专利名称：用于防雷击铜栅格的修补方法
技术领域：
本发明一般涉及飞行器防雷击技术，更具体涉及用于复合飞行器外壳板 的铜栅格修补技术。
背景技术：
因为较之传统铝结构而言，由碳纤维复合材料带来的强度对重量比率高和刚度对重量比率高，所以碳纤维增强塑料("CFRP")，或者也称为碳纤维 复合材料作为结构构件在商用飞机中的利用正在增多。闪电击中飞行器将导致可能通常在100000安培数量级的高电流流过飞 行器框架。在电阻超过铝约2000倍的碳纤维复合结构中，碳纤维叠压层(ply) 作为阻抗非常高的导体，而叠压层之间的树脂作为高电容介电层，所以闪电 击中碳纤维复合材料导致在叠压层结构之间产生渐增的电势差，但是没有方 便可用的导电路径来排泄电流。因此，该电流容易集中在外壳板和飞行器子 结构之间的紧固件处，原因在于为了追求强度，紧固件通常由高传导性的合 金制成。如果闪电能量不能以足够快的速率耗散，则可能发生电弧和危险的 电火花。这是一个严重的问题，尤其是在所述子结构为燃料箱壁且电弧将高度危 险的喷射电火花、熔融材料和热气带入燃料箱的时候。一种减小非金属结构遭雷击影响的方案是通过火焰喷镀或电镀向外壳 板外表面施加导电层诸如铝。火焰喷镀或电镀的问题在于，它们是用来向已 经组装好的结构施加传导层的二次操作。此外，利用这些过程难于实现令人 满意的电气结合。保护性传导层还增加了重量，而不会对组装结构的强度有 所贡献，且易于受到环境破坏，并且难于维护。生产和维护这种布置因此相 当昂贵。另一种减小非金属表面遭雷击影响的已知方案是向外壳板外表面安装 导电编织屏或箔。但是，如果非金属结构是碳，则使用编织屏或箔要求使用 额外的玻璃纤维叠压层来将所述碳层从金属绝缘，以防止腐蚀，这样也增大了非结构重量。还有另一种方案是采用各种紧固件的特别设计，例如美国专利No.4,891,732所披露的方案。该专利中披露的紧固件采用斜面头部，用于沉入外 壳板表面，与其密切接触，并采用螺母来将所述紧固件固紧就位，所述螺母 设计成向子结构安全地传输电流，以使不发生电弧。同样，解决电弧问题的 该方案造价昂贵，因为需要特别的紧固件设计。还有另一种已知方法用来保护燃料系统免受雷击，在授予Pridham等的 美国专利No. 5,845,872中披露，该专利通过引用而包含在本发明中，该专利 披露了一种将外复合材料飞行器外壳紧固到内部子结构的方法，包括步骤 将导电层包含到外复合外壳外表面中，或施加于其上；将螺栓穿过所述导电 层和外复合外壳并穿过所述内部结构；借助直接或间接啮合所述内部结构内 表面的螺母固紧所述螺栓；和在所述螺栓头部施加绝缘材料。虽然Pridham 的公开有效保护了燃料系统免受雷击，但是所提出的系统不能满足雷击或其 他机械损坏以后修补铜栅格系统的需要。必须重新建立导电层的电气连续 性，以提供正常的雷击防护。因此存在对廉价而结实的技术的需求，用来利用铜箔沿着防雷击紧固件 列修#卜被雷击或其他机械方式损坏的外复合飞行器外壳，从而维持防雷击系 统的完整性并协助将闪电电流从燃料箱子结构转移走。发明内容本发明提供了 一种重建以前被机械损坏或雷击损坏的导电层的电气连 续性的方法，所述导电层优选为铜箔栅格，包括耦接到紧固件并在其周围对 中的铜箔带，所述紧固件位于复合飞行器机翼上的紧固件行中。本发明采用 铜补丁和特定的粘结剂来替换导电层的损坏部段。在一种优选实施例中，这样进行修补首先去除任何表面(涂料、底漆、 玻璃纤维层)以及导电层的一部分，以建立通往底层复合外壳的开口。