民用飞机复合材料的维修.docx
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民用飞机复合材料的维修
分类号
编号
UDC
密级
中国民航飞行学院
毕业设计（论文）
题目
民用飞机复合材料的维修
AircraftCompositeMaterialsRepairs
作者姓名
专业名称
热能与动力工程
指导教师姓名及职称
提交日期
2014年5月26日
答辩日期
2014年6月26日
答辩委员会主任
评阅人
20
14
年
5
月
26
日
民用飞机复合材料的维修
摘要
本文在对复合材料原材料和加工特性研究的基础上，了解民航飞机复合材料结构常见的缺陷类型及产生的原因。
对常用的各种无损检测方法，熟悉其工作原理并确定各种检测方法的使用范围。
而根据飞机结构上应用的复合材料的种类、形状及不同缺陷类型，研究针对各种材料的最佳修理方法并重点介绍了蜂窝夹芯结构的修理方法。
关键词：
复合材料，修理，蜂窝结构
AircraftCompositeMaterialsRepairs
Abstract:
Afterthestudyoftheprocessingcharacteristicsofcompositematerials,thetypicaldefectofcompositeandthecauseofthesedefectsincivilaircraftareallinvestigatedinthispaper.Theprincipletogetherwiththeapplicationrangeofwell-knownnondestructivetestingmethodsisalsostudied.Themostappropriatetestmethodcanhencebedeterminedaccordingtothedifferentcategoryandshape,aswellasthefailuretypeofthecomposite.
KeyWords:
compositematerials,repair,honeycombcore
第1章飞机复合材料的概述
1.1复合材料的定义
复合材料（CompositeMaterials）是由两种或两种以上不同物理和化学性质的组分材料，经人工复合而成的、各组分材料之间具有明显界面的且具有新性能的材料。
通常也认为，复合材料由增强材料的基体材料组成。
根据这个定义，稻草和泥土构成的土培，钢筋和水泥沙石构成的混凝土和帘子线与橡胶构成的轮胎以及玻璃纤维与橡胶构成的玻璃钢等都属于复合材料范畴。
先进复合材料（AdvancedComposites）是指以碳纤维、芳纶纤维、硼纤维或高性能的玻璃纤维为原材料的为增强材料构成的比强度和比模量较高的复合材料。
先进复合材料的比刚度和比强度性能相当或优于铝合金或刚强度钢[7]。
1.2复合材料的分类
复合材料的种类有很多，其常见的分类方法有以下四种：
按增强纤维类型、按基本类型、按增强材料的几何形状、按同一复合材料构件中含有增强材料种类的数量。
按增强纤维类型分类：
●碳纤维复合材料
●芳纶纤维复合材料
●硼纤维复合材料
●陶瓷纤维复合材料[9]
按基本类型分类
非金属基复合材料：
分别以树脂、陶瓷材料、碳等为基体构成的复合材料。
金属基复合材料（MMC）：
以金属为基体构成的复合材料。
按增强材料的几何形状分类:
长纤维（连续）增强复合材料：
增强纤维以与构件等长度的形式出现在构建中构成的复合材料。
短纤维增强复合材料：
增强纤维以微小颗粒的形式无规则的分散于基体材料中构成的复合材料。
按同一复合材料构件中含有增强材料种类的数量分类
单一复合材料：
同一复合材料构件中只含有一种增强材料的复合材料。
混杂复合材料（HybridComposites）：
