Técnica de reparación de una malla de cobre para la protección contra los rayos.

Un método para restablecer la impedancia reducida de una capa eléctricamente conductora contenida en un ala compuesta de un avión comercial,

incluyendo la capa eléctricamente conductora una malla (33) de lamina de cobre y como mínimo un sujetador (24) asociado, habiendo sido dañada la capa eléctricamente conductora durante una descarga de un rayo o por otra incidencia mecánica de tal manera que la impedancia de la capa eléctricamente conductora es elevada, comprendiendo el método:

retirar todas las superficies (36, 42) situadas encima de un área dañada (54) del ala compuesta para dejar a la vista una sección dañada de la capa eléctricamente conductora;

retirar uno o mas sujetadores (12) del interior de la mencionada área dañada (54), en donde retirar cada uno de los mencionados sujetadores (12) deja un respectivo taladro (13) de sujetador;

reparar cada uno de los respectivos taladros (13) de sujetador;

retirar una porción dañada de la malla (33) de lámina de cobre en el interior de la mencionada área dañada para desvelar un revestimiento (14) compuesto subyacente del ala compuesta, en donde la malla (33) de lámina de cobre incluye una porción (33B) no dañada que rodea la mencionada porción dañada; formar un parche (53) de cobre, comprendiendo el mencionado parche (53) de cobre una sección (52) de lámina de cobre de sustitución y una película adhesiva (60) sin soportar. introducir el mencionado parche (53) de cobre por encima del mencionado revestimiento compuesto (16) subyacente de manera que una porción exterior del mencionado parche (53) solape una región de solape de la mencionada porción (33B) no dañada de la malla (33) de cobre y en donde la mencionada película adhesiva (60) no soportada hace contacto con el mencionado revestimiento compuesto (14) subyacente y la mencionada región (33B) de solape;

acoplar una capa de un material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina sobre el mencionado parche (53) de cobre;

curar la mencionada película adhesiva (60) no soportada;

curar el mencionado material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina; acoplar uno o mas sujetadores (12) sin dañar a través del mencionado material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina, del mencionado parche (53) de cobre, del mencionado recubrimiento (14) compuesto subyacente, un patín (28) y un palo (16) compuesto;

aplicar una capa de imprimación (36) sobre el mencionado material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina y los mencionados uno o mas sujetadores (12) no dañados;

secar la mencionada capa de imprimación (36);

aplicar una capa de pintura (42) sobre la mencionada capa de imprimación (36); y secar la mencionada capa de pintura (42) .

Técnica de reparación de una malla de cobre para la protección contra los rayos.

Campo técnico El presente invento se refiere en general a técnicas de protección contra los rayos en aviones y mas específicamente a una técnica de reparación de una malla de cobre para paneles compuestos de revestimiento de aviones.

Antecedentes de la técnica El uso de materiales de plástico reforzado con fibra de carbono (PRFC) , conocidos de otra manera como compuestos de fibra de carbono para miembros estructurales está aumentando en aviones comerciales por unos mayores ratios resistencia - a - peso y rigidez - a - peso demostrados por los compuestos de fibra de carbono en comparación con estructuras tradicionales de aluminio.

Una descarga de un rayo causa que una elevada corriente eléctrica, que puede ser típicamente del orden de 100.000 amperios, circule por el bastidor del avión. En una estructura compuesta de fibra de carbono, que tiene una resistividad aproximadamente 2000 veces mas elevada que el aluminio, las laminas de fibra de carbono actúan como conductores de muy alta resistencia y la resina entre las laminas actúa como capas dieléctricas altamente capacitivas de manera que los rayos descargando en el compuesto de fibra de carbono resultan en una mayor diferencia de potencial producida a través de la estructura de la lamina pero no en un camino eléctricamente conductor disponible para descargar la corriente. Por tanto la corriente tiende a concentrarse en los sujetadores entre los paneles de revestimiento y la subestructura del avión, puesto que los sujetadores están construidos generalmente de aleaciones altamente conductoras por solidez. Cuando la energía del rayo no puede ser disipada a una velocidad suficientemente elevada podrían ocurrir arcos o chispas peligrosas.

Este es un problema considerable especialmente cuando la subestructura es la pared para el tanque de combustible y los arcos llevan al tanque de combustible el riesgo altamente peligroso de chispas que saltan, material fundido y gases calientes.