也要 去除损坏区域中的任何紧固件。然后将包括非支撑(unsurported)膜粘结剂 和铜箔带的铜补丁结合并固结到所述开口中的复合外壳上。然后将一叠压层 的树脂浸渍玻璃纤维湿覆(wet-lay)到所述铜补丁表面上并固结。穿过固结 的玻璃纤维叠压层以及铜补丁钻孔，然后重新安装紧固件。这样允许紧固件 重新耦接到底层复合外壳和铜箔。然后重新将底漆(primer)和涂料涂刷到玻璃纤维上并固结，从而完成修补。在另一种优选实施例中，这样进行修补首先去除任何表面(涂料、底 漆、玻璃纤维层)以及导电层的一部分，以建立通往底层复合外壳的开口。 也要去除损坏区域中的任何紧固件。然后将包括非支撑膜粘结剂和铜箔带的 铜补丁置于所述开口中，以使粘结剂包含在所述铜箔带和底层复合外壳之 间。然后将一叠压层的玻璃纤维预浸渍材料施加到铜补丁上。然后优选将所述预浸渍体和膜粘结剂在单个步骤中、在热量和压力下同时固结，当然可替代的是，它们也可以在施加后分别固结。穿过玻璃纤维层和铜补丁钻孔，重新安装紧固件。这样允许紧固件重新耦接到底层复合外壳以及铜外壳。然后重新将底漆和涂料施加到玻璃纤维预浸渍体并固结，从而完成修补。上述优选实施例的技术相对简单并且能用来快速低成本地修补正在服役的商用飞行器。这种修补协助维持防雷击系统的完整性，通过沿着机翼表面提供低电阻路径而协助将闪电电流从燃料箱子结构转移走。因为铜箔形成的并联路径电阻降低，通过允许电流分布到相邻的紧固件，这种修补还保持了减小目标紧固件上的电流密度。这种修补允许商用飞行器快速并以最少的时间和花费重新投入服务。如果根据附图和附带的权利要求书来审视，本发明的其他特征、益处和优势将从本发明的以下说明中变得明显。
图l是商用飞机原始复合机翼结构的透视图；图2是沿着线2-2切开的图l所示一部分的截面图；图3是根据本发明优选实施例的一般原理，用于修补图1所示机翼结构 损坏部分的方法的截面图；图4是根据本发明一种优选实施例，用于修补图1所示机翼结构的逻辑 流程图；图5是根据图4所示逻辑流程图修补后的图1所示机翼结构的截面图； 图6是根据本发明另一种优选实施例，用于修补图1所示机翼结构的逻 辑流程图；图7是根据图6所示逻辑流程图修补后的图1所示机翼结构的截面图。
具体实施方式
现在参照图1和2,商用飞机机翼结构IO—部分的截面透视图示出了多 个紧固件12将飞行器结构的外壳板(skinpanel) 14固紧到包括燃料箱壁面 的内部子结构16或翼梁16。外壳板14和翼梁16由本领域传统方法形成的轻质高强度高刚性碳纤维 复合材料制成。例如，在一种优选形式中，外壳板14由34层飞行器品质的 机器层叠结构碳纤维/环氧带形成，所述碳纤维/环氧带铺设成50/40/10取向 且总体厚度约为0.2516英寸，而翼梁16包括44层手工层叠的飞行器品质的 碳纤维/环氧带形成，所述碳纤维/环氧带铺设成25/50/25叠层且总体重量约 为0.3256英寸。外壳板14和翼梁16在安装前要在工具侧和包侧刷底漆 (prime )。紧固件12由金属诸如钛制成，包括螺栓18,所述螺栓优选为带有预加 载剪切力的Hi-Lok螺栓(或者，例如Lockbolt、 Eddiebolt或Sleeved Lockbolt )， 具有斜面头部20，该头部沉入外壳板14上相应塑形的开口 22中；和杆部 24 (直径0.25英寸的棵钛，带有100度剪切头部)，该杆部穿过外壳板14 和翼梁16，由啮合翼梁16的金属螺母26固紧。