризации связующих горячего отверждения; 15) далее при необ-ходимосьт производится образование скосов на обшивке и крышке путем послойного съема слоев; 16) затем производится крепление крышки к обшивке, при этом соединение обшивки и крышки с нижней окантовкой-подкреплением производится вытяжными заклепками впотай или болтами; 17) произвести нанесение ЛКП, 18) произвести проверку качество ремонта.
Выводы
Исходя из таких технологических недостатков традиционных «полевых» ремонтных материалов со связующим, типа ЭДТ-69Н, как низкие механические свойства, а также таких экономических недостатков традиционных «заводских» ремонтных материалов, как длительность и дороговизна демонтажа поврежденного агрегата, его транспортировки на завод и ремонта автоклавным способом, видится целесообразным рекомендовать новую технологию ремонта больших площадных повреждений термокомпрессионным способом для проведения ремонта в полевых условиях, возможно, даже без демонтажа агрегата.
Литература
1. Крысин В.Н., Крысин М.В. Технологические процессы формования, намотки и склеивания конструкций.-М.:Машиностроение,1989.-240с.,ил.
2. Серенсен С.В., Зайцев Г.П. Несущая способность тонкостенных конструкций из армированных пластиков с дефектами.-Киев: Наук. Думка,1982.-296с.
3. ICAS proceedinqs.17th conqress of the international council of the aeronautical sciences. 1990.
X X
о
го А с.
X
го m
о
м о м о
о es о es
4. Кива Д.С., Двейрин А.З., Василевский Е.Т. Петро-польский В.С. Методы ремонта агрегатов планера самолетов из КМ с трубчатым заполнителем.-К.- технологические системы, №2(63)/2013.-с.57-64.
5. Карпусенко Б.Ф. Ремонт конструкций из КМ.-К.:-В сб.:Техника, экономика, информация. Сер."Техника и технология", Вып.2. 1985. с.28-33.
6. Астанин В.В., Глова О.В., Шевчук О.А. Эксплуатационные повреждения элементов конструкций летательных аппаратов из композиционных материалов и методы их ремонта.-К.-Технологические системы, №4, 2011.-с.46-52.
7. Композиционные материалы: Справочник / В.В.Васильев, В.Д.Протасов, В.В.Болотин и др.; Под общ. ред. В.В.Васильева, Ю.М.Тарнопольского. М.: Машиностроение, 1990. 512с.
8. Резниченко В.И., Хомич В.И. Применение композиционных материалов в энергетике, электротехнике, электронике.-М.: Российский Дом 3наний,1992.-238 с.,ил.
9. Буланов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов: Учеб. Для вузов. М.: Изд-во МГТУ им, Н.Э. Баумана, 1998. 516 с., ил.
10. P. D. Shockey and others, Structural Airframe Application of Advanced Composite Materials, General Dynamics, IIT Research Institute, Texaco Experiment, AFML-TR-69-01, IV, AF 33(615)-5257, October 1969
11. K. H. Boller, A Method to Measure Intralaminar Shear Properties of Composite Laminates, Forest Products Laboratory, AFML-TR-69-311, March 1970.
12. Masters, J. E.; and Portanova, M. A.: Standard Test Methods for Textile Composites, NASA Langley Research Center, NASA CR-4751, 1996.
13. Baker, A., Dutton, S., and Kelly, D. (Editors), "Composite Materials for Aircraft Structures," Second Edition, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Reston, VA, 2004.
14. Hashin, Z., Rosen, B., Humphreys, E., Newton, C., and Chatterjee, S., "Fiber Composite Analysis and Design: Composite Materials and Laminates, Volume 1," Materials Sciences Corporation, Fort Washington, PA, DOT/FAA/AR-95/29, 1997.
15. Bardis, J. and Kedward, K., "Effects of Surface Preparation on the Long-Term Durability of Adhesively Bonded Composite Joints," University of California Santa Barbara, Santa Barbara, CA, DOT/FAA/AR-03/53, 2004.
