787复合材料修理浅议

xlan1976

& U/ h( i! m5 G" C昨日上爱坛，正好看见@大地窝铺 兄一篇关于787的日志，看来就像大地兄这样搞了一辈子结构修理的老金工都对787那一身的复合材料怵头啊。。。。。。 小弟不才，恰好去年早些时候跑到新加坡去上了一个787复合材料修理检验员的课程，正好拿来跟大家分享一下，帮大地兄稍解心头之惑吧，嘻嘻
. @: K* E% W% e# b* _. `7 M话说偶与复合材料也算稍有那么一点缘分，想当年在下大四作毕设的时候，正赶上系里一位老师作轻型机，于是系里就划拉了半班的同学去帮忙，实际上人家已经把大样做好了，我们就是去给做个计算画画图，把细节确定下来。大家东分分，西分分，小弟我分到了个前整流罩和座舱盖。那位老师也不知咋地一拍脑门，要追赶世界潮流，要我用复合材料作这个前整流罩和座舱盖，当然是玻璃纤维，要是跟787一样用碳纤维的，估计那位老师就是把脑门拍肿了也划拉不来那么多经费啊。。。。。。 玩笑而已。那个时候小弟对复材根本一窍不通，大学讲得都是线弹性体，这么个跟塑料似的东西那会啊，只好愁眉苦脸的找材料系的老师指导，最后总算凑合交差，材料系的老师一脸鄙夷的说，你们这玩意儿就是个纸糊的。。。 好了，闲篇扯完，下面说正经的。
8 e  p% h! S$ r' f首先声明，本人非专业复合材料修理人员，对于复合材料结构也就是个一知半解，一塌糊涂，一瓶子不满半瓶子咣当。。。。。。 总之，如有复合材料的大拿，欢迎拍砖，我好敛回去盖房。。。。。。
9 k1 u9 p7 s; }6 v3 a. }" \3 r! u先说一下787的结构特点：

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6 ]' g+ K2 m3 P上图是787结构中复合材料比例和各部分使用的材料图示，由图可知，787不仅大量使用了复合材料，而且大部分区域使用了层压板结构（Laminate），之所以并不是我们所熟悉的玻璃纤维复合材料（GFRP）那种SANDWICH结构，是因为碳纤维复合材料（CFRP）不仅强度指标了得，就是刚度指标也不遑多让，所以不需要利用蜂窝结构来提高整体刚度。下面是787所使用的CFRP纤维与之前波音飞机使用的纤维机械性能对比：

注意这里指的是纤维，而不是最后成型的CFRP。
由于CFRP出色的机械性能，因此787上大量采用的是层压板结构（Laminate），而不必象GFRP那样，为了保证结构的刚度而采用SANDWICH形式，特别是蜂窝结构。因此，下面所讨论的，主要是CFRP层压板结构的修理，而SANDWICH结构的修理跟传统的GFRP材料是一样的。
, X# W( k3 V. h  ~/ I/ K$ R先说一下飞机结构修理的大致程序。
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* t8 m2 C5 |/ |1 J! l上图是我自己画的，用来给航线的弟兄讲787结构检查和修理课程的。波音给了一个类似的图，比这个要详细，不过看着有点不太方便，而且还有个版权问题不是，所以大家将就看我这个土产的吧。。。
总之首先要检查发现，就是要确定是否有损伤，损伤的尺寸以及位置。
这些跟传统的金属结构区别不大，这里波音特别强调了高能钝器撞击（High Energy Blunt Impact）的检查。这是因为，在此类外物撞击下，在CFRP表面可能不会有太大损伤，甚至可能没有目视可见损伤，但在背面或内部可能已经出现纤维断裂或分层等问题。所谓高能钝器撞击波音也没有给出明确的文字定义。。。。。。（坑爹啊 ）但在AMM05章，波音给出了几种典型的高能钝器撞击的情况和几种可以明显不认为是高能钝器撞击的情况。
3 n2 G# R3 e6 C" c' n5 n% H) U典型的高能钝器撞击：
" _1 r/ L0 @% ?% l  Q, j+ V(a) An airport jetway that hits the fuselage at more than normal operational speeds or angles
4 k/ X0 n+ y3 X5 d(b) Ground Support Equipment that hits the structure at more than 2 mph (3 km/h) or violently shakes the airplane
(c) Impact by a blunt, high mass object at low speed
典型的一般外物冲击：
(a) Tool drops
' @# B3 }2 T: a, H(b) Hail strikes
* R1 A) i8 k# C6 x& ?( D4 h* {7 |(c) Bird strikes
所以至少目前来看，冰雹之类的对于787来说就是毛毛雨啦，大窝兄要郁闷了。。。。。。
对于高能钝器撞击，必须使用规定的NDI方式确认撞击区域和邻近结构有无内部损伤，其它情况，基本目视检查就可以了。
; W! a! ?) T* }& _3 c波音给出了两种航线可用的NDI方法。
一个是RDC方式，就是一个便携式的超声波探测仪，当然因为便携，所以功能很简单，见下图，不需专业的NDI人员，也不需专门培训，拿着说明书就可以用了。
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另一个是金属敲击法，拿个硬币就可以搞掂，这个大窝兄肯定是高手，我就不废话了。。。。。。
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$ z, j& C1 _4 ^* z$ L其它的NDI方法嘛，根据手册要求采用，见下表，估计这个大窝兄比我懂得多，我就不班门弄斧了。。。。。。