安装到翼梁16和外壳板14 之前，将密封剂(未示出)引入杆部24。垫片28,优选绝缘垫片，厚度约 2mil，作为填料插置在外壳板14和翼梁16之间，填补外壳板14的厚度差。 垫片28利用密配合(fay )密封剂30密封到板14和翼梁16。紧固件12还将弹性导电层和玻璃纤维叠压层34分别固紧到外壳板14,: 所迷导电层优选多条带33形式的铜箔栅格32。因此可以认为栅格32成为外 壳14整体的一部分。飞行器机翼结构10在外壳板14外表面上涂覆有一层 或多层底漆(primer)涂层(这里示出为单层底漆36)，覆盖玻璃纤维叠压 层34和紧固件12的头部20,所述紧固件的头部与栅格32外表面平齐。然 后将一层或多层涂料42施加到底漆36整个外表面上。铜箔栅格32的每条带子33为0.0027英寸厚、2ounce/ft2的铜箔，诸如 IPC-4562/Cu-E-2-2-D陽S-2铜箔，由Arizona, Chandler的Gould Electronics, Inc.制造。每一条带子33分别沿着各自的紧固件线35对中，并且对于单个 紧固件12来说，宽度约为3.6英寸。虽然图中未示出，但是带子33可以根 据它们沿着翼梁16和外壳板14的各自相对位置而重叠。铜箔栅格32具有 足够的电导率来满足或超过IPC-4562等级规范，从而确保了安全的传导路径，在使用中沿着紧固件线35将由雷击产生的大部分电流从各个紧固件12 转移走。玻璃纤维叠压层34优选为环氧预浸渍材料，由Style 120 E-glass和250 华氏度固结的热固性环氧树脂形成。可替代的是，可以釆用处于250华氏度 固结的热固性环氧树脂中的类似玻璃织物(E-glass, Style 108)的湿铺设层。底漆36包括航空工业领域中普通技术人员熟知的传统热固性环氧基燃 料箱底漆。底漆36涂刷一层或多层，形成的干膜厚度介于约0.5和0.9mil 之间。在涂刷上层涂料层42之前，将底漆36风干约4小时。涂料层42优选由传统航空等级的聚氨酯资釉形成，这也是航空工业领 域普通技术人员所熟知的。这种聚氨酯瓷釉优选以单层约2士0.1mil的干厚度 涂刷在以前已经干燥的底漆36上。在涂刷涂料42之前，如果从涂刷底漆36 开始算，已经超过48小时，则需要用溶剂诸如异丙醇擦拭底漆表面36以重 新激活该表面。涂料42风干4小时至7天，以确保完全固结。但是，雷击发生后，或因为某些机械事故，铜箔栅格32的一条或多条 带子33和/或一个或多个紧固件12可能被损坏，从而不能建立安全传导路径 来将电流从紧固件12转移走，和沿着机翼结构IO表面将电流从底层燃料箱 子结构转移走。这种损坏区域50,如图3所示，在飞行器后续使用之前必须 进行修补。本发明提出了两种修补损坏区域50的优选方法。每种方法去除 或者修补了铜箔栅格32任何铜箔带33的损坏区域50并在该位置引入了铜 补丁53,这些方法分别在图4和图6中以逻辑流程图来说明。利用图4和6 中的逻辑流程图形成的修补后的结构因此分别在图5和7中示出。现在参照图4，在本发明一种优选方法中，从步骤100开始，首先用150 磨料或精细研磨料从机翼结构10上去除损坏区域50的涂料42和底漆36， 最少径向增加两英寸，保证全部涂料42和底漆36全部去除，但不影响底层 玻璃纤维层34。接着，在步骤110中，以砂磨过程去除复合叠压玻璃纤维层34。