Una aproximación conocida para reducir el efecto de descargas de los rayos en estructuras no metálicas es aplicar, por pulverización a la llama o plaqueado, a la superficie exterior de los paneles de recubrimiento una capa conductora tal como aluminio. El problema con la pulverización a la llama o el plaqueado es que son operaciones secundarias utilizadas para aplicar la capa conductora a la estructura ensamblada. Además es difícil el conseguir una unión eléctrica satisfactoria utilizando cualquiera de esos procesos. También la capa conductora de protección añade masa sin contribuir a la resistencia de la estructura ensamblada, es vulnerable a daños medioambientales y es de difícil mantenimiento. La producción y el mantenimiento de una disposición de este tipo son por consiguiente claramente caros.

Otra conocida aproximación para reducir el efecto de la descarga de un rayo en superficies no metálicas es instalar una pantalla tejida o lamina sobre la superficie exterior de los paneles de revestimiento. Sin embargo el uso de pantallas tejidas o laminas requiere el uso de una lamina adicional de fibra de vidrio cuando la estructura no metálica es carbono para aislar la capa de carbono del metal para prevenir la corrosión lo que también añade peso no estructural.

Todavía otra aproximación es emplear varios diseños especiales de sujetadores, por ejemplo como se describe en el documento U.S. 4.891.732. Los sujetadores descritos en esos documentos emplean una cabeza avellanada para avellanar dentro de la superficie del panel de revestimiento en un contacto intimo con él, y una tuerca para asegurar el sujetador en su lugar, la cual tuerca está diseñada para transmitir la corriente eléctrica de manera segura a la subestructura para que no se produzca el arco. De nuevo esta aproximación al problema del arco es caro por la necesidad de un diseño especial de los sujetadores.

Todavía otro método conocido para proteger los sistemas de combustible contra las descargas de los rayos está descrito en el documento U.S. 6.845.872 para Pridham y otros, el cual describe un método para sujetar un revestimiento exterior compuesto de avión a una subestructura incluyendo los pasos de incorporar una capa eléctricamente conductora en o aplicándola a una superficie exterior del revestimiento exterior compuesto, Insertando un espárrago a través de la capa eléctricamente conductora y el revestimiento exterior compuesto y a través de la subestructura interior asegurando el espárrago por medio de una tuerca encajada directamente o indirectamente en la superficie interior de la subestructura interior y aplicando material aislante sobre la cabeza del espárrago. Mientras que la descripción de Pridham protege efectivamente el sistema de combustible contra las descargas de los rayos, el sistema propuesto no gestiona la necesidad de reparar el sistema de malla de cobre después de una descarga de un rayo o después de un daño mecánico. La continuidad eléctrica de la capa eléctricamente conductora debe ser restablecida para proporcionar la propia protección contra el impacto o descarga de los rayos. El documento US-A1 5.865.397 describe un método para el restablecimiento de la impedancia reducida de una capa eléctricamente conductora contenida en un ala compuesta para un avión comercial, Incluyendo la capa eléctricamente conductora una malla de lámina de cobre y como mínimo un sujetador

asociado, habiendo sido dañada la capa eléctricamente conductora durante una descarga de un rayo o por otro incidente mecánico de manera tal que la impedancia de la capa eléctricamente conductora es elevada, comprendiendo el método:

retirar cualquier superficie situada encima de un área dañada del ala compuesta para desvelar una sección dañada de la capa eléctricamente conductora; retirar uno o mas sujetadores del interior de la mencionada sección, en donde al retirar cada uno o mas sujetadores se deja un respectivo taladro para sujetador; reparar cada uno de los respectivos taladros para sujetador; retirar una porción dañada de la malla lámina de cobre del interior de la mencionada sección para dejar al descubierto un recubrimiento subyacente compuesto del ala compuesta; formar un parche de cobre, comprendiendo el mencionado parche de cobre una sección de lámina de cobre de sustitución y una película adhesiva sin soporte.

