Método de reparación y de mantenimiento rápido en la línea de vuelo para estructuras de materiales compuestos.

Un método para reparar una estructura (10) de material compuesto de una aeronave en la puerta de embarque o en la línea de vuelo,

que comprende las etapas de:

preparar un área de la estructura (10) alrededor del área dañada (10d);

aplicar un adhesivo (12) al menos a una porción de la zona preparada;

colocar una plaqueta de reparación (14) sobre el adhesivo (12);

colocar una placa de presión (16) sobre la plaqueta de reparación (14);

colocar un paquete calentador químico (18) sobre la placa de presión (16);

aplicar compactación al paquete calentador químico (18);

esperar a que transcurra un período de curado;

en el que el período de curado no excede de aproximadamente una hora;

eliminar la compactación, el paquete calentador químico (18) y la placa de presión (16), y aplicar un miembro de protección (22) sobre la plaqueta de reparación (14).

Método de reparación y de mantenimiento rápido en la línea de vuelo para estructuras de materiales compuestos.

Campo de la invención La presente invención se refiere a métodos para la reparación de estructuras de materiales compuestos de acuerdo con la reivindicación 1, y en particular, a los métodos para efectuar tales reparaciones con recursos y tiempo limitados.125

Información de los antecedentes El uso de estructuras compuestas por materiales compuestos ha crecido en popularidad, en particular en aplicaciones tales como los fuselajes de aeronaves, en los que los beneficios de su utilización incluyen una mayor resistencia y rigidez, peso reducido y número de piezas reducido. Sin embargo, cuando están dañadas, las estructuras de materiales compuestos a menudo requieren trabajos de reparación amplios que pueden obligar a que una aeronave permanezca en tierra, con lo cual aumentan considerablemente los costos de soporte de la aeronave. Los actuales procedimientos de mantenimiento requieren con frecuencia que el componente dañado sea retirado y reemplazado antes de que la aeronave pueda volver a volar.

Las líneas aéreas comerciales en la actualidad no tienen la capacidad para reparar los daños estructurales de las estructuras de materiales compuestos de una aeronave sin retrasar gravemente o tener que cancelar el siguiente vuelo de la aeronave. Los vuelos domésticos cortos pueden tener sólo de 30 a 60 minutos de tiempo en la puerta de embarque mientras que los vuelos más largos e internacionales pueden tener de 60 a 90 minutos. El Comité de Reparación de Materiales Compuestos de las Líneas Aéreas Comerciales (CACRC) , un consorcio internacional de compañías aéreas, OEM y suministradores, informa, sin embargo, que la reparación media de un material compuesto permitida en los Manuales de Reparación Estructural (SRM) precisa aproximadamente 15 horas para completarse. En la mayoría de los casos, las cancelaciones de vuelos se producen cuando la reparación de un material compuesto se realiza en la línea de vuelo. La retirada de una aeronave del servicio de ingresos económicos con el fin de reparar una estructura de material compuesto dañada no sólo le cuesta al operador la mano de obra para reparar la estructura y ajustar sus horarios de vuelo, sino que también provoca la insatisfacción de los pasajeros.

Además del largo tiempo requerido, la reparación de las estructuras de materiales compuestos requiere habilidades y equipos especiales con el fin de realizar correctamente la reparación. En la actualidad, los mecánicos de la línea por lo general no poseen la formación ni la experiencia para realizar las reparaciones de los materiales compuestos, lo cual requiere que las líneas aéreas tengan que acudir a sus técnicos para reparar los materiales compuestos en los talleres o a organizaciones de grandes mantenimientos para realizar las reparaciones. Estos técnicos se encuentran a menudo a cierta distancia de la puerta de embarque del aeropuerto.

Además, en conjunto con la falta de formación de los mecánicos de la línea para la reparación de los daños estructurales, hay restricciones sobre el equipo y las herramientas que son permitidos o disponibles en la línea de vuelo. Esto limita el alcance de las reparaciones que se pueden realizar en la puerta de embarque. Los procedimientos estándar para la reparación de las estructuras de materiales compuestos requieren herramientas, equipos y materiales consumibles especiales. Esto puede incluir herramientas para cortar, amolar y perforar, equipos de inspección no destructiva, reglas, guías y plantillas, fuentes de calentamiento eléctrico y de vacío y controladores; y una gran variedad de materiales de embolsado por vacío. En muchas situaciones, el equipo estándar de unión en caliente requerido para las reparaciones de materiales compuestos unidos no está permitido en la puerta de embarque debido a las condiciones explosivas que pueden estar presentes allí.

El documento US-A-4.560.428 desvela un método para reparar una estructura de material compuesto para aeronaves, que comprende las etapas de: preparar un área de las estructuras que rodean a un área dañada; aplicar un adhesivo a por lo menos una porción del área preparada; colocar una plaqueta de reparación sobre el adhesivo, y colocar una placa de presión sobre la plaqueta de reparación.

La presente invención tiene por objeto mejorar la técnica anterior, especialmente para proporcionar un método que es adecuado para reparar una aeronave comercial en la puerta de embarque o en la línea de vuelo.

La presente invención proporciona un método para reparar una estructura de material compuesto de una aeronave en la puerta de embarque o línea de vuelo que comprende las etapas de: preparar un área de la estructura que rodea un área dañada; aplicar un adhesivo a por lo menos una porción de la zona preparada; colocar una plaqueta de reparación sobre el adhesivo; colocar una placa de presión sobre la plaqueta de reparación; colocar un paquete calentador químico sobre la placa de presión; aplicar una compactación al paquete calentador químico; esperar que transcurra un período de curación; en el que el período de curación no es superior a aproximadamente una hora; eliminar la compactación, el paquete calentador químico y la placa de presión; y aplicar un miembro de protección sobre la plaqueta de reparación.