在该过 程中，首先沿着砂磨区域轮廓施加低温或高温压力带。接这，利用各种砂纸 和金刚石或碳化物切削轮的磨料进行手工或机械砂磨。根据缺陷结构和位 置，以圆形、长椭圆型或半圆形图案进行砂磨。然后以240磨料或精细砂纸 面层(finish)砂磨。然后暴露出剩余玻璃纤维叠压层34并用溶剂清洗。然 后将砂磨区域擦千。接着，在步骤120中，仔细去除带子33上任何损坏的铜，而不要损坏 底层碳纤维外壳14。图3中为了简化，示出了一条损坏的带子33。各损坏 的带子33的未损坏铜箔33B留在其位于碳纤维外壳14顶部的修补区域54 周围位置。在步骤130中，去除损坏区域50中间区域的紧固件12,让紧固件孔13 保持开放。雷击或机械事故可能损坏紧固件12或者可能不损坏它。然后用 1/4英寸聚四氟乙烯塞子塞住紧固件孔13。磨碎(milled)的玻璃和150华 氏度固结的热固性环氧树脂《1入到该塞子周围，以填充紧固件孔130周围的 沉孔。在紧固件孔13附近进行足够温度的局部加热，以固结环氧树脂。接着，在步骤140中， 一段原始铜箔52切割成配合修补区域54,带有 重叠部56，该重叠部盖在修补区域54周围的底层剩余铜箔带33B周边58 上。通常，该重叠部56介于半英寸和一英寸之间。铜箔段52和原始铜带33 用相同材料(优选GoudlPC陽4562/Cu-E-2陽2陽D-S-2(0.0027英寸厚,2盎司)) 形成，厚度相同。用异丙醇清洗铜箔段52,不砂磨或研磨，将铜箔段52准 备好用于后续结合到环氧膜粘结剂60。在步骤150中，环氧膜粘结剂60切割成与铜箔段52尺寸相同，并耦接 到铜箔52下侧，形成铜补丁53。环氧膜粘结剂60是非支撑(unsupported) 粘结材料，即不使用载体材料。优选环氧膜粘结剂60约0.005英寸厚，且标 称重量约为每平方英尺0.030磅。 一种优选的非支撑改性环氧膜粘结剂60 是FM300-2U, —种可以乂人New Jeresey, WestPatterson的Cytec Engineered Materials购买到的250华氏度固结的热固性环氧粘结剂。在替代实施例中，可以使用350华氏度固结的热固性环氧粘结剂膜60。 一种这种350华氏度固结的热固性环氧粘结剂膜60是AF555 Grade "U,可 以乂人Minnesota, St， Paul的Minnesota Mining & Manufacturing ( 3M)购买到。在步骤160中，将铜补丁 53引入到修补区域54,使得膜粘结剂60覆盖 底层外壳14并与剩余铜带33B外周边38重叠一部分，而且使得铜箔段52 覆盖膜粘结剂60的整个部分。通常，这样进行首先将膜粘结剂60引入到 外壳14上，重叠剩余带子33B,然后将铜箔段52引入到膜粘结剂60上。 可替代的是，首先将膜粘结剂60结合到铜箔段52来形成补丁 53,然后接着 将该补丁作为单个单元引入到外壳14上，使粘结剂一侧60接触外壳l4。在步骤170中，并且如图5最佳示出，通过将膜粘结剂60的环氧成分固结到铜箔段52上、铜带33B外周边58上以及底层外壳14上，使铜箔段 52在重叠部56结合到修补区域54上剩余的底层铜带33B上。对于250华 氏度固结的热固性环氧粘结剂，利用真空包技术和热毯，采用约250士10华 氏度，持续约90分钟。最优选采用真空包，并维持在约25in-Hg的负压下， 同时包侧温度以5华氏度的增量渐增，直到热毯温度达到约255华氏度。