Adicionalmente, el documento U.S. A1 4.912.594 describe un sistema integral de protección contra los rayos y un método para su uso con una estructura epoxy de grafito de un avión, en donde un taladro que va a ser reparado es en primer lugar limpiado de material compuesto roto y sustituido con un parche adhesivo adherido, en donde una capa dieléctrica es colocada sobre el parche y como mínimo una capa metálica fabricada de fibra de grafito es colocada sobre la capa dieléctrica. Las cabezas de los sujetadores son biseladas con la superficie exterior de material compuesto.

Por consiguiente, existe una necesidad de una técnica económica y robusta para reparar los revestimientos compuestos de aviones que para la protección contra el impacto o descarga de los rayos utilizan láminas de cobre junto con filas de sujetadores que han sido dañadas por el impacto o descargas de los rayos o por algún tipo de manera mecánica, con el fin de mantener la integridad del sistema de prevención contra los rayos y para ayudar a derivar las corrientes de los rayos lejos de las estructuras de los tanques de combustible.

Sumario del invento El presente invento resuelve el mencionado objeto mediante un método para restablecer la continuidad eléctrica de una capa eléctricamente conductora de acuerdo con la reivindicación 1, preferiblemente una malla de lámina de cobre que incluye tiras de lámina de cobre acopladas y centradas alrededor de sujetadores situados en una línea de sujetadores del ala compuesta de avión. El presente invento utiliza un parche de cobre y un adhesivo especial para reemplazar la sección dañada de la capa eléctricamente conductora.

En una configuración preferida la reparación se lleva a cabo por, primero, retirar todas las superficies (pinturas, imprimaciones, capas de fibra de vidrio) así como una porción de la capa eléctricamente conductora para crear una abertura al revestimiento subyacente de compuesto. También se retirará cualquier sujetador en el área inmediata al daño. Entonces sobre el revestimiento compuesto y en el interior de la abertura se une y se cura un parche de cobre consistente en una película adhesiva sin soporte y una tira de lámina... [Seguir leyendo]

1. Un método para restablecer la impedancia reducida de una capa eléctricamente conductora contenida en un ala compuesta de un avión comercial, incluyendo la capa eléctricamente conductora una malla (33) de lamina de cobre y como mínimo un sujetador (24) asociado, habiendo sido dañada la capa eléctricamente conductora durante una descarga de un rayo o por otra incidencia mecánica de tal manera que la impedancia de la capa eléctricamente conductora es elevada, comprendiendo el método:

retirar todas las superficies (36, 42) situadas encima de un área dañada (54) del ala compuesta para dejar a la vista una sección dañada de la capa eléctricamente conductora;

retirar uno o mas sujetadores (12) del interior de la mencionada área dañada (54) , en donde retirar cada uno de los mencionados sujetadores (12) deja un respectivo taladro (13) de sujetador; reparar cada uno de los respectivos taladros (13) de sujetador; retirar una porción dañada de la malla (33) de lámina de cobre en el interior de la mencionada área dañada para desvelar un revestimiento (14) compuesto subyacente del ala compuesta , en donde la malla (33) de lámina de cobre incluye una porción (33B) no dañada que rodea la mencionada porción dañada; formar un parche (53) de cobre, comprendiendo el mencionado parche (53) de cobre una sección (52) de lámina de cobre de sustitución y una película adhesiva (60) sin soportar. introducir el mencionado parche (53) de cobre por encima del mencionado revestimiento compuesto (16) subyacente de manera que una porción exterior del mencionado parche (53) solape una región de solape de la mencionada porción (33B) no dañada de la malla (33) de cobre y en donde la mencionada película adhesiva (60) no soportada hace contacto con el mencionado revestimiento compuesto (14) subyacente y la mencionada región (33B) de solape; acoplar una capa de un material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina sobre el mencionado parche (53) de cobre; curar la mencionada película adhesiva (60) no soportada; curar el mencionado material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina; acoplar uno o mas sujetadores (12) sin dañar a través del mencionado material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina, del mencionado parche (53) de cobre, del mencionado recubrimiento (14) compuesto subyacente, un patín (28) y un palo (16) compuesto; aplicar una capa de imprimación (36) sobre el mencionado material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina y los mencionados uno o mas sujetadores (12) no dañados; secar la mencionada capa de imprimación (36) ; aplicar una capa de pintura (42) sobre la mencionada capa de imprimación (36) ; y secar la mencionada capa de pintura (42) .