Como tal, un paquete calentador químico es conocido por el documento B-6.652.690 para su utilización en el campo de la reparación de tuberías.

Además, el documento US-A-5.865.397 desvela una superficie de aeronave para su uso en la estructura de material compuesto, que incluye una lámina conductora, una pantalla conductora expandida doblemente estirada, y un adhesivo para unir la lámina conductora y la pantalla a un material compuesto.

Sumario de la invención En una realización ejemplar, la presente invención proporciona un método de reparación y un sistema que permite que una estructura de material compuesto sea reparada rápidamente, con una mínima destreza, y con mínimas herramientas o equipos. En una realización ejemplar, un material de plaqueta precurado se adhiere a la estructura dañada utilizando una pasta adhesiva de curado rápido. Un paquete calentador químico exotérmico es utilizado para proporcionar calor para curar el adhesivo. El paquete calentador químico es una fuente de calor fiable y autorregulable, que no requiere dispositivos de monitorización tales como termopares. Además, la temperatura generada por los paquetes calentadores químicos es preferiblemente menor de 93, 42º C (200º F) de manera que la estructura dañada no tiene que ser secada para eliminar cualquier humedad presente. La temperatura generada por los paquetes calentadores químicos es lo suficientemente baja para que la reparación se pueda realizar en un ambiente peligroso, tal como en una reparación de células de combustible, sin riesgo de explosión.

La reparación se puede realizar sin calentamiento eléctrico y con o sin equipo de vacío. Además, la reparación no requiere que el daño en la estructura de material compuesto sea conformado, por ejemplo, amolado o lijado, para que tenga una forma geométrica estándar, tal como un óvalo o un círculo.

Preferiblemente, todos los materiales y herramientas requeridos para la reparación puede ser proporcionados en un kit de reparación autocontenido que se puede almacenar en la aeronave o en una típica puerta de embarque de aeropuerto.

Una ventaja del método de reparación y del sistema de la presente invención es que proporciona a los operadores de aeronaves la capacidad de reparar los daños en estructuras de materiales compuestos, mientras la aeronave se encuentra situada en la puerta de embarque y sin afectar el horario de vuelo de la aeronave. La reparación ejemplar puede ser realizada, por ejemplo, por un mecánico de la línea en la puerta de embarque o en la línea de vuelo en aproximadamente 60 minutos o menos. Esto resulta en un menor costo del ciclo de vida total de la aeronave, ingresos incrementados, y fiabilidad de la expedición mejorada.

Estas y otras características y ventajas de la presente invención se harán evidentes por medio de la descripción que sigue.

Breve descripción de los dibujos La figura 1 muestra una vista en despiece ordenado de los materiales y las herramientas aplicadas para reparar una estructura de material compuesto de acuerdo con una realización ejemplar de la presente invención. La figura 2 se muestra la aplicación... [Seguir leyendo]

1. Un método para reparar una estructura (10) de material compuesto de una aeronave en la puerta de embarque o en la línea de vuelo, que comprende las etapas de:

preparar un área de la estructura (10) alrededor del área dañada (10d) ;

aplicar un adhesivo (12) al menos a una porción de la zona preparada;

colocar una plaqueta de reparación (14) sobre el adhesivo (12) ;

colocar una placa de presión (16) sobre la plaqueta de reparación (14) ; 10 colocar un paquete calentador químico (18) sobre la placa de presión (16) ;

aplicar compactación al paquete calentador químico (18) ;

esperar a que transcurra un período de curado;

en el que el período de curado no excede de aproximadamente una hora;

eliminar la compactación, el paquete calentador químico (18) y la placa de presión (16) , y aplicar un miembro de protección (22) sobre la plaqueta de reparación (14) .

2. El método de la reivindicación 1, que comprende aplicar el adhesivo (12) a la plaqueta de reparación (14) antes de colocar la plaqueta de reparación.

3. El método de la reivindicación 1 o 2, que comprende recortar la plaqueta de reparación (14) antes de colocar la plaqueta de reparación.

4. El método de la reivindicación 1, 2 o 3, que comprende colocar una pluralidad de plaquetas de reparación (14) y aplicar el adhesivo entre las plaquetas de reparación (14) . 25

5. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, que comprende colocar una película antiadhesiva (15) sobre la plaqueta de reparación (14) antes de colocar la placa de presión (16) .

6. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que la estructura comprende un material 30 compuesto.

7. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en el que la plaqueta de reparación (14) incluye una plaqueta precurada.

8. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en el que la plaqueta de reparación (14) comprende un material de tejido de múltiples capas.

9. El método de la reivindicación 8, en la que el material de tejido de múltiples capas comprende un tejido de fibra de vidrio preimpregnado. 40

10. El método de la reivindicación 8 ó 9, en el que el material de tejido de múltiples capas comprende un tejido preimpregnado de carbono / epoxi.

11. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, en el que la etapa de aplicar compactación incluye 45 aplicar una bolsa de vacío en el área preparada.

12. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, en el que la plaqueta de reparación (14) incluye protección contra la caída de rayos.

50 13. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, en el que la temperatura alcanzada por el paquete calentador químico no es superior a aproximadamente 90º C (200º F) .

14. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13, en el que el elemento de protección (22) incluye una película de reemplazo de pintura. 55

15. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 14, en el que el elemento de protección (22) incluye protección contra la caída de rayos.