PROCEDIMIENTO PARA LA REPARACIÓN DE PANELES DE AERONAVE.
Procedimiento para la reparación de un panel (1) de material compuesto que forma parte del fuselaje,
las alas o los estabilizadores de una aeronave, siendo este panel (1) de grandes dimensiones y teniendo un contorno irregular en algunas zonas, comprendiendo unos salientes (2) propensos a que ocurra un daño en la manipulación y montaje del citado panel (1), caracterizado porque comprende las siguientes etapas:
a. localización de un daño (3) en el elemento (2) del panel (1) de material compuesto;
b. saneado de la zona que comprende el daño (3) en un área ligeramente mayor que dicho daño (3), realizándose un rebaje (9) en el panel (1), teniendo dicho rebaje (9) la forma de una pieza (7) que servirá para realizar la reparación del panel (1);
c. colocación sobre el rebaje (9) la pieza (7), tal que quede perfectamente enrasada con el panel (1) a reparar;
d. fijación de la pieza (7) al panel (1) de material compuesto.
Tipo: Patente de Invención. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: P200930228.
Solicitante: AIRBUS OPERATIONS, S.L.
Nacionalidad solicitante: España.
Inventor/es: BALSA GONZÁLEZ,ALBERTO, BURGOS GALLEGO,Francisco de Paula.
Fecha de Publicación: .
Clasificación Internacional de Patentes:
- B32B3/06 TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES. › B32 PRODUCTOS ESTRATIFICADOS. › B32B PRODUCTOS ESTRATIFICADOS, es decir, HECHOS DE VARIAS CAPAS DE FORMA PLANA O NO PLANA, p. ej. CELULAR O EN NIDO DE ABEJA. › B32B 3/00 Productos estratificados caracterizados esencialmente por el hecho de que una de las capas tiene discontinuidades o rugosidades externas o internas, o bien que una de las capas es de forma no plana (capas de fibras o filamentos B32B 5/02; capas de partículas B32B 5/16; capas de estructura esponjosa B32B 5/18 ); Productos estratificados caracterizados esencialmente por particularidades de forma (B32B 1/00 tiene prioridad). › para unir las capas; para sujetar el producto a algún otro elemento, p. ej. a un soporte.
- B64C1/14 B […] › B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA. › B64C AEROPLANOS; HELICOPTEROS (vehículos de colchón de aire B60V). › B64C 1/00 Fuselajes; Características estructurales comunes a fuselajes, alas, superficies estabilizadoras o similares (características aerodinámicas comunes a fuselajes, alas, superficies estabilizadoras o similares B64C 23/00; instalaciones de la cabina de vuelo B64D). › Ventanas; Puertas; Cubiertas de escotillas o paneles de acceso; Estructuras de cuadernas circundantes; Cubiertas de cabina; Parabrisas (carenados móviles en conjunción con elementos del tren de aterrizaje B64C 25/16; trampillas de bombas B64D 1/06).
- B64F5/00 B64 […] › B64F INSTALACIONES EN TIERRA O INSTALACIONES EN CUBIERTA DE PORTAAVIONES ESPECIALMENTE ADAPTADAS PARA SU USO EN CONEXIÓN CON AERONAVES; DISEÑO, FABRICACIÓN, ENSAMBLAJE, LIMPIEZA, MANTENIMIENTO O REPARACIÓN DE AERONAVES, NO PREVISTOS EN OTRO LUGAR; MANIPULACIÓN, TRANSPORTE, ENSAYO O INSPECCIÓN DE COMPONENTES DE AERONAVES, NO PREVISTOS EN OTRO LUGAR. › Diseño, fabricación, ensamblado, limpieza, mantenimiento o reparación de aeronaves, no previstos en otro lugar; Manipulación, transporte, ensayo o inspección de componentes de aeronaves, no previstos en otro lugar.
Fragmento de la descripción:
Procedimiento para la reparación de paneles de aeronave.
Campo de la invención
La presente invención se refiere a un procedimiento para realizar la reparación de paneles de aeronave de grandes dimensiones y contorno irregular, en particular formando parte estos paneles del fuselaje, de las alas o de los estabilizadores de la aeronave.
Antecedentes de la invención
En la actualidad, gran parte de los paneles que forman las alas, estabilizadores y partes del fuselaje de una aeronave se fabrican en material compuesto, por las reducciones en peso que proporcionan indudables ventajas en el terreno aeronáutico.