热 毯温度维持在255华氏度，持续约卯分钟，以确保完全固结。然后，在取 下真空包之前，热毯温度緩慢降至140华氏度。取下真空包之后取下热毯。 为了确保适当的温度控制，在固结步骤之前，将热电偶(未示出)优选贴靠 外壳14定位在翼梁16旁边，并位于翼梁16的外壳一侧。对于350华氏度固结的热固性环氧粘结剂，利用真空包技术和热毯，采 用约350±10华氏度，持续约90分钟。最优选采用真空包，并维持在约25in-Hg 的负压下，同时包侧温度以5华氏度的增量渐增，直到热毯温度达到约355 华氏度。然后热毯温度维持在355华氏度，持续约90分钟，以确保完全固 结。然后，在取下真空包之前，热毯温度緩慢降至140华氏度。在取下真空 包之后取下热趙。为了确保适当的温度控制，在固结步骤之前，将热电偶(未 示出)优选贴靠外壳14定位在翼梁16旁边，并位于翼梁16的外壳一侧。接着，在步骤180中， 一层树脂浸渍的玻璃纤维织物62湿覆(wet-layed) 在固结的铜补丁 53上，在补丁 53外周边上形成0.5英寸重叠部。为了形成树脂浸渍的玻璃纤维织物62,或者称为叠压层62，在每一个 方向都比浸渍过的玻璃纤维织物部件大至少4英寸的固体分型膜首先置于平 坦表面上。接着， 一层150华氏度固结的热固性环氧树脂施加到该分型膜上。 接着， 一层E-glass玻璃纤维织物施加到该环氧树脂层上。然后另一层环氧 树脂施加到该玻璃纤维织物上。优选的树脂对玻璃纤维织物比率介于约1和 1.5盎司树脂每盎司织物之间。第二层分型膜施加到第二层树脂层上。最后， 使用辊子、压板或类似设备将树脂层的树脂均匀浸渍在玻璃纤维中。最优选 将真空包置于该组件上，促使浸渍。接着，叠压层62湿覆到铜补丁 53上。为了实现该目的，从叠压层62 一侧去除分型膜，将暴露侧铺到铜箔段52上。然后从相对于补丁 53的表面 去除叠压层62的第二片分型膜。然后将层62用真空包包裹，以确保额外的 环氧树脂完全渗入玻璃织物中。最后，将热毯耦接到叠压层62，以约200士10华氏度的热毯温度在真空下固结玻璃纤维织物62层的环氧成分，持续约220分钟。然后取下热趁。， 接着，在步骤190中，穿过固结的玻璃纤维层62、铜补丁53、外壳14并穿入底层垫片28和翼梁16钻新紧固件孔64。检查新紧固件孔64以确认位置和确定形状和尺寸。在步骤200中，新的原始紧固件12借助传统技术穿过紧固件孔64湿安装(wet-installed),所述技术包括在杆部24的非螺紋区域施加全紧密结合表面密封剂。在密封剂的工作寿命内拧转紧固件12。安装紧固件12,确认适当的夹持长度、头部平齐度、扭矩值，而且密封剂挤出后，去除过多的密封剂。最后，在步骤210中，以类似上述形成原始涂料和底漆表面的方法，将 底漆32和涂料42层重新涂刷到玻璃纤维叠压层62和紧固件12上。在图5 中示出了获得的修补件。现在参照图6的逻辑流程图，并如图7进一步示出，在本发明另一种优 选方法中，以类似上述步骤100-160的相同材料和完全相同的方式执行步骤 300-360。接着，在步骤370中， 一层玻璃纤维预浸渍体80施加到已经涂覆的铜 补丁 53上。玻璃纤维预浸渍体80包括以250华氏度或350华氏度固结的热 固性环氧树脂预浸渍的E-glass织物。玻璃纤维预浸渍体80切割成配合修补 后的区域54，带有超过该区域周边的0.5英寸重叠部。