BR102013007212A2 - Método para reparo de um compósito laminado tendo uma pluralidade de camadas - Google Patents
Método para reparo de um compósito laminado tendo uma pluralidade de camadas Download PDFInfo
- Publication number
- BR102013007212A2 BR102013007212A2 BRBR102013007212-5A BR102013007212A BR102013007212A2 BR 102013007212 A2 BR102013007212 A2 BR 102013007212A2 BR 102013007212 A BR102013007212 A BR 102013007212A BR 102013007212 A2 BR102013007212 A2 BR 102013007212A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- layers
- repair
- layer
- forming
- damaged
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 58
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 58
- 230000008439 repair process Effects 0.000 claims abstract description 120
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000013507 mapping Methods 0.000 claims description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 4
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 140
- 230000008569 process Effects 0.000 description 17
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 4
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 3
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 2
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000002356 single layer Substances 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B38/00—Ancillary operations in connection with laminating processes
- B32B38/10—Removing layers, or parts of layers, mechanically or chemically
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
- B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
- B29C73/10—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements using patches sealing on the surface of the article
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
- B29C73/24—Apparatus or accessories not otherwise provided for
- B29C73/26—Apparatus or accessories not otherwise provided for for mechanical pretreatment
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B17/00—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres
- B32B17/02—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres in the form of fibres or filaments
- B32B17/04—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres in the form of fibres or filaments bonded with or embedded in a plastic substance
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
- B32B37/14—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by the properties of the layers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
- B29C73/24—Apparatus or accessories not otherwise provided for
- B29C73/26—Apparatus or accessories not otherwise provided for for mechanical pretreatment
- B29C2073/264—Apparatus or accessories not otherwise provided for for mechanical pretreatment for cutting out or grooving the area to be repaired
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B43/00—Operations specially adapted for layered products and not otherwise provided for, e.g. repairing; Apparatus therefor
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Working Measures On Existing Buildindgs (AREA)
Abstract
Método para reparo de um compósito laminado tendo uma pluralidade de camadas. Compósitos laminados complexos podem ser reparados através de remoção de camadas individuais danificadas por meio de descamação a fim de explorar as propriedades interlaminares fracas destes compósitos. Na remoção das camadas individuais danificadas através de descamação, camadas de substituição podem ser adicionadas para restaurar o compósito laminado. Além disso, quando dano se estende ao longo da espessura de um compósito laminado, um pino sacrifical pode ser usado para permitir que camadas sejam substituídaqs enquanto mantém contorno dentro da região de reparo. Uma placa de revestimento também pode ser usada para enrijecer e manter o contorno de uma região de reparo enquanto descama e remove camadas da região de reparo.
Description
MÉTODO PARA REPARO DE UM COMPÓSITO LAMINADO TENDO UMA PLURALIDADE DE CAMADAS
CAMPO DA INVENÇÃO A presente descrição geralmente refere-se a reparo de compósito e, mais particularmente, a processos para reparo de compósitos laminados complexos.
FUNDAMENTOS
Materiais compósitos estão se tornando mais prevalentes na fabricação de estruturas de aeronaves. Quando dano estrutural ocorre a estes materiais compósitos, lixamento ou corte de camadas podem ser empregados para fazer reparos, e isto pode ser usado para atingir etapas individuais em um reparo de encaixe chanfrado escalonado ou uma transição contínua em um reparo de encaixe afunilado. Entretanto, ao usar tais técnicas, pode ser difícil manter a profundidade do chanfro, a definição de terminações de camadas, e/ou a consistência de um ângulo afunilado ao longo da área de reparo total. Adicionalmente, se dano total é apresentado, pode ser necessário ferramental para manter o contorno da parte que compreende a área de reparo, com isso necessitando desmontagem e remoção de outras partes não que necessariamente requerem reparo, de modo que a parte que compreende a área de área de reparo pode encaixar no ferramental.