Estos paneles pueden sufrir, en el proceso de montaje de los mismos (en el cual se incluye la manipulación, el propio montaje y los traslados) daños accidentales. Según sean dichos daños, la pieza o panel es reparada o bien es rechazada. En el caso particular de paneles de aeronave de grandes dimensiones en los que las probabilidades de que ocurra un daño son más elevadas que en otro tipo de piezas, siendo la zona dañada de un contorno claramente irregular, al ser estos contornos irregulares las zonas más propensas a sufrir estos daños, los citados daños han de repararse de forma muy laboriosa, siendo necesario un elevado coste y mucho tiempo para realizar dichos procesos de reparación.
Actualmente, los procedimientos de reparación de paneles de material compuesto de aeronave son costosos y muy laboriosos.
Así, en el caso de reparación de paneles de material compuesto de aeronave de grandes dimensiones, el procedimiento que se sigue actualmente consiste en realizar primeramente una limpieza de la zona afectada, saneando posteriormente la zona dañada y retirando las telas de fibra de forma escalonada en una extensión muy superior a la afectada inicialmente. Las telas que se han retirado han de ser repuestas de la misma forma en que fueron retiradas y, al tratarse de material compuesto, se ha de someter a la pieza a un nuevo proceso de curado en un autoclave. Todo este proceso implica una gran inversión de tiempo y dinero, y no siempre se dispone de los materiales e infraestructuras necesarias. Este tipo de reparaciones requiere de una tecnología específica, además de que la zona afectada acaba siendo mucho mayor que la zona en que se encontraba el daño inicial.
La presente invención ofrece una solución a los problemas anteriormente mencionados.
Sumario de la invención
Según la invención, se desarrolla un procedimiento para la reparación de paneles de material compuesto para aeronave, siendo estos paneles de grandes dimensiones, y estando localizado el daño en los mismos en una zona de un saliente del panel, teniendo dicho saliente un contorno irregular. El procedimiento según la invención comprende las siguientes etapas:
a) localización del daño en el panel compuesto;
b) saneado de la zona que comprende el daño en un área ligeramente mayor que dicho daño retirando la capa o capas de material compuesto que sea necesario, realizando un rebaje en el panel de material compuesto, teniendo dicho rebaje la forma de una pieza predefinida que servirá para realizar la reparación del panel, estando dichas piezas predefinidas para cada tipo de panel de aeronave que haya de repararse;
c) colocación sobre el rebaje anterior de la pieza predefinida, tal que quede perfectamente enrasada con el panel a reparar;
d) fijación de la pieza predefinida al panel de material compuesto.
Con todo esto, según el procedimiento de la invención, se consigue una reparación fiable, rápida y económica, permitiéndose además la adaptabilidad de la reparación a cualquier saliente del contorno de un panel dado.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
Descripción de las figuras
La Figura 1 muestra en esquema un panel de material compuesto de aeronave con salientes de contorno irregular, que son objeto del proceso de reparación de la invención.
La Figura 2 muestra un detalle del daño sufrido en un saliente de contorno irregular de un panel de aeronave de la Figura 1.
La Figura 3 muestra la limpieza o saneado que es necesario realizar para retirar el daño de la Figura 2, según la técnica conocida.
La Figura 4 muestra en esquema el proceso de reparación con telas de material compuesto según la técnica conocida.
La Figura 5 muestra el daño sufrido en un saliente de contorno irregular de un panel de aeronave que será reparado según el procedimiento de la invención.
La Figura 6 muestra en esquema el rebaje realizado en el panel de material compuesto según el procedimiento de reparación de la invención.
La Figura 7 muestra en esquema la pieza predefinida que se empleará en el procedimiento de reparación de la invención.
La Figura 8 muestra el acoplamiento de la pieza predefinida en el panel de material compuesto según el procedimiento de reparación de la invención.
La Figura 9 muestra el resultado de la fijación de la pieza predefinida en el panel de material compuesto según el procedimiento de reparación de la invención.
La Figura 10 muestra una variante de un saliente de contorno irregular que también será reparado según el procedimiento de reparación de la invención.
Descripción detallada de la invención
Según se ha comentado, un panel 1 de material compuesto que forma parte del fuselaje, las alas o los estabilizadores de dicha aeronave, tendrá por lo general grandes dimensiones y, en ciertas zonas, un contorno irregular, comprendiendo unos salientes 2 o elementos que serán propensos a que ocurra un daño en la manipulación y montaje de dicho panel 1.