在步骤380中，如果非支撑膜粘结剂和预浸渍体80的环氧成分固结温 度相同，则玻璃纤维预浸渍体80中的环氧成分以及补丁 53的环氧膜粘结剂 60利用真空包技术和热毯同时固结。对于250华氏度固结来说，利用真空包 技术和热毯，采用约255士10华氏度的温度，持续约2小时。对于350华氏 度固结来说，利用真空包技术 和热毯，采用约355士10华氏度的温度，持续 约2小时。然后取下热毯和真空件，则预浸渍体80和粘结剂60的固结层冷 却。可替代的是，如步骤365和375所示，如果非支撑膜粘结剂60的固结 温度不同于预浸渍体80中环氧成分的固结温度，则采用不同的方法。首先，如步骤365所示，如上述方法的步骤170中所述，将非支撑膜粘 结剂60固结，从而将铜箔段52结合到外壳14。接着，在步骤375中，将环氧预浸渍体80铺在铜箔段52上，单独固结。对于250华氏度固结的热固性环氧粘结剂来说，利用真空包技术和热趁，采 用约255±10华氏度的温度，持续约2小时。对于350华氏度固结的热固性 环氧粘结剂来说，利用真空包技术和热毯，采用约355±10华氏度的温度， 持续约2小时。然后预浸渍体80和粘结剂60的固结层冷却。接着，从步骤375或者380进行到步骤390中，如步骤l卯中所述，穿 过玻璃纤维预浸渍体80、铜箔段52、外壳14并穿入底层垫片18和翼梁16 钻新紧固件孔64。在步骤400中，将紧固件12重新插入，并基本上如步骤200所述进行 固紧。最后，在步骤410中，利用步骤210中所述技术，将底漆36层和涂料 42层重新涂刷并固结到玻璃纤维预浸渍体80上，覆盖紧固件12。获得的修 补好的机翼结构IO在图7中最佳示出。至此，说明了本发明用来修4卜被雷击或某些其他机械因素损坏的复合机 翼结构10的两种优选方法。这种修补帮助维持防雷击系统的完整性，从而 通过沿着机翼表面提供低阻抗路径而协助将闪电电流从燃料箱子结构转移 走。因铜箔形成的并联路径阻抗较低，通过允许电流分布到相邻的紧固件中， 这种修补还保持了降低目标紧固件上的电流密度。优选实施例的方法相对简单且成本节约，在于采用了标准的复合修补材 料，并且容易在相对短的时间内进行。这样就限制了修补商用飞行器的间歇 时间，从而允许飞行器花费更多的时间来运输旅客和货物。虽然已经针对优选实施例说明了本发明，但是应该理解，本发明当然不 限制于所述内容，因为特别是在前述教导下，本领域技术人员可以进行各种 改动。
权利要求
1.一种商用飞行器复合机翼上所包含的导电层减小阻抗的重建方法，所述导电层包括铜箔栅格和至少一个关联的紧固件，所述导电层在雷击中损坏或因其他机械事故而损坏，使得该导电层阻抗升高，所述方法包括去除所述复合机翼损坏区域上的任何表面，暴露所述导电层的损坏部段；去除所述损坏部段中的一个或多个紧固件，其中去除每一个所述一个或多个紧固件会留下各个紧固件孔；修补每个所述各个紧固件孔；去除所述损坏部段中铜箔栅格的损坏部分，以暴露所述复合机翼的底层复合外壳，其中所述铜箔栅格包括包围所述损坏部分的未损坏部分；形成铜补丁，所述铜补丁包括一段替换铜箔和非支撑膜粘结剂；将所述铜补丁引入所述底层复合外壳之上，以使所述补丁外部重叠所述铜箔栅格未损坏部分的重叠区域，并且非支撑膜粘结剂接触所述底层复合外壳以及所述重叠区域；将树脂浸渍的玻璃纤维材料层耦接到所述铜补丁上；固结所述非支撑膜粘结剂材料；固结所述树脂浸渍的玻璃纤维材料；穿过所述固结的树脂浸渍的玻璃纤维材料、所述铜补丁、所述底层复合外壳、垫片以及复合翼梁耦接一个或多个未损坏紧固件；在所述固结的树脂浸渍的玻璃纤维材料和所述一个或多个未损坏紧固件上施加底漆层；使所述底漆层干燥；在所述底漆层上施加涂料层；和使所述涂料层干燥。