& R7 \9 F, O9 L7 f; r) N# n其实就算是上面所列的高能钝器撞击，对787的CFRP外壳来说，也不会有太大的损伤面积。我在新加坡上课时，波音教员给我们演示，用金属锤猛烈敲击CFRP蒙皮结构表面，如果是在铝合金结构上，这一下肯定就是一个大坑了，但在787的CFRP蒙皮结构表面，造成的损伤必须在很近的距离才能目视可见，当然在背面确有一些纤维断裂，但面积很小，即便用RDC探伤，内部分层面积也不大于1cmX1cm，CFRP的机械性能就强悍如此。
确定损伤位置，这个是又一个787比较头疼的地方，因为复合材料是一次成型的，也就是说787的各机身段包括后面的绗条都是一起成型的，外露的联接件很少。。。不过好在隔框跟机身是使用螺栓连接的，所以可以通过它们找到绗条的位置，确定绗条安装边就可以确定损伤的具体位置了。见下图
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上图的损伤在两根绗条之间，而且没有影响到安装边，应该比较好处理。
5 H! q/ Y7 n- n6 F6 p7 r; K确认了损伤后，就要查SRM，确认是不是在ADL（Allowable Damage Limits）范围之内，如果在标准范围内，那就好办了，通常可以放行或是简单的用金属胶带封严一下就可以了，可以办理一个保留，也可以采取其它形式的记录，放到大级别定检中一并修复。
5 I0 F9 n: l) p" ~1 p" X2 d/ V如果超出ADL范围，就要看SRM里是否给出修理反感，如果有现成的修理方案，就得大窝兄这样的高级人士闪亮登场了，航线或定检的维修人员是做不了的。。。。。。
但787比较特殊，因为大量使用复合材料波音也是头一回，所以很多损伤SRM都没给修理方案，这个时候就需要结构工程师出马，对于超手册修理，最省事的方法是跟厂家要个维修方案找局方批一下就完了，但这个通常要花钱。。。也可以自己设计，但这种方案局方批的时候需要厂家意见，通常这个结构工程师如果不是够牛的话，很可能厂家不认可。。。。。。 （废话，挡了人家财路）当然，如果你的工程部门有DMDOR资格就简单了，直接找适航/维修委任代表（通常就是另一个结构工程师。。。 ）批一下就可以了。不过787比较特殊，估计开始的时候除了波音自己，没谁敢不通过波音自己搞个方案就批了。。。。。。
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xlan1976