同一复合材料构件中只含有两种或两种以上纤维混杂或不同纤维的铺层混合构成的复合材料称为混杂复合材料。
混杂复合材料须注明由哪几种增强材料混杂[9]。
1.3复合材料在现代民用飞机上的应用
复合材料由于具有重量轻、强度高、刚度好和不易腐蚀等优点，在现代大型民用飞机结构中得到较多的应用。
复合材料主要用于制作现代大型民用飞机上的雷达罩、整流罩、起落架舱门、扰流板、副翼、襟翼导轨整流罩、升降舵、和方向舵等机体构件以及一些内部饰件，如图1-1[8]。
图1-1.波音777飞机复合材料的应用
下面以波音737-300为例，波音737-300飞机的雷达罩、发动机整流罩、机翼与机身结合处的整流罩、机翼翼尖整流蒙皮、机翼前缘外侧上下固定蒙皮、机翼后缘外侧上固定蒙皮、副翼及调整片、扰流板、襟翼导轨整流罩、起落架舱门、垂直安定面翼尖、垂直安定面后缘壁板、升降舵、机身尾椎、客舱地板、货仓壁板、货仓隔框、发动机吊架整流罩、发动机进气道整流罩和发动机风扇整流罩等构件都是复合材料结构件。
复合材料在波音757波音767和波音777飞机以及空客A320系列飞机上的应用大致与波音737飞机相似，只是应用的范围更广一些，所占飞机结构总重的比重更大一些。
例如，波音737复合材料的用量占结构总重的11%左右，空客A340的复合材料用量达到1100kg，占结构总重的13%。
目前，对于现代大型民用客机而言，复合材料主要还是用于承受和传递局部气动载荷的次要结构和内部结构上。
1.4复合材料在飞机上应用的发展趋势
复合材料在飞机上的总用量越来越多
无论波音公司还是空客公司，其新型号的大型民用客机的复合材料总用量都呈增长趋势。
以空客公司为例，其复合材料用量所占结构总重的比例按机型逐步增长，空客公司的新一代超宽体客机A350XWB复合材料用量所占结构总重的比例将达到52%，如图1-2[5]。
图1-2A350飞机的材料比例
应用部位由次承力结构向主承力结构过渡
20世纪70年代到90年代生产的大型民用飞机采用复合材料制造的构件主要是雷达罩、整流罩、起落架舱门和飞机操纵面等次承力结构。
自从20世纪90年代中期开始，复合材料开始应用于大型民用飞机的机翼、机身等主承力结构。
在A380上，采用碳纤维复合材料的大型构件主要有中央翼盒、翼肋、机身上蒙皮壁板、机身后段、机身尾段、底板梁、后承压框、垂尾等，大量的主承力构件都采用了复合材料。
波音787对复合材料的应用更广，其机身和机翼部位采用碳纤维增强层合板结构代替铝合金，发动机短舱、水平垂尾和垂直尾翼、舵面、翼尖等部位采用碳纤维增强夹芯板结构，机身与机翼的衔接处的整流蒙皮采用玻璃纤维增强复合材料[10]。
构件向整体型、共固型方向发展
飞机上大量采用复合材料的一个主要目的就是减重，而复合材料构件的共固化。
整体成型可以明显减少零件、紧固件和模具的数量。
减少装配是复合材料减重的重要措施，也是降低成本的有效方法。
波音787的机身由于采用了整体复合材料结构，减少了零件数目以及在制造和装配过程中的工时，从而大幅度降低成本[9]。
第2章飞机复合材料的原材料
复合材料的增强材料（ReinforcingMaterials）的应用主要是纤维性的材料。
主要有碳纤维、芳纶纤维、玻璃纤维等等。
2.1碳纤维增强材料
碳纤维是由聚丙烯腈纤维、沥青纤维或粘胶纤维等原料经预氧化、碳化等工序制得的碳含量在85%到90%之间的纤维。
目前世界上生产销售的碳纤维大部分是使用聚丙烯腈纤维原料制得的。
聚丙烯腈纤维经预氧化和碳化等工艺制得碳纤维，若再经过石墨化即可制得石墨纤维。
石墨纤维的含碳量超过了99%[6]。
预氧化是将聚丙烯腈纤维原料在空气中加热，并维持在200~300之间数十分钟。
预氧化的目的是使聚丙烯腈纤维的线性分子转化为耐热的梯形结构，这样可以保证聚丙烯腈纤维在高温碳化时不熔不燃并保持纤维形态。