El procedimiento de reparación de un panel 1 que comprende un elemento 2 que ha sufrido un daño 3 (Figuras 1 y 2) que se lleva a cabo en la actualidad comprende las etapas siguientes:
a) localización y detección de la zona o daño 3 en el elemento 2 manipulado (Figura 2);
b) saneado y limpieza de una zona 4 del elemento 2, retirando las capas de telas de fibra que sea necesario, de una forma escalonada, siendo la extensión de la zona 4 saneada muy superior a la de la zona o daño 3 en el elemento 2 (Figura 3);
c) reposición, en la misma forma en que han sido retiradas, de capas de telas de fibra 5 de reparación, dispuestas con un solape 6 predeterminado (Figura 4);
d) curado de las telas de fibra 5 de reparación.
Así, el proceso de reparación anteriormente descrito que se realiza habitualmente implica una gran inversión de tiempo y dinero, planteando además el problema de que no siempre se dispone de los materiales e infraestructuras necesarias para realizar este tipo de reparaciones. Además de que este tipo de reparaciones requieren de una tecnología específica, la zona afectada 4 acaba siendo muchísimo mayor que el daño inicial 3.
Así, el procedimiento según la invención para reparación de una zona dañada 3 de un elemento 2 de un panel 1 comprende las siguientes etapas:
a) localización del daño 3 en el elemento 2 del panel 1 de material compuesto (Figura 5);
b) saneado de la zona que comprende el daño 3 en un área ligeramente mayor que dicho daño 3, realizando un rebaje 9 en el panel 1 de material compuesto, teniendo dicho rebaje 9 la forma de una pieza predefinida 7 (Figura 7) que servirá para realizar la reparación del panel 1, estando dichas piezas 7 predefinidas para cada tipo de panel 1 de aeronave que haya de repararse (Figura 6);
c) colocación sobre el rebaje 9 anterior de la pieza predefinida 7, tal que quede perfectamente enrasada con el panel 1 a reparar (Figuras 8 y 9);
d) fijación de la pieza predefinida 7 al panel 1 de material compuesto.
El nuevo concepto del procedimiento de reparación según la invención consiste así en realizar una pieza 7 de geometría definida que abarque la superficie dañada 3 asegurando el saneado de la zona. Dicha pieza 7 será de un material con la rigidez necesaria para soportar las cargas que pasan por la zona dañada 3, preferiblemente de acero. La citada pieza 7 se unirá al panel 1, quedando de este modo totalmente fijada a dicho panel 1. La pieza 7 de reparación se unirá al panel 1 preferiblemente mediante remaches.
Dicha pieza 7 ha de...
Reivindicaciones:
1. Procedimiento para la reparación de un panel (1) de material compuesto que forma parte del fuselaje, las alas o los estabilizadores de una aeronave, siendo este panel (1) de grandes dimensiones y teniendo un contorno irregular en algunas zonas, comprendiendo unos salientes (2) propensos a que ocurra un daño en la manipulación y montaje del citado panel (1), caracterizado porque comprende las siguientes etapas:
a. localización de un daño (3) en el elemento (2) del panel (1) de material compuesto;
b. saneado de la zona que comprende el daño (3) en un área ligeramente mayor que dicho daño (3), realizándose un rebaje (9) en el panel (1), teniendo dicho rebaje (9) la forma de una pieza (7) que servirá para realizar la reparación del panel (1);
c. colocación sobre el rebaje (9) la pieza (7), tal que quede perfectamente enrasada con el panel (1) a reparar;
d. fijación de la pieza (7) al panel (1) de material compuesto.
2. Procedimiento según la reivindicación 1 en el que la pieza (7) es una pieza predefinida para cada tipo de panel (1) de aeronave que haya de repararse.
3. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1-2 en el que la pieza (7) es de un material con la rigidez necesaria para soportar las cargas que pasan por la zona dañada (3).
4. Procedimiento según la reivindicación 3 en el que la pieza (7) es de acero.
5. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que la fijación de la pieza (7) al panel (1) de material compuesto se realiza mediante remaches.
6. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que el rebaje (9) comprende una holgura (8) suficiente para que la citada pieza (7) pueda montarse fácilmente sobre el panel (1).
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