2. 如权利要求1所述的方法，其特征在于，在固结所述树脂浸渍的玻 璃纤维材料之前固结所述非支撑膜粘结剂。
3. 如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述非支撑膜粘结剂与所 述树脂浸渍的玻璃纤维材料同时固结。
4. 如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述非支撑膜粘结剂材料包括非支撑热固性改性环氧树脂膜粘结剂材料。
5. 如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述非支撑热固性环氧膜粘结剂材料包括250华氏度固结的热固性改性环氧膜粘结剂材料。
6. 如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述非支撑热固性环氧膜 粘结剂材料包括3 50华氏度固结的热固性改性环氧膜粘结剂材料。
7. 如权利要求2所述的方法，其特征在于，将所述树脂浸渍的玻璃纤 维材料耦接到所述铜补丁上，包括形成树脂浸渍的玻璃纤维织物；和将所述树脂浸渍的织物湿覆在所述铜补丁上。
8. 如权利要求7所述的方法，其特征在于，形成所述树脂浸渍的玻璃 纤维织物，包括将第一层固体分型膜置于相对平坦的表面上；将第 一量的150华氏度固结的热固性改性环氧树脂引入所述第 一层上； 将一层E-glass织物引入到所述第一量上；将第二量的150华氏度固结的热固性改性环氧树脂引入到所述层上，所 述第二量在重量方面大致等于所述第一量；将第二层固体分型膜耦接到所述第二量上；和 以所述第一量和所述第二量的树脂均匀浸渍所述一层E-glass织物。
9. 如权利要求7所述的方法，其特征在于，将所述树脂浸渍的玻璃纤 维织物湿覆在所述铜补丁上，包括从所述单个叠压层去除所述第一层固体分型膜；将所述树脂浸渍的织物耦接到所述铜补丁的所述铜箔段上，以使所述第 二层固体分型膜不与所述铜箔段接触；和从所述树脂浸渍的织物去除所述第二层固体分型膜。
10. 如权利要求9所述的方法，其特征在于，固结所述树脂浸渍的玻璃 纤维织物，包括将热毯耦接到所述树脂浸渍的玻璃纤维织物；升高所述热毯的温度到约200华氏度，持续约220分钟，以固结所述150 度固结的热固性改性环氧树脂；和 去除所述热毯。
11. 如权利要求10所述的方法，其特征在于，固结所述非支撑膜粘结剂材料，包括将热毯耦接到所述非支撑膜粘结剂，其中所述非支撑膜粘结剂包括250 度固结的热固性改性环氧膜非支撑膜粘结剂； 緩慢升高所述热毯的温度到约255华氏度； 加热所述非支撑膜粘结剂，持续约90分钟；和 从所述非支撑膜粘结剂去除所述热毯。
12. 如权利要求10所述的方法，其特征在于，固结所述非支撑膜粘结 剂材料，包括将热毯耦接到所述非支撑膜粘结剂，其中所述非支撑膜粘结剂包括350 度固结的热固性改性环氧膜非支撑膜粘结剂； 緩慢升高所述热毯的温度到约355华氏度； 加热所述非支撑膜粘结剂，持续约90分钟；和 从所述非支撑膜粘结剂去除所述热毯。
13. 如权利要求6所述的方法，其特征在于，将所迷树脂浸渍的玻璃纤 维材料耦接到所述铜补丁上，包括将玻璃纤维预浸渍材料耦接到所述铜补丁 的所述替换铜箔段上。