碳纤维的密度在1.5~2.0g/cm之间，其主要与碳化处理的温度有关。
一般经过高温3000石墨化处理，密度可达2.0g/cm。
碳纤维具有低密度、高强度、高模量、耐高温、抗化学腐蚀、低电阻、高热传导系数、低热膨胀系数、耐辐射等特性。
除此之外，还极有纤维的柔顺性和可编性，比强度和比模量高于其他无机纤维。
碳纤维复合材料还具有非常优良的X涉嫌透过性，阻止中子透过性，还可赋予塑料材料导电性和导热性[4]。
碳纤维的缺点是结构脆，抗冲击性和高温氧化性差。
碳纤维可加工成织物、毡、席、带及其他材料。
在飞机结构中，碳纤维既可以用于飞机的次承力结构，例如方向舵、起落架、扰流板、副翼、发动机舱、整流罩和机舱地板等。
也可用于飞机的主承力结构，例如主翼、尾翼和机体。
2.2芳纶纤维
芳纶纤维是由芳香族聚酰胺树脂纺成的纤维。
芳纶纤维是目前已工业化生产并广泛应用的聚芳酰胺纤维，在复合材料中应用最普遍的是聚対本二甲酰对本二胺（PPTA）纤维。
芳纶纤维具有优异的拉伸强度和拉伸模量，优良的减震性、耐磨性、耐冲击性、耐疲劳性、尺寸稳定性、耐化学腐蚀性，低膨胀、低导热，不燃不熔，电绝缘、能透电磁波、以及密度小等优点。
芳纶纤维在真空中的长期使用温度为160，最低在-60下也不会变脆。
芳纶纤维的单丝强度可达3773MPa；254mm长度的芳纶纤维的拉伸强度为2744MPa，近似于铝的5倍。
芳纶纤维的耐冲击性大约为石墨纤维的6倍，硼纤维的3倍，玻璃纤维的0.8倍。
芳纶纤维的断裂伸长在0.3%左右，接近玻璃纤维，高于其他常用纤维。
芳纶纤维与碳纤维混杂能大大提高纤维材料的抗冲击性。
芳纶纤维的确定为热膨胀系数具有各向异性，耐光性差，暴露于可见光和紫外线时会产生降解导致力学性能下降和颜色的变化，溶解性差，抗压强度低，吸湿性强，吸湿后纤维的性能会产生大的变化。
芳纶纤维一般与碳纤维混杂使用，作为航空复合材料的增强材料，应用于压力容器、整流罩、窗框、天花板、隔板、地板、舱壁、舱门、行李架、座椅、机翼前缘、方向舵、安定面翼尖、尾椎、应急出口等系统构件。
运用芳纶-环氧无玮布和薄铝板交叠的铺层，经热压而成的ARALL超混合复合层板是一种具有很多超混杂优异性能的新型航空结构材料。
它的比强度和比模量都高于铝合金材料，疲劳寿命是铝的100倍~1000倍，阻尼和隔音性能较好，机械加工性能好于芳纶材料。
芳纶纤维还可作为耐热、隔热材料，例如芳纶短切纤维增强的三元乙丙橡胶基复合材料的软片或带材，可作为发动机的内绝热层[7]。
2.3玻璃纤维
玻璃纤维是由玻璃原料加热熔融后，按照一定的工艺，拉丝制成直径为几微米到二十几微米的纤维。
玻璃纤维的种类较多，常用的有E玻璃纤维、C玻璃纤维、S玻璃纤维。
E玻璃纤维是一种无碱玻璃纤维，在航空领域广泛使用。
C玻璃纤维是中碱玻璃纤维，有耐化学性尤其是酸碱性的特点，但电气性能差。
S玻璃纤维为高强度玻璃纤维，具有高拉伸强度。
玻璃纤维具有拉伸强度高、耐高温、电绝缘、透波性好和不吸潮等一系列优良的性能。
缺点是结构脆，对人的皮肤有刺激性。
第3章飞机复合材料结构常见损伤及其检测
飞机在使用过程中，复合材料结构与金属材料一样，都要受到载荷作用、人为因素和自然环境条件的影响导致各种类型的损伤。
了解复合材料结构件损伤的类型和对应的检测方法，对于机务人员是十分必要的。
3.1飞机复合材料结构的常见损伤
飞机复合材料结构的损伤类型较多，其分类的方法也较多。
可以按照损伤现象、损伤形成的原因和损伤程度分别来介绍复合材料结构件的常见损伤。
按损伤现象分类
●脱胶。
脱胶是指复合材料结构件的粘接面，如层合板与蜂窝夹芯的粘接面，由于受潮、进水或受外物碰撞冲击受力过大所导致的分离损坏。
●分层。
与脱胶损伤类似，原因为遭受外来物撞击或受到载荷作用。
分层可能发生在复合材料结构件的内部、边缘以及孔周边。
●凹坑。
凹坑指复合材料结构件表面遭受外来物撞击出现的凹陷。