有了方案就要开始修理，根据补片材料的不同，复合材料的修理分为Bonded Repair和Bolted Repair，区别就是前一个是使用和损伤处相同的复合材料作为补片，后一个是用金属补片，对于787的CFRP结构来说就是使用钛合金补片。
先说Bonded Repair：
1.打磨：
  F. S7 O, I( [; f打磨的目的是为了把损伤部分去掉并清洁，同时为下一步粘贴补片做准备。

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5 M+ f! w5 ?( J. ]如上图，打磨的要求是以损伤的范围为基本形状，把受影响的每一层按照上图的斜台阶的样式，按照规定的宽度（见图）打磨出来，最终的打磨面积要比损伤形状大很多。
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大窝兄在他的日志回复里曾提到，复材修理有可能越补越大，这里就是越补越大的第一道坎，打磨通常使用的是如图所示这样的砂轮，如果工作者手潮或是经验差一些，就有可能出现某一层打磨露出的过多或者台阶斜度不够或过大的情况，严重了就要重新打磨，这样就有可能会越磨越大。。。。。。
2.干燥（Dry the Part）：
就是利用抽真空的方式把打磨好的部分的水气抽出去，如果在复合材料结构中存有空气和水份，会导致结构性能的降低，所以一定要在修理的每一个阶段都避免水气的进入，后面还会出现很多类似的过程。
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具体作法如上图，在打磨处抽真空，然后接上热补仪，按照手册要求的温度、温升和温降设置好，加热至规定的时间就可以了。

这个就是大名鼎鼎的热补仪了，乃复材修理居家旅行杀人越货之利器 。
3.制作补片：
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: t, _. i6 \7 k* ^0 s首先要根据手册和图纸确认材料的编织方向（WARP DIRECTION）和每一层的铺层角，然后把它们如上图标记在模板上，在根据模板在预浸料（prepreg）上剪出每一层的补片。
接下来，把每一层补片从下至上按照模板的标记放到修补区域上，每放一层，都要做一次抽真空去除水气（如下图），当然每次时间不用太长，根据手册1-2分钟即可。

4.固化：
8 \( n( U3 N1 D/ ]& A补片做好了，就开始最后的固化过程，如下图：
, g' o' ]8 O6 ^
0 U+ h* |% J% X( Q% g方法跟前面讲的干燥差不多，做真空包抽真空，连接加热毯和热电偶到热补仪上。在这了特别要注意的就是热电偶的布置，如下图：

注意热电偶要摆放在不同的铺层上，分布均匀并放置在加热毯的有效区域内（见下图）。

6 z' r, ]& s) R7 L, F" g) J- K这是因为固化时对温度对应时间的变化曲线（见下图）有严格的要求。
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热电偶就是热补仪用来监控固化时的温度变化的，如果热电偶放置不当，就会导致热补仪不能正确感知固化的温度，从而触发假警告或不能及时触发警告，这些都会导致固化失败使得整个修理必须从头再来。。。
5.恢复
$ N, A. Z/ Q: _7 v/ `, }' A固化完成后，如果外部和NDI检查没有问题，对修补表面进行清洁，去除掉修理产生的毛刺，再重新喷漆就可以了。
) L: o/ q: R. a
" H4 j4 {  Y6 s) s- YDouble Vacuum Bag Debulk Repair（DVD）

这里要讲一下波音针对787大量采用层压板结构开发的一种新的修理方式。上面讲的传统的方法中，制作补片时抽真空去除水气的方法只适用于6层以下的损伤，换句话说，按照上面的作法，如果损伤超过6层，就不能保证每一层补片之间的水气被完全抽离出去。如果是超过6层的结构，按照之前的作法，必须每6层就做一次完整的固化修理，这样超过6层的结构修理起来耗时很长，而787的CFRP大部分是10层以上的。。。。。。
( L  ^' Q+ @1 {" G& b) P- t所以，波音就搞了这样一种方式，将所有的补片按顺序和铺层角摆好后，单独拿出来做一哥双层真空包抽除水气。如下图

) n  \) D: [7 o& ~上层真空包的目的是避免每一层补片之间压得太实，以保证水气能被充分的抽离出去。
这样做好的补片放回修理表面，在按照上面讲的方法进行固化就可以了。