14. 如权利要求13所述的方法，其特征在于，固结所述树脂浸渍的玻 璃纤维材料，包括将热毯耦接到所述玻璃纤维预浸渍材料，所述玻璃纤维预浸渍材料具有 250华氏度固结的热固性改性环氧成分；将所述热毯内的温度升高到约250华氏度；保持所述热毯在约250华氏度，持续约120分钟，以固结所述玻璃纤维 预浸渍材料中的所述250华氏度固结的环氧成分；和 从所述玻璃纤维预浸渍材料去除所述热毯。
15. 如权利要求13所述的方法，其特征在于，固结所述树脂浸渍的坡 璃纤维材料，包括将热毯耦接到所述玻璃纤维预浸渍材料，所述玻璃纤维预浸溃材料具有 350华氏度固结的热固性改性环氧成分；将所述热毯内的温度升高到约350华氏度；保持所述热毯在约350华氏度，持续约120分钟，以固结所述玻璃纤维 预浸渍材料中的所述350华氏度固结的环氧成分；和从所述玻璃纤维预浸渍材料去除所述热趙。
16. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，去除所述复合机翼损坏区域上的任何表面，包括用150磨料或精细砂紙去除损坏区域上的外涂料层和外底漆区域，加上 两英寸径向扩展区域，以使暴露底层复合叠压层玻璃纤维材料；沿着所迷径向周边或所述底层复合叠压层耦接高压或低压粘结带，从而 覆盖所述底层复合叠压层材料；砂磨所述底层复合叠压层材料，以使暴露铜箔栅格的底层铜箔带；去除所述高压或低压粘结带，以暴露包围所述底层铜箔带的玻璃纤维叠 压层；和用溶剂清洗所述暴露的玻璃纤维叠压层。
17. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，修补每个所述各个紧固件 孔，包括将聚四氟乙烯塞子引入每个所述各个紧固件孔；将磨碎的玻璃纤维和150华氏度固结的改性环氧树脂的混合物《i入所述 聚四氟乙烯塞子周围；和固结所述150华氏度固结的改性环氧树脂。
18. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，耦接一个或多个未损坏紧 固件，包括穿过所述固结的树脂浸渍的玻璃纤维材料、所述铜补丁、所述底层复合 外壳材料、垫片和复合翼梁钻新紧固件孔；将未损坏螺栓湿安装在所述新紧固件孔中； 将所述未损坏螺栓的杆部与金属螺母连接。
19. 一种根据权利要求2的方法修补过的复合机翼。
20. —种根据权利要求3的方法修补过的复合机翼。
全文摘要
公开了一种重建因雷击或其他机械事故损坏的复合飞行器机翼导电层的电气连续性的方法，其中铜补丁(32)替换了所包含的导电层的损坏部段(50)。这种修补这样进行首先去除任何表面(36)、紧固件(12)和损坏的导电层(33)，以暴露底层复合外壳(14)的一部分。然后将具有耦接到非支撑膜粘结剂(60)的铜箔段(52)的铜补丁引入到包含在铜箔栅格未损坏部段中的底层复合外壳开口上，并以树脂浸渍的玻璃纤维材料(34)覆盖。然后将所述膜粘结剂和所述树脂浸渍的玻璃纤维材料固结，并将紧固件重新插入所述玻璃纤维材料、铜补丁和底层复合外壳。然后重新为所述复合机翼表面施加底漆和涂料，以完成这种修补。
文档编号B64F5/00GK101258021SQ200680032748
公开日2008年9月3日 申请日期2006年8月31日 优先权日2005年9月6日
发明者丹尼尔·J·科瓦奇, 史蒂文·D·布兰查德, 帕特赖斯·K·阿克曼 申请人:波音公司