●穿孔。
外来物完全穿透复合材料面板，形成孔洞。
●擦伤。
由于碰撞、摩擦、或刮滑引起的表面损伤。
会导致构件表面粗糙、表面材料缺失。
●风蚀。
风蚀是指飞行时飞机迎风面的构件受到气流中的尘埃、雨点等得磨蚀所产生的损伤。
●裂纹。
复合材料结构件受交变载荷的作用，在机体树脂材料中出现的裂纹。
●烧伤。
复合材料由于遭受明火或雷击而造成的损伤。
●磨损。
两个彼此接触的固体物体因摩擦作用而使材料表面造成的损耗。
●夹芯损伤。
指夹芯结构受到外来物撞击所引起的夹芯压瘪或夹芯中进水引起的脱胶、腐蚀等损伤[4]。
按损伤成型的原因分类
●冲击损伤。
指外来物对复合材料结构件的冲击或碰撞引起的损伤。
●雷击损伤。
复合材料结构件遭受雷击而产生的烧伤、烧蚀。
●疲劳损伤。
复合材料结构件在交变载荷的作用下，随着交变载荷循环次数的增加而产生的裂纹、分层、脱胶、纤维断裂等损伤。
按损伤程度分类
1.可允许损伤。
可允许损伤是指不影响结构性能或完整性的轻微损伤。
界定结构件可允许损伤的标准可在相应机型结构修理手册中查得。
对可允许损伤，应根据具体情况界定是否修理。
如果可允许损伤可能和扩展，使结构的剩余强度下降，导致设计寿命下降，就必须在规定的时间内修复。
其余情况下，通常对可允许损伤做简单的修理，来保证其不会进一步扩展。
2.可修理损伤。
可修理损伤是指损伤的严重程度超过了许可的范围，导致结构的强度、刚度等性能下降而需要加强修理的损伤。
3.不可修理损伤。
不可修理损伤是指超过修理的极限的损伤，这种情况下只能更换结构件。
3.2飞机复合材料结构损伤的检测方法
在确定复合材料结构件进行修理之前，必须对其损伤和缺陷进行检查评估。
复合材料结构损伤的检测方法与金属结构损伤的检测方法基本相同。
目前普遍用于复合材料结构损伤的检测方法主要有：
目视检测、敲击法检测、超声波检测、X射线检测、涡流检测、声谐振检测、激光全息检测和红外线检测[4]。
目视检测法
目视检测是损伤检测的最基本方法，采用目视检测可发现复合材料结构上的擦伤、划伤、穿孔、裂纹、撞击损伤压痕、雷击损伤、烧伤和紧固件孔损伤等表面损伤以及构件边缘的分层和脱胶损伤。
在进行目视检测时，因环境条件不同，检查技术要求也不同，受到视力局限性的影响，需要借助一些简单的工具，如手电筒、放大镜、反光镜和内窥镜。
目视检测还作为无损检测的预先检查方法，在复合材料进行无损检测之前，能够利用目视检测检查到的部位都必须进行目视检测。
目视检测具有一定的局限性，目视检查无法检测复合材料结构件内部的各个类型的损伤，也无法确定其损伤的程度和范围[6]。
3.2.2敲击法检测
敲击法检测是采用专门的敲击棒、敲击锤或者仪器等检测工具轻微的敲击被检测的复合材料结构表面，通过辨听敲击声音的变化来确定损伤的检测方法。
敲击法检测是一种常用但相对粗糙的检测方法，常作为其他无损检测方法的前期检测或补充检测手段，具有较高的受用价值[6]。
超声波检测
超声波检测是利用压电传输元件将超声脉冲传入被测构件中，当遇到损伤或缺陷时，会产生界面反射，或引起声速和能量衰减的变化，通过接受和分析这些信号及其变化，从而确定损伤或缺陷的大小、位置的检测方法，如图2-1。
用于复合材料结构损伤检测的超声波频率一般在1~10Hz以内，常用频率为5Hz。
超声波的主要优点是穿透力强、灵敏度高、检测方便和对人体无害等。
超声波检测方法在技术上已经比较成熟，检测仪器成本低、结构轻便。
超声波检测可用于复合材料结构的分层、脱胶、层间疏松、胶接气孔和疏松、孔隙含量等损伤或缺陷。
超声波检测的方法有多种，用于复合材料结构检测的主要有超声脉冲反射法和超声穿透法（TTU）两种。
超声脉冲反射法是超声波探头发射脉冲波到被测构件内，然后根据反射波的情况来确定构件损伤或缺陷的检测方法。
此方法检测能力强，检测灵敏度高、定量定性准确、检测方便。