+ `* s) }3 U8 V* {. n! Q& B6 }Bonded Repair耗时很长，主要是各种抽真空、加温、固化的时间，一个完整的Bonded Repair大约要花2-3天的时间，如果是个损伤就得用这种修理方式的话，787估计一架都卖不出去了。。。因此波音开发了一种简易的Bonded Repair方式----QCR，应用在一些小范围、轻度的损伤修理上。

" U5 e; V* U0 t+ ?1 yQCR：

这是波音鉴于787上复合材料太多，如果是点小伤就得结构修理人员出马的话，实在是疲于奔命，而且会造成大量的航班不正常或AOG的情况，因此，开发了这种快速处理方式叫做QCR（QUICK COMPOSITE REPAIR），除了简单的贴金属胶布封严外，这是唯一一种航线人员可以完成的结构修理方式。简单的说就是把损伤表面的漆层去掉，然后用波音提供的简易真空包、加热设备和胶把一块已经固化好的补片贴上去。当然，这个只是一种临时修理，有效时间一般是24个月，具体参见SRM，而且并不是什么场合都能用。。。。。。 不过这种方法很简便，经过培训，航线维修人员1个小时以内就可完成。
  u6 x9 {$ _4 {
Bolted Repair

接下来就是Bolted Repair了，说白了就是把损伤去掉装一个金属补片，主要用在损伤区域贯穿整个结构而且损伤部分外形变化比较大的地方，比方说蒙皮后面的绗条损伤，通常就是把绗条截断，在做一个Bolted Repair。对于787而言，Bolted Repair主要应用在机尾、翼尖等处的修理上。这个方法跟金属结构的差不多，大窝兄应该是行家，具体细节就不多说了。
: `' i3 j, s! B! H& }这里讲一下紧固件的选择，有关复合材料下的紧固件的标准，参见BAC5063和SRM
7 z/ ?$ s: S& f( Z* D下图是紧固件选择的基本原则。

再说一下钻头的选择，下图给出了几种常用的在CFRP上钻孔的钻头。

! N. L% S* c* o4 \2 ?4 r值得注意的是，Bolted Repair使用的是钛合金补片，在钛合金生钻孔需要低速高压，而在复合材料上钻孔需要高速低压，下面是波音给的一个在复合材料-钛合金上钻孔的建议方法：
To drill a hole in a composite to titanium assembly, follow these general steps:
- Use Boelube for all drilling operations.
- Drill a No. 30 diameter pilot hole in Titanium using a ST10-907 bit.
- Drill a No. 30 pilot in the composite using the titanium part as a guide with a ST1257 bit.
- Drill to 1/16th undersize diameter if necessary using ST1257 bit.
- When drilling, put the drill tip against the surface, slide the drill guide down the drill shaft and hold it against the surface.
$ A( ^  U) g5 X# O/ ?- Start the drill motor, when the motor is at the correct speed, feed the drill into the material. If you are drilling thick material, peck drill no more than 0.10 inch for each step. This will prevent the drill flutes from becoming full with shavings.
- Ream to full size in 2 separate steps using an ST1864P or ST1257B reamer. Alternatively, ream to full size in 1 step using an ST1864R reamer.
6 G8 w& o3 g* w5 r# U- Remove all dust and lubricant from the hole.
. @) h  H/ @/ r  L1 l3 [- Inspect the hole for size and condition
2 R# ^8 \6 M5 @* Q+ Q选定了紧固件和钻头、电钻，然后根据手册确认补片的尺寸，紧固件的排数和间距，基本上修理方案就确认下来了（见下图）。