16. FAA Advisory Circular 20-107B, "Composite Aircraft Structure," September 08, 2009.
References
1. Krysin V.N., Krysin M.V. Technological processes of forming,
winding and gluing structures.-M.: Mechanical engineering, 1989.-240s., Ill.
2. Serensen S.V., Zaitsev G.P. Load-bearing capacity of thin-walled
structures made of reinforced plastics with defects. Kiev: Nauk. Dumka, 1982.-296s.
3. ICAS proceedinqs.17th conqress of the international council of
the aeronautical sciences. 1990.
4. Kiva D.S., Dveyrin A.Z., Vasilevsky E.T. Petropolsky V.S. Methods for repairing airframe units of airframes made of CM with tubular filler.-K.- technological systems, No. 2 (63) / 2013.-pp. 57-64.
5. Karpusenko B.F. Repair of structures from KM-K.: - In collection:
Engineering, economics, information. Series "Engineering and Technology", Issue 2. 1985. p. 28-33.
6. Astanin V.V., Glova O.V., Shevchuk O.A. Operational damage to
structural elements of aircraft made of composite materials and methods of their repair.-K.-Technological systems, No. 4, 2011.-p.46-52.
7. Composite materials: Handbook / VV Vasiliev, VD Protasov, VV
Bolotin and others; Under total. ed. V.V. Vasiliev, Yu.M. Tarnopolsky. M .: Mechanical Engineering, 1990.512s.
8. Reznichenko V.I., Khomich V.I. The use of composite materials
in energy, electrical engineering, electronics.-M .: Russian House of Knowledge, 1992.-238 p., Ill.
9. Bulanov I.M., Vorobey V.V. Technology of rocket and aerospace
structures made of composite materials: Textbook. For universities. M .: Publishing house of Moscow State Technical University named after N.E. Bauman, 1998.516 p., Ill.
10. P. D. Shockey and others, Structural Airframe Application of Advanced Composite Materials, General Dynamics, IIT Research Institute, Texaco Experiment, AFML-TR-69-01, IV, AF 33 (615) -5257, October 1969
11. K. H. Boller, A Method to Measure Intralaminar Shear Properties of Composite Laminates, Forest Products Laboratory, AFML-TR-69-311, March 1970.
12. Masters, J. E .; and Portanova, M. A .: Standard Test Methods for Textile Composites, NASA Langley Research Center, NASA CR-4751, 1996.
13. Baker, A., Dutton, S., and Kelly, D. (Editors), "Composite Materials for Aircraft Structures," Second Edition, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Reston, VA, 2004.
14. Hashin, Z., Rosen, B., Humphreys, E., Newton, C., and Chatterjee, S., "Fiber Composite Analysis and Design: Composite Materials and Laminates, Volume 1," Materials Sciences Corporation, Fort Washington , PA, DOT / FAA / AR-95/29, 1997.
15. Bardis, J. and Kedward, K., "Effects of Surface Preparation on the Long-Term Durability of Adhesively Bonded Composite Joints," University of California Santa Barbara, Santa Barbara, CA, DOT / FAA / AR-03/53 , 2004.
16. FAA Advisory Circular 20-107B, "Composite Aircraft Structure," September 08, 2009.
О Ш
m x
<
m о x
X
Features of repair of honeycomb structures from composite materials by thermal compression molding
Reznichenko V.I.
Moscow Aviation Institute (National Research University)
Composite structures are widely used in the airframe of an aircraft, including in panels of the fuselage, wing, elevator, rudder, wing mechanization elements, slats, flaps, spollers, spoilers, landing gear flaps.
Various damages are possible during manufacture and operation. Currently, mostly minor damages up to 150mm in diameter are being repaired. The aim of this work is to develop a new technology for repairing composite structures of aircraft, including three-layer structures with large areal damage in field repair conditions.
Key words: repair, composite materials, carbon fiber reinforced plastic, honeycomb panels, thermocompression technology.