普遍用于复合材料结构损伤检测。
图2-1超声波检测
超声穿透法是利用脉冲波或连续波穿透构件之后的能量变化来判断损伤或缺陷的方法。
穿透法常采用两个探头，一个用作发射，另一个用作接受，分别放置在被测构件的两侧进行。
此方法具有很强的检测能力，但要求需要在构件的两面接触[6]。
射线检测
射线检测最主要的是X射线检测。
X射线检测具有波长短、能量高、穿透力强等优点。
X射线检测的基本设备是X射线机。
X射线是一种电磁波，波长为101.9~0.0006nm，在X射线检验中，通常使用的波长为0.31~0.0006nm。
X射线能够穿透固体材料。
当它穿过某种物质时，由于X射线被吸收或散射而削弱，X射线强度降低。
X射线检测要使用感光胶片。
X射线穿过构件落在感光胶片上，使感光胶片产生潜影，感光胶片受到X射线照射的部分便呈现某种程度的黑色。
如果结构中存在孔穴、裂纹、疏松等，那么这部分对X光的吸收程度就比完好结构部分弱一点。
在其他条件相同的情况下，相应部位的颜色会更深，即可判断结构中是否存在损伤或缺陷，如图2-2。
X射线可以检测复合材料中的夹杂物，可以有效地发现夹层板中蜂窝芯和粘胶剂充填物中的损伤和缺陷。
如果粘胶剂是对X射线吸收较多的材料，还可用于检测胶接层的疏松和气孔含量。
X射线检测还能检测出复合材料中的横向裂纹。
图2-2射线检测
涡流检测
涡流检测是一种利用电磁感应原理进行损伤检测的无损检测技术，专门用来检测导电材料的损伤或缺陷。
采用涡流检测只能检测纤维能导电的树脂基复合材料，例如碳纤维/环氧树脂复合材料的纤维断裂损伤。
涡流检测的最大优点是便于现场检测。
这种方法对纤维断裂损伤比较敏感，检测灵敏度高。
涡流检测分为高频涡流检测和低频涡流检测。
高频涡流检测用于复合材料构件表面或近表面的纤维断裂与裂纹；低频涡流检测用于检测复合材料表面以下的损伤。
当检测紧固件表面孔边裂纹时，可通过将大小与孔径适应的探头在孔内旋转并上下移动扫描来进行检测。
涡流检测除检测损伤外，还可用于检测复合材料夹芯结构的厚度，例如，采用涡流检测仪和探头用于检测机头雷达罩的厚度，检测误差在0.005in以内。
激光全息检测
激光全息检测是利用激光全息照相来检测物体表面和内部缺陷的一种非接触检测。
激光全息照相是将物体表面和内部的缺陷，通过外界加载的方法，使其在相应的物体表面造成局部的变形，用激光全息照相来观察和比较这种变形，并记录在不同外界载荷作用下的物体表面的变形情况，然后进行观察和分析，从而判断物体内部是否存在缺陷。
激光全息照相检测法具有检测灵敏度高，可以检测大尺寸物体，可以对任何材料的任意粗糙的表面进行检测，可以确定缺陷的大小、部位和深度，检测结果直观并便于保存等特点。
用激光全息法可以发现复合材料结构近表面的纤维断裂、基本裂纹和分层。
对孔隙含量一般无法检测。
对于碳纤维增强复合材料作为面板的蜂窝夹芯结构，激光全息检测能检测出直径大于10mm的胶接缺陷。
红外线照相检测
红外线照相检测是基于物体的热辐射特性，利用被检物体的不连续性缺陷对热传导性能的影响，导致物体表面红外辐射发生差异，通过红外图像将发生的差异转化为温度图像，从而判断物体损伤或缺陷，如图2-3。
图2-3红外线检测
红外照相检测是一种非接触式检测方法。
具有灵敏度高，检测效率高，直观显示等优点。
红外线照相检测法可检测复合材料结构件的脱胶、撞伤以及蜂窝夹芯结构中的积水。
如果夹芯结构中有水，在图像中会反映为明亮的斑纹[6]。
第4章飞机复合材料结构修理准则和修理方法
4.1飞机复合材料结构修理准则
飞机复合材料结构修理的具体要求如下：
●满足结构强度、稳定性要求，即回复结构的承载能力，压剪载荷下不失稳；
●满足结构刚度要求，包括挠度变形、气弹特性和载荷分布，以及传载路线等问题；
●满足耐久性要求，包括疲劳、腐蚀、环境影响等诸方面的要求；