. {" g4 Y" l3 b# B4 F接下来根据手册的要求和修理区域的形状，对补片进行成型加工和热处理，然后最后把补片按照确认的方案装上就可以了。
8 [; H& i1 C7 M
# _0 O$ G0 A. A3 L1 Y. t6 RBolted Repair看起来好像不难，实际上Bolted Repair的修理也很费时，而且对工作者的动手能力要求更高（再一次对大窝兄这样的老师傅表示由衷的敬佩 ），特别是要在损伤区域和补片上钻无数个眼。。。。。。而且在CFRP上还得特别小心，因为钻孔不慎会导致孔边缘出现分层等损伤，一旦发生这种情况，那么修理范围又要扩大，前面所有功夫又白做了。。。。。。 在同等修理面积下，Bolted Repair和Bonded Repair的工时实际上差不多。
Bolted Repair差不多就介绍这么多了，这种方法跟传统的金属结构修理方法差不多，但是波音对于这种方法并不满意，因为这种方法会增加很多的紧固件，从而增加了很多重量。我在上学的时候，我们的老师总是跟我们强调，所谓飞机设计的目的，就是为了减轻每一克的重量而奋斗，所以，对于从事航空的人来说，会增加重量的东西，都是深恶痛绝之，必欲除之而后快。。。 因此，波音一直在不懈的寻求替代Bolted Repair的方法，目前波音已经开发出了在蒙皮和绗条修理中使用Bonded Repair代替Bolted Repair的方法，虽然还处在实验阶段，不过上次波音的人来我们这里审核结构修理车间时带了几个试件过来，对比了一下，确实比Bolted Repair轻不少。

到此为止，基本上现有的787复合材料修理方法就基本介绍完了，鉴于本人水平有限，而且并非结构修理专业人员，以上内容必然是十分粗糙而且错误百出的。。。。。。欢迎各位积极讨论，勇于拍砖。。。

晨枫

xlan1976 发表于 2013-1-13 13:08
; }! C7 Q+ L" T, o1 q6 P+ i. H有了方案就要开始修理，根据补片材料的不同，复合材料的修理分为Bonded Repair和Bolted Repair，区别就是 ...

" f8 t0 @) O$ }7 l0 S修个民航机费那么多事，现在想象一下战时修全复材的战斗机吧，或者全复材的运输机、直升机。那是要出生入死、迎着危险上的，挨几个子弹洞或者弹片损伤是常事。

groovy26

787大量采用新技术 看谁愿意吃螃蟹啊…前期的经验都是高昂的成本

索伦

xlan1976 发表于 2013-1-14 03:08
有了方案就要开始修理，根据补片材料的不同，复合材料的修理分为Bonded Repair和Bolted Repair，区别就是 ...

太专业了！

PenPen

晨枫 发表于 2013-1-14 07:38
8 }% ?. f. `( v" O修个民航机费那么多事，现在想象一下战时修全复材的战斗机吧，或者全复材的运输机、直升机。那是要出生入 ...

4 S9 X' t% e8 p: T( t外面再罩一层防弹材料，凯夫拉一类的东东？

要是没有快速维修办法，这些全复材的飞机就杯具了。在机场外围用狙击枪直接打，然后就看着一帮子人围着修半天

晨枫

PenPen 发表于 2013-1-13 21:48
3 t3 `4 w! f/ R! w3 b6 e外面再罩一层防弹材料，凯夫拉一类的东东？
) s+ G7 o0 Z8 Z+ Y1 a6 s
' z0 H) L, a2 n2 p0 o0 R7 m要是没有快速维修办法，这些全复材的飞机就杯具了。在机场外 ...

3 n8 O4 }" S2 _# `6 R2 D" g别笑，这是一个大问题。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-1-14 07:38
修个民航机费那么多事，现在想象一下战时修全复材的战斗机吧，或者全复材的运输机、直升机。那是要出生入 ...

& J) \( l( m$ T. S6 F9 W对于军用飞机而言，肯定会有类似于波音的QCR那种快速修理方式的。
另外就是民用飞机特别是商业载客飞机，也就是我们说的121部运营飞机适航要求非常严格，对于军用飞机不需要受适航的限制。
其实碳纤维材料很结实，绝大部分损伤如果不考虑经济性、安全性、可靠性等等一大堆问题，只是为了让它飞起来的话，那么贴个金属胶带密封一下就没问题了。

xlan1976

groovy26 发表于 2013-1-14 09:11
787大量采用新技术 看谁愿意吃螃蟹啊…前期的经验都是高昂的成本

就是这个问题啊，所以我希望787来的越晚越好。
不过因为碳纤维很结实，所以结构这块儿使用上目前还没出啥大问题，波音公布的787头一年的可靠性报告，因为结构问题造成的AOG好像只有两起（印象中，记不清了），在所有AOG事件中算比较靠后的，主要问题出在空调、飞控和它那个中央处理系统CCS上。

晨枫

xlan1976 发表于 2013-1-13 23:06
对于军用飞机而言，肯定会有类似于波音的QCR那种快速修理方式的。
另外就是民用飞机特别是商业载客飞机， ...