2. El método de la reivindicación 1 en donde la mencionada película adhesiva (60) no soportada es curada antes o simultáneamente con la curación del mencionado material de fibra de vidrio (62;80) impregnado de resina.

3. El método de la reivindicación 1 en donde la mencionada película adhesiva (60) no soportada comprende un material adhesivo termoajustado no soportado de película de resina epoxy modificada.

4. El método de la reivindicación 3, en donde el mencionado material de película adhesiva epoxy o termoajustada no soportada comprende un material de película adhesiva epoxy modificada de cura termoajustada a 121º C o 177º C (250 grados o 350 grados Fahrenheit) .

5. El método de la reivindicación 2, en donde el material de película adhesiva (60) no soportada es curado antes de la cura del material (62) de fibra de vidrio impregnado de resina y donde el acoplar el mencionado material (62) de fibra de vidrio impregnado de resina sobre el mencionado parche (53) de cobre comprende:

formar un tejido (62) de fibra de vidrio impregnada de resina; y tender en húmedo el mencionado tejido (62) impregnado de resina sobre el mencionado parche (53) de cobre.

6. El método de la reivindicación 5, en donde formar el mencionado tejido (62) de fibra de vidrio impregnado de resina comprende:

situar una primera capa de una película sólida de separación en una superficie relativamente horizontal; introducir una primera cantidad de resina epoxy modificada de cura termoajsutada a 66º C (150 grados Fahrenheit) sobre una mencionada primera capa; introducir una capa de tejido de vidrio E en la mencionada primera cantidad; introducir una segunda cantidad de resina epoxy modificada de cura termoajustada a 66º C (150 grados Fahrenheit) sobre la mencionada capa, siendo la mencionada segunda cantidad aproximadamente igual en peso a la mencionada primera cantidad; acoplar una segunda capa de una película sólida de separación en la mencionada segunda cantidad;

impregnar uniformemente la mencionada capa del mencionado tejido de vidrio E con la mencionada primera cantidad y la mencionada segunda cantidad de resina.

7. El método de la reivindicación 6, en donde el tender en húmedo el mencionado tejido (62) de fibra de vidrio impregnado de resina en el mencionado parche (53) de cobre comprende:

retirar la mencionada primera capa de la mencionada primera película sólida de separación de la mencionada primera capa; acoplar la mencionada primera capa de tejido (62) impregnado de resina sobre la mencionada sección de lámina de cobre del mencionado parche (53) de cobre tal que la mencionada segunda capa de la mencionada película sólida de separación no está en contacto con la mencionada sección de lámina de cobre; y retirar la mencionada segunda capa de la mencionada película sólida de separación del mencionado tejido de fibra de vidrio impregnado de resina;

8. El método según la reivindicación 7, en el que la curación del mencionado tejido (62) de fibra de vidrio impregnado de resina comprende:

acoplar una manta térmica al mencionado tejido (62) de fibra de vidrio impregnado de resina; aumentar la temperatura de la mencionada manta térmica sobre 93º C (200 grados Fahrenheit) durante sobre 220 minutos para curar la mencionada resina epoxy modificada de curación termoajustada a 66º C (155º grados) ; y retirar la mencionada manta térmica.

9. El método de la reivindicación 8, en donde la curación del mencionado material de película adhesiva (60) no soportada comprende:

acoplar una manta térmica a la mencionada película adhesiva no soportada, en donde la mencionada película adhesiva (60) no soportada comprende una película adhesiva no soportada de resina epoxy modificada de curación termoajustada a 121º C (250 grados Farenheit) ; incrementar lentamente la temperatura de la manta térmica hasta sobre 124º C (255 grados Fahrenheit) ; calentar la mencionada película adhesiva no soportada sobre durante 90 minutos; y retirar la mencionada manta térmica de la mencionada película adhesiva (60) no soportada.

10. El método de la reivindicación 8 en donde la curación de la mencionada película adhesiva (60) no soportada comprende:

acoplar una manta térmica a la mencionada película adhesiva no soportada, en donde la mencionada película adhesiva (60) no soportada comprende una película adhesiva no soportada de resina epoxy modificada de curación termoajustada a 177º C (350 grados Farenheit) ; incrementar lentamente la temperatura de la manta térmica hasta sobre 180º C (355 grados Fahrenheit) ; calentar la mencionada película adhesiva (60) no soportada sobre durante 90 minutos; y retirar la mencionada manta térmica de la mencionada película adhesiva (60) no soportada.

11. El método de la reivindicación 4, en donde el acoplamiento del mencionado tejido (80) de fibra de vidrio impregnado de resina sobre el mencionado parche (53) de cobre comprende acoplar un material preimpregnada (80) de fibra de vidrio sobre la mencionada sección lámina de cobre de sustitución del mencionado parche (53) de cobre.

12. El método de la reivindicación 11, en donde la curación del mencionado material de fibra de vidrio impregnado de resina comprende:

acoplar una manta térmica al mencionado material preimpregnada (80) de fibra de vidrio, teniendo el mencionado material preimpregnada (80) de fibra de vidrio un componente epoxy modificado de curación termoajustada a 121º C (250 grados Fahrenheit) ; incrementar una temperatura en el interior de la mencionada manta térmica hasta sobre 121º C (250 grados Fahrenheit) ; mantener la mencionada manta térmica a sobre 121º C (250 grados Fahrenheit) sobre durante 120 minutos para curar el mencionado componente epoxy de curación a 121º C (250 grados Fahrenheit) del mencionado material preimpregnada de fibra de vidrio; y retirar la mencionada manta térmica del mencionado material preimpregnada (80) de fibra de vidrio.

13. El método de la reivindicación 11, en donde la curación del mencionado material de fibra de vidrio impregnado de resina comprende:

acoplar una manta térmica al mencionado material preimpregnada (80) de fibra de vidrio, teniendo el mencionado material preimpregnada (80) de fibra de vidrio un componente epoxy modificado de curación termoajustada a 177º C (350 grados Fahrenheit) ; incrementar una temperatura en el interior de la mencionada manta térmica hasta sobre 177º C (350 grados Fahrenheit) ; mantener la mencionada manta térmica a sobre 177º C (350 grados Fahrenheit) sobre durante 120 minutos para curar el mencionado componente epoxy de curación a 177º C (350 grados Fahrenheit) del mencionado material preimpregnada de fibra de vidrio; y retirar la mencionada manta térmica del mencionado material preimpregnada (80) de fibra de vidrio.

14. El método de la reivindicación 1, en donde retirar todas las superficies (36, 42) situadas sobre un área dañada (54) del ala compuesta comprende:

retirar una capa (42) exterior de pintura y un área (36) exterior de imprimación sobre un área dañada mas un área extendida 50, 8 mm radialmente utilizando un papel de lija de grano 150 o mas fino, exponiendo entonces un material subyacente de fibra de vidrio con lamina compuesta; acoplar una cinta adhesiva de alta o baja presión a lo largo de la periferia radial o un material subyacente con lamina compuesta para esconder el mencionado material subyacente con lamina compuesta; chorrear el mencionado material subyacente con lamina compuesta, exponiendo entonces una tira (33) de lámina de cobre de una malla (33) de lámina de cobre; retirar la mencionada cinta adhesiva de alta o baja presión para exponer una capa (34) de fibra de vidrio que rodea a la mencionada tira de lámina de cobre; y lavar con disolvente la mencionada lamina de fibra de vidrio expuesta.

15. El método de la reivindicación 1, en donde reparar cada uno de los mencionados respectivos taladros de sujetador comprende:

introducir un tapón de poli-tetra-fluor-etileno en cada uno de los mencionados respectivos taladros (13) de sujetador; introducir una mezcla de fibra de vidrio molida y una resina epoxy modificada que cura a 66º C (150 grados Fahrenheit) alrededor del mencionado tapón de poli-tetra-fluor-etileno; y curar la mencionada resina epoxy modificada que cura a 66º C (150 grados Fahrenheit) .

16. El método de la reivindicación 1, en donde el acoplamiento de uno o mas sujetadores no dañados comprende:

perforar un nuevo taladro (64) de sujetador a través del mencionado material (62, 80) curado de fibra de vidrio impregnado de resina, del mencionado parche (53) de cobre, del mencionado material (14) subyacente de revestimiento compuesto, un patín (28) y un palo (16) compuesto; instalar en húmedo un pasador (12) no dañado en el interior del mencionado nuevo taladro (64) de sujetador; sujetar una porción de palo del mencionado pasador no dañado con una tuerca metálica (26) .