●满足气动力光滑性要求，即飞机气动外形变化要小，保证原结构表面的光滑完整；
●要恢复原结构的使用功能，包括透波率、累计防护等要求；
●修理增重要小，并注意操纵面等动部件满足平衡要求；
●修理所用的时间要少；
●修理费用成本要低。
这些准则与要求是飞机修理工程技术人员在制定修理方案和实施修理时必须遵循的原则。
飞机结构修理手册中给出的复合材料结构修理典型修理方案满足上述原则。
4.2飞机复合材料结构修理材料选用准则
飞机复合材料结构修理材料选用准则如下：
●结构上原来用什么材料，原则上只能用该材料进行修理，即碳纤维复合材料结构只能用碳纤维复合材料进行修理；
●修理材料必须与固化温度相适应。
在复合材料结构修理中，修理材料应与固话温度相适应。
另外，在复合材料结构修理中，应采用与固化温度相适应的密封剂。
●无法获得原结构用材料而不得不选用其他材料替代时，必须安飞机结构修理手册规定选用替代材料。
●可选择与原结构用增强材料和树脂基属于同一类型的，而且性能和工艺又处于同一水平的，甚至工艺上更简便的材料进行修理，但修理前必须得到部件原设计部门的批准。
●在修理碳纤维复合材料时，其紧固件必须采用钛合金或不锈钢等紧固件，而绝不能采用铝合金或合金钢等紧固件，以防止产生电化腐蚀。
同样，在碳纤维复合材料中安装铝合金接头时，要确保在接触面上采取原有的防腐措施[5]。
4.3遵照飞机修理手册
在飞机复合材料结构修理中，必须遵照飞机修理手册规定的规程进行修理。
使用到的修理手册主要包括飞机结构修理手册SRM、飞机维护手册AMM、部件维修手册CMM等。
这些飞机修理手册提供了经批准的修理方法、修理限制、修理材料规范、牌号等。
例如，波音和空客飞机的结构修理手册51章就介绍了复合材料结构修理的规程，提供了经批准的典型修理方案。
4.4飞机复合材料结构修理流程
飞机复合材料结构修理的一般流程如图3-1所示。
4.5飞机复合材料的修理方法
飞机复合材料结构的修理方法有很多种，其分类的方法也有很多种。
在实际的飞机复合材料结构修理中，常用的修理方法主要有铺层修理法、注胶与填胶修理法、胶接修理和机械连接修理四大类。
图3-1飞机复合材料结构修理流程图[8]
4.5.1铺层修理法
铺层修理法（LayupoftheRepairPliesIndexMethod）是指清除损伤后，采用湿铺层或预浸料实施铺层修理。
经封装后，在室温下或加热到某一温度后实施固化的修理方法。
所谓封装是指在完成工序之后，采用一些工艺辅助材料，并且根据需要铺放均压板、电热毯、透气棉毡等，然后用真空袋或真空袋薄膜将铺层修理处密封起来。
这是为抽真空加热固化做准备的一个工序。
固化（Cure）是指通过热光、辐射或化学添加剂等的作用使热固性的树脂或塑料由焦糊状转变为固体状态的转变过程。
以DA40飞机为例，其复合材料固化工艺包括预固化和后固化两个步骤，具体的工艺流程如下。
●预固化时，修理区域的温度应维持在20～25℃至少24小时，温度不能过高，否则会损伤复合材料结构。
●24小时后，将修理区域的温度提高到至少65℃，维持至少6小时，完成第一阶段的后固化。
固化的第一小时内每隔15分钟监控一次温度，之后每小时监控一次。
●至少6小时后，将修理区域的温度提高到至少80℃，维持至少14小时，完成最后阶段的后固化。
最后阶段的后固化可以间断进行，但必须保证修理区域维持在此固化温度的总时间不少于14小时。
铺层修理法是复合材料结构修理中最具代表性和最重要的修理方法。
复合材料结构的可修理损伤绝大多数需采用铺层修理法实施结构修理。
4.5.2注胶修理
注胶修理（ResinInjectionRepair）是指对层合板结构和夹芯结构的小面积的内部的分层或
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