8 [4 D% w& h" `8 g- \8 G* T战斗机的机体可是要承受9g的，光能飞起来是不够的。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-1-14 13:29
' w9 m* J  T. s" k战斗机的机体可是要承受9g的，光能飞起来是不够的。

- z& ^! q2 C# X5 Z. Y这个倒问题不大，因为对于所有飞机而言，机体的最大承受过载能力是一个设计指标，是有裕度的，而且军机通常的裕度比民机要大。。。，现代飞机都是损伤容限设计的，只要不是对结构传力路线的彻底破坏，飞机的设计指标是可以保证的。
; l- e; E- _9 j& n2 O, S7 M* g民航飞机之所以搞那么麻烦，很多地方是受到适航要求的限制，也就是说为了确保安全，对过程控制的很严，如果只是为了目的的话，这个东西是可以大大简化的，所以才会有QCR这种东西的出现，我估计军机这方面的玩意儿更多。
5 |* P  U9 ?% i5 z) h) i1 _. S7 W再有就是飞机设计实际上是一种可靠性设计，也就是基于可预见的和可能遇到的最危险情况，碳纤维结构比铝合金结构结实很多，所以无论对军机还是民机，出现严重损伤的几率就小很多，所以虽然修起来确实麻烦，但总体看对于飞机使用率/出勤率的影响没有那么大。
所以玻璃纤维复合材料出现那么多年也没成为主流，是碳纤维材料使得复合材料可能成为飞机结构构成的主要部分。不过大家并没有在一棵树上吊死，现在也有很多厂商在研究新型的金属材料与复合材料竞争，不过能够像碳纤维材料这样既保证高的机械性能又可以如此之轻同时还能在经济性上可以接受的好像还没有。。。

誉行

战斗机结构受损的概率是远大于民航机的，毕竟工作要求完全不同。
1 |5 e/ l  L! ]' D" ~; y
  i1 I3 Z) h2 R我现在越来越觉得退订787是个好主意了，你这检测和修理的方法妥妥的坑死航线，本来时间就紧张，你这还搞的这么复杂，关键是目视不可查这点，坑死放行人员啊。合理点的就是把复合材料损伤检查做成短周期时控项目，勤检勤查，不过估计定检的兄弟又要叫唤了。

你这修理方案的描述不错的，收了收了，可以作为结构修理的补充内容给学员们讲讲。

xlan1976

誉行 发表于 2013-1-14 19:25
战斗机结构受损的概率是远大于民航机的，毕竟工作要求完全不同。
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1 x0 d: h9 j# C+ |: R, Q我现在越来越觉得退订787是个好主意了， ...

  m2 t4 u& u) v4 u如果不是高能钝器撞击的话呢，目视就可以了。
RDC和QCR的使用方法其实不算太难，关键是熟练，不过刚开始用的时候，是有可能造成延误的。。。
787靠的是那个碳纤维硬壳够结实，需要修的时候少，但修起来肯定比铝合金结构麻烦。目前波音发的可靠性报告里，结构造成的AOG数量还不算多，主要是空调、飞控和CCS（中央处理系统）

誉行

xlan1976 发表于 2013-1-14 19:45
如果不是高能钝器撞击的话呢，目视就可以了。
4 n4 T  O% B2 x6 G# ~/ j" _* `RDC和QCR的使用方法其实不算太难，关键是熟练，不过刚开始 ...

关键不在这里，你要考虑的是目前787还是比较新的飞机，但是十年后当这批飞机到了一定年龄后带来的结构修理难题就会越来越多了。
当然，对很多人来说这个结构检测属于探伤人员的事情，外壳够硬的话一线维护人员瞅瞅放过的可能性更高一点。

xlan1976

誉行 发表于 2013-1-14 20:42
关键不在这里，你要考虑的是目前787还是比较新的飞机，但是十年后当这批飞机到了一定年龄后带来的结构修 ...

老龄飞机这个确实是个问题，目前来说，对于这样大面积的复合材料结构使用经验不多，将来肯定是个问题。
% S2 U2 e# B2 o  i当然，复合材料在耐腐蚀、抗疲劳和温度敏感性上比金属材料要好，这个是复合材料飞机在抵抗结构老龄化的优势，但在其它方面比如抗辐射损伤上相对金属结构又是有劣势的，主要还是复合材料应用少，有不少问题可能还没有发现。。。，所以波音现在也是如履薄冰啊，不过毕竟时间还长，不断总结经验吧，但在开始肯定比较痛苦。

誉行

我们的一个结论是，在已经受损的情况下，复合材料的耐用性存在问题。

+ h1 _" V# @% h0 W* R/ w简单的说就是缺少轻伤不下火线的能力，复合材料不容易受伤，但是受伤了就得撤下，基本就是这个感觉。

不过对大多数维护人员来说这些都不是问题，坏了就修呗，但是对航空公司来说这个成本就要考虑了。

3 c: g# ?) h& a: Q( w& k6 C' O, O反正我们的观点是安全第一，成本什么的让领导去操心吧。

xlan1976

誉行 发表于 2013-1-15 08:37
6 X- J3 B( |  f0 b我们的一个结论是，在已经受损的情况下，复合材料的耐用性存在问题。

简单的说就是缺少轻伤不下火线的能力 ...

% z2 A( N- X" `+ p这个嘛，GFRP确实存在这样的问题，所以GFRP普遍采用蜂窝结构以增强整体结构刚度和容限。CFRP这方面比GFRP要强，但强到啥程度我也没经验，不过嘛，现在飞机都是损伤容限设计，波音在设计阶段就必须考虑这个问题，当然它考虑的合不合适又是一个问题。。。
) u# _0 M" A4 ^* I8 C/ u: \从全寿命使用成本的角度考虑，虽然复合材料单次的修理成本高，但修理的频次会减少，所以整体成本应该可以接受，但需要时间的检验。

誉行

xlan1976 发表于 2013-1-15 11:21
这个嘛，GFRP确实存在这样的问题，所以GFRP普遍采用蜂窝结构以增强整体结构刚度和容限。CFRP这方面比GFRP ...

  P5 G( S) P3 |" l, `8 y! F; X" p在国内，至少在有效的资料确定之前，最合理的方式就是做成短周期检查项目，靠勤检勤查来避免可能的隐患。

( o& f2 L! m; u0 G当然，苦命的一线工作就又要增加了，反正人工也不贵么。

xlan1976

誉行 发表于 2013-1-15 12:54
在国内，至少在有效的资料确定之前，最合理的方式就是做成短周期检查项目，靠勤检勤查来避免可能的隐患。 ...

这个嘛，现在都讲究RCM了，凡是不能有效维持系统可靠性和预期可靠性变化的维护工作在领导眼里都是深恶痛绝的。。。至少我们这里是这样的，因为现在机务人工成本也是噌噌的。。。。当然确保安全是绝对的。
波音给出的建议是只要外部目视检查没有问题并且没有发生高能钝器撞击，就不需要额外的检查工作。另外波音在按照MSG-3制订787的MRB时已经对复合材料结构的定期检查工作和检查间隔有过考虑，这个我记得以前在波音上MSG-3的课时他们讲过，但具体内容我不太清楚，这个要看787的MP。

蓦然回首

似乎主要讨论的是承压件。我知道内饰减重大量用到一种结构发泡材料，PEI，poly-etherimide，聚醚酰亚胺。每厘米厚度每平米克重0.6公斤，刚度很好，可以替代蜂窝结构，阻燃性能非常好。