RESUMO
Modalidades da presente descrição podem prover um método para reparo de um compósito laminado compreendendo mapeamento de dimensões e disposição de uma pluralidade de camadas que forma o compósito laminado, definindo uma região de reparo através de identificação de pelo menos uma dentre a pluralidade de camadas que é danificada, descarnando e removendo as camadas danificadas da região de reparo, em que cada uma das camadas danificadas é separadamente descarnada e removida, e adicionando pelo menos uma camada de substituição à região de reparo. Cada uma das camadas danificadas a ser descarnada e removida pode ser separadamente marcada antes da descamação. O número de camadas de substituição adicionado pode ser pelo menos igual ao número de camadas danificadas que são separadamente descarnadas e removidas. Em algumas modalidades da presente descrição, o número de camadas de substituição pode ser superior ao número de camadas danificadas que é separadamente descarnado e removido. Pelo menos uma camada de substituição pode ser adicionada em uma maneira sobreposta.
Adicionalmente, camadas de substituição adicionais podem ser adicionadas a cada lateral da região de reparo para adicionalmente reforçar a região de reparo. O método pode adicionalmente incluir criar um remendo de reparo e alinhar e ligar o remendo de reparo dentro da região de reparo. O remendo de reparo pode ser criado formando um primeiro estrato que corresponde às dimensões mapeadas e disposição da pluralidade de camadas que forma o compósito laminado, formando pelo menos um estrato adicional que corresponde às dimensões mapeadas e disposição da pluralidade de camadas que forma o compósito laminado, e alinhando o primeiro estrato com o pelo menos um estrato adicional. O método também pode incluir a introdução de uma placa de revestimento para manter o contorno da região de reparo enquanto descarna e remove as camadas danificadas da região de reparo.
Outras modalidades da presente descrição são direcionadas a um método para reparo de um compósito laminado compreendendo localizar e definir uma região de reparo do compósito laminado, o compósito laminado tendo uma pluralidade de estratos de camadas, criar um remendo de reparo, descarnar e remover uma ou mais dentre a pluralidade de estratos de camadas tendo dano, e alinhar e ligar o remendo de reparo a uma ou mais dentre a pluralidade de estratos de camadas remanescente na região de reparo. O método pode adicionalmente compreender mapeamento de dimensões e disposição da pluralidade de estratos de camadas que forma o compósito laminado. Cada dentre um ou mais da pluralidade de estratos de camadas tendo dano pode ser separadamente descarnada e removida. Adicionalmente, cada dentre um ou mais da pluralidade de estratos de camadas a ser descarnada e removida pode ser separadamente marcado antes da descamação. O remendo de reparo pode ser criado através de formação de um primeiro estrato que corresponde às dimensões mapeadas e disposição da pluralidade de estratos de camadas que forma o compósito laminado, formando pelo menos um estrato adicional que corresponde às dimensões mapeadas e disposição da pluralidade de estratos de camadas que forma o compósito laminado, e alinhando o primeiro estrato com o pelo menos um estrato adicional. O número de estratos que forma o remendo de reparo pode ser pelo menos igual ao número de estratos de camadas tendo dano que é separadamente descarnado e removido.
Modalidades adicionais da presente descrição podem prover um método para reparo de um compósito laminado tendo uma pluralidade de camadas, o método compreendendo localizar dano em uma ou mais dentre a pluralidade de camadas, a localização de uma ou mais danificada dentre a pluralidade de camadas formando uma região de reparo, remover a uma ou mais danificada dentre a pluralidade de camadas da região de reparo, afixar um pino sacrificial na região de reparo, descarnar e remover pelo menos um estrato do pino sacrificial, e adicionar pelo menos uma camada de substituição à região de reparo. O pino sacrificial pode ser formado do mesmo material que a pluralidade de camadas que forma o compósito laminado. A etapa de descamação e remoção e a etapa de adição de pelo menos uma camada de substituição podem ser repetidas até que cada estrato do pino sacrificial tenha sido removido. O método pode adicionalmente compreender aplicação de um remendo após o pino sacrificial ser afixado na região de reparo, em que estratos do remendo podem ser descarnados e removidos concomitantemente com descamação e remoção de pelo menos um estrato do pino sacrificial. Além disso, a uma ou mais danificada dentre a pluralidade de camadas também pode ser removida através de descamação.
BREVE DESCRIÇÃO DAS FIGURAS
Para uma compreensão mais complete desta divulgação, referência é feita agora à seguinte descrição, tomada em conjunto com as figuras anexas, em que: FIGURA 1 descreve uma área de reparo de uma estrutura de aeronave, de acordo com uma modalidade da presente descrição; FIGURA 2 descreve um processo para reparo de compósitos laminados complexos, de acordo com uma modalidade da presente descrição; FIGURA 3 um processo adicional para reparo de compósitos laminados complexos, de acordo com uma modalidade da presente descrição; e FIGURA 4 descreve um processo adicional para reparo de compósitos laminados complexos, de acordo com uma modalidade da presente descrição.
DESCRIÇÃO DETALHADA
Modalidades da presente descrição geralmente proveem processos para reparo de estruturas que podem ser fabricadas usando compósitos laminados, tais como revestimentos de asa de estruturas de aeronaves. Compósitos laminados geralmente podem ser compreendidos de vários estratos de camadas em que cada estrato pode ser impregnado separadamente e tratado. Processos de reparo, de acordo com modalidades da presente descrição, podem tirar vantagem dos vários estratos de camadas dentro de um compósito laminado de modo que camadas danificadas individuais podem ser descarnadas e então substituídas para preservar to preserve quedas de camadas dentro do compósito laminado. FIGURA 1 descreve uma modalidade da presente descrição identificando área de reparo 101 de estrutura de aeronave 100. Área de reparo 101 pode ser uma área de estrutura de aeronave 100 compreendida de um compósito laminado que pode ser danificado. Enquanto área de reparo 101 é mostrada em uma porção de uma asa de estrutura de aeronave 100, deve-se notar que processos para reparo, de acordo com modalidades da presente descrição, podem ser empregados em outras áreas de estrutura de aeronave 100 sem desviar da presente descrição.
Dano na área de reparo 101 geralmente pode reparado através de descamação de camadas individuais do compósito laminado. Tal descamação pode explorar as propriedades interlaminares fracas do compósito laminado e atingir controle mais preciso durante remoção das camadas. Isto é porque a descamação geralmente apenas pode afetar uma única camada sendo removida a um determinado tempo e a uma localização precisa dentro da área de reparo 101. Tal precisão em reparo através de uso de descamação não foi anteriormente provida através de técnicas mais convencionais de chanframento, lixamento ou corte à medida que a profundidade das camadas de compósito laminado removidas podem ser controladas através de remoção por descamação de uma camada por vez. Descamação também pode endereçar variações em acúmulos de camada e quedas de camada bem como contorno dentro da área de reparo e quaisquer mudanças em estratos de superfície da estrutura maior onde a região de reparo é identificada. Após uma ou mais camadas danificadas ter sido removidas através de descamação, camadas de substituição podem então ser adicionadas para restaurar as capacidades da área onde o reparo foi feito. Deve-se notar que quando camadas de substituição são adicionadas, elas podem ser adicionadas em uma maneira sobreposta de modo a transferir as cargas camada por camada. Estes processos de reparo podem ser realizados usando ferramentas acessíveis e permitem que reparos sejam feitos sem a necessidade de remoção completa de uma área de reparo de uma estrutura maior. Consequentemente, processos de reparo de acordo com modalidades da presente descrição podem prover um método de baixo custo para reparo enquanto mantêm o perfil de um componente dentro de uma estrutura maior. FIGURA 2 descreve processo 200 para reparo de compósitos laminados complexos, de acordo com uma modalidade da presente descrição. Na etapa 202, dano ao compósito laminado complexo pode ser localizado. Isto pode envolver identificação da margem de dano, a extensão do dano, e a composição do compósito laminado usado na fabricação original. Isto é uma melhoria do lixamento tradicional ou métodos de roteamento em que, se dano é transportado através de múltiplos estratos de camadas, o dano pode ser reparado em uma maneira que endereça o contorno de uma área de reparo bem como a geometria complexa do compósito laminado. Assim, processo 200 pode controlar e manter tal geometria através do curso de um reparo. A região de reparo do compósito laminado complexo pode ser identificada na etapa 204. As dimensões e disposição de camadas podem ser mapeadas na etapa 206. Na etapa 208, os estratos de camadas podem ser descarnados e então removidos. Tal descamação e remoção podem ocorrer em camada por camada. Deve-se notar que as camadas podem ser marcadas antes da descamação ocorrer para permitir melhor a manipulação dos estratos de camadas um por vez. Uma vez que as camadas foram marcadas, pode ser mais fácil capturar as fibras dentro de uma camada para começar o processo de descamação. Tal marcação pode ser feita um estrato por vez através do uso de, por exemplo, uma faca afiada.
Finalmente, na etapa 210, estratos de camada de reparo de substituição podem ser adicionados. Quando estratos de camada de reparo de substituição são adicionados, o número de estratos de camada de substituição pode geralmente corresponder ao número de estratos de camadas danificadas que foram descarnadas e removidas na etapa 208. Consequentemente, os estratos de camada de reparo podem corresponder camada por camada aos estratos de camadas danificadas que foram descarnados e removidos. Deve-se notar que o número de estratos de camada de reparo de substituição pode nem sempre se igualar ao número de camadas que foram descarnadas e removidas, mas pode geralmente ser pelo menos igual ao número de estratos de camadas danificadas. Em algumas modalidades da presente descrição, camadas adicionais podem ser adicionadas além do número de estratos de camadas danificadas descarnadas e removidas para prover mais resistência dentro e em torno de uma área de reparo. Adicionalmente, em certas modalidades da presente descrição, o número e tipo de estratos de camada de reparo de substituição adicionados podem diferir dependendo do contorno da área de reparo. Por exemplo, o número de estratos de camadas a ser adicionadas pode ser afunilado conforme o contorno de estrutura de aeronave 100 dentro da área de reparo 101 muda. Adicionalmente, estratos de camada extras podem ser adicionados a cada lateral de uma área a ser reparada a fim de assegurar melhor a resistência da área de reparo enquanto ainda mantêm tolerâncias desejadas. Entretanto, deve-se notar que processos para reparo, de acordo com modalidades da presente descrição, podem ser realizados sem a adição de estratos de camada extras. Além disso, deve-se notar que se estratos de camadas extras devem ser adicionados, não há limitação em relação ao número de estratos de camadas que pode ser adicionado, desde que as tolerâncias apropriadas sejam mantidas. Isto é uma melhoria do reparo por lixamento mais tradicional em que estratos de camadas podem agora ser rastreados durante reparo. FIGURA 3 descreve processo 300 para reparo de compósitos laminados complexos de acordo com outra modalidade da presente descrição. Similar ao processo 200 de FIGURA 2, na etapa 302, dano ao compósito laminado complexo pode ser localizado, a região de reparo do compósito laminado complexo pode ser identificada na etapa 304, e as dimensões e disposições de camadas podem ser mapeadas na etapa 306. Entretanto, processo 300 pode divergir na etapa 308 quando um remendo de reparo pode ser criado. A fim de criar um remendo de reparo, estratoi+i pode ser formado para dimensões mapeadas na etapa 310. EstratOi+i pode então ser formado em conformidade com as dimensões mapeadas na etapa 312. Na etapa 314, estratoi+i pode ser alinhado com estratoi+1 de acordo com a disposição mapeada, de modo a assegurar transferência de carga adequada através das camadas. Deve-se notar que etapas 312 e 314 podem ser repetidas tantas vezes quanto apropriado, dependendo do número de estratos de camadas que pode ser necessário para fazer o reparo de acordo com modalidades da presente descrição. Adicionalmente, processo 300 permite que todas as quedas de camada sejam preservadas de modo que, quando o remendo de reparo for inserido, as quedas de camada possam ser correspondidas em camada por camada.
Também se deve notar que, conforme descrito previamente, descamação permite o rastreio de afunilamentos de camadas, que é uma melhoria do lixamento. Consequentemente, descamação permite que todas as quedas de camada sejam preservadas de modo que o remendo de reparo possa ser formado para corresponder melhor, camada a camada, aos estratos de camadas que possam ser removidos através de descamação. Uma vez que os estratos do remendo de reparo foram criados, na etapa 316, estratos de camadas na área de reparo podem ser descarnados e removidos. Finalmente, na etapa 318, o remendo de reparo pode ser alinhado e ligado à área de reparo. FIGURA 4 descreve processo 400 para reparo de compósitos laminados complexos de acordo com outra modalidade da presente descrição, tal como quando dano pode se estender ao longo da espessura do compósito. Na etapa 402, dano a uma ou mais dentre uma pluralidade de camadas pode ser localizado. Uma região de reparo compreendendo a localização da uma ou mais danificada dentre uma pluralidade de camadas pode ser definida na etapa 404, e as dimensões e disposição de camadas podem ser mapeadas na etapa 406. Na etapa 408, a uma ou mais das regiões de reparo de camadas pode ser removida da região de reparo da estrutura. Um pino sacrificial pode ser afixado dentro da região de reparo na estrutura na etapa 410. Deve-se notar que o pino pode ser formado de materiais similares àqueles encontrados na região de reparo para corresponder ao material que é removido da estrutura, e o pino pode ser formado de uma espessura para se estender através da região de reparo tão profundamente quanto possa ser necessário para efetuar o reparo. Uso de tal pino pode permitir que camadas sejam substituídas enquanto ainda mantêm o contorno da área de reparo e região circundante. Pelo menos um estrato do pino sacrificial pode então ser descarnado e removido na etapa 412. Assim, o estrato de pino pode ser removido em processo 400 de modo que as camadas danificadas possam ser substituídas por novas mais facilmente. Pelo menos um estrato de camada de reparo de substituição pode então ser adicionado na etapa 414. Deve-se notar que as etapas de descamação e remoção de estratos do pino sacrificial (etapa 412) e adição de pelo menos um estrato de camada de reparo de substituição (etapa 414) podem ser repetidas tantas vezes quantas houver estratos do pino sacrificial a ser removidos. Também se deve notar que uma vez que o pino é ligado dentro da região de reparo, um remendo também pode ser aplicado e então descamação pode ser utilizada em ambos o pino e o remendo sem desviar da presente descrição. Adicionalmente, de acordo com certas modalidades da presente descrição, o pino pode ser autoremovível ou pode ser descarnado depois de pelo menos um estrato de camada de reparo de substituição ter sido adicionado, se o pino ainda remanesce quando o um ou mais estrato de camada de reparo de substituição está no lugar.
Deve-se notar que, similar ao pino sacrificial, uma placa de revestimento temporária também pode ser usada para capturar o formato da estrutura e para manter o contorno da área de reparo durante processos de reparo, de acordo com modalidades da presente descrição. Tal placa de revestimento temporária pode prover propriedades de enrijecimento durante o reparo a fim de manter a configuração dimensional desejada seguindo a conclusão do processo de reparo. Uma placa de revestimento pode ser ligada à superfície usando pequenos quadrados de adesivo em comparação a cobrir toda a placa com adesivo a fim de permitir que os pequenos quadrados sejam lixados mais facilmente.
Os processos de reparo, de acordo com modalidades da presente descrição, têm sido amplamente descritos no contexto do reparo de uma camada externa de asa tendo geometria de compósito laminado complexo que era anteriormente considerado como sendo irreparável. Entretanto, deve-se notar que processos de reparo, de acordo com modalidades da presente descrição, podem ser utilizados para reparar estruturas outras que não revestimentos de asa e/ou estruturas outras que não estruturas de aeronaves. Consequentemente, estes processos de reparo podem ser utilizados quando compósitos laminados tendo geometria complexa, mudanças de contorno, e/ou quando quedas de camada estão envolvidas sem desviar da presente descrição.
Apesar da presente descrição e suas vantagens terem sido descritas em detalhe, deve-se entender que várias mudanças, substituições e alterações podem ser feitas aqui sem desviar do espírito e escopo da divulgação conforme definido pelas reivindicações anexas. Ademais, o escopo do presente pedido não se destina a ser limitado às modalidades particulares do processo, máquina, manufatura, composição de matéria, meios, métodos e etapas descritos na especificação. Como uma pessoa versada na técnica apreciará prontamente da divulgação, processos, máquinas, manufatura, composições de matéria, meios, métodos ou etapas, presentemente existentes ou a ser desenvolvidos adiante, que desempenhem substancialmente a mesma função ou atinjam substancialmente o mesmo resultado que as modalidades correspondentes descritas aqui, podem ser utilizados de acordo com a presente descrição. Consequentemente, as reivindicações anexas destinam a incluir dentro de seu escopo tais processos, máquinas, manufatura, composições de matéria, meios, métodos, ou etapas.
Claims (20)
1. Método para reparo de um compósito laminado, o método caracterizado pelo fato de que compreende: mapear dimensões e disposição de uma pluralidade de camadas que forma o compósito laminado; definir uma região de reparo através de identificação de pelo menos uma dentre a pluralidade de camadas que é danificada; descarnar e remover a uma ou mais camada danificada da região de reparo, em que cada da uma ou mais camada danificada é separadamente descarnada e removida; e adicionar pelo menos uma camada de substituição à região de reparo.
2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o número de camadas de substituição adicionado é pelo menos igual ao número de camadas danificadas que são separadamente descarnadas e removidas.
3. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: criar um remendo de reparo; e alinhar e ligar o remendo de reparo dentro da região de reparo.
4. Método, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que a etapa de criar o remendo de reparo compreende adicionalmente: formar um primeiro estrato que corresponde às as dimensões mapeadas e disposição da pluralidade de camadas que forma o compósito laminado; formar pelo menos um estrato adicional que corresponde às dimensões mapeadas e disposição da pluralidade de camadas que forma o compósito laminado; e alinhar o primeiro estrato com o pelo menos um estrato adicional.
5. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a pelo menos uma camada de substituição é adicionada em uma maneira sobreposta.
6. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que cada da uma ou mais camada danificada a ser descarnada e removida é separadamente marcada antes da descamação.
7. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o número de camadas de substituição adicionado é superior ao número de camadas danificadas que são separadamente descarnadas e removidas.
8. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que camadas de substituição adicionais são adicionadas a cada lateral da região de reparo para adicionalmente reforçar a região de reparo.
9. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: introduzir uma placa de revestimento para manter o contorno da região de reparo enquanto descarna e remove a uma ou mais camada danificada da região de reparo.
10. Método para reparo de um compósito laminado, caracterizado pelo fato de que o método compreende: localizar e definir uma região de reparo do compósito laminado, o compósito laminado tendo uma pluralidade de estratos de camadas; criar um remendo de reparo; descarnar e remover uma ou mais dentre a pluralidade de estratos de camadas tendo dano; e alinhar e ligar o remendo de reparo à uma ou mais dentre a pluralidade de estratos de camadas remanescentes na região de reparo.
11. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: mapear dimensões e disposição da pluralidade de estratos de camadas que forma o compósito laminado.
12. Método, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a etapa de criar o remendo de reparo compreende adicionalmente: formar um primeiro estrato que corresponde às dimensões mapeadas e disposição da pluralidade de estratos de camadas que forma o compósito laminado; formar pelo menos um estrato adicional que corresponde às dimensões mapeadas e disposição da pluralidade de estratos de camadas que forma o compósito laminado; e alinhar o primeiro estrato com o pelo menos um estrato adicional.
13. Método, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que o número de estratos que forma o remendo de reparo é pelo menos igual ao número de estratos de camadas tendo dano que são separadamente descarnados e removidos.
14. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que cada dentre uma ou mais da pluralidade de estratos de camadas tendo dano é separadamente descarnada e removida.
15. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que cada dentre uma ou mais da pluralidade de estratos de camadas a ser descarnadas e removidas são separadamente marcadas antes da descamação.
16. Método para reparo de um compósito laminado tendo uma pluralidade de camadas, caracterizado pelo fato de que o método compreende: localizar dano em uma ou mais dentre a pluralidade de camadas, a localização da uma ou mais danificada dentre a pluralidade de camadas formando uma região de reparo; remover a uma ou mais danificada dentre a pluralidade de camadas da região de reparo; afixar um pino sacrificial na região de reparo; descarnar e remover pelo menos um estrato do pino sacrificial; e adicionar pelo menos uma camada de substituição à região de reparo.
17. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que o pino sacrificial é formado do mesmo material que a pluralidade de camadas que forma o compósito laminado.
18. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que a etapa de descamação e remoção e a etapa de adição de pelo menos uma camada de substituição são repetidas até que cada estrato do pino sacrificial tenha sido removido.
19. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: aplicar um remendo após o pino sacrificial ser afixado na região de reparo, em que estratos do remendo são descarnados e removidos concomitantemente com descamação e remoção do pelo menos um estrato do pino sacrificial.
20. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que a uma ou mais danificada dentre a pluralidade de camadas são removidas através de descamação.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/433,106 US9849640B2 (en) | 2012-03-28 | 2012-03-28 | Processes for repairing complex laminated composites |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BR102013007212A2 true BR102013007212A2 (pt) | 2015-06-16 |
| BR102013007212B1 BR102013007212B1 (pt) | 2020-05-19 |
Family
ID=46201442
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BR102013007212A BR102013007212B1 (pt) | 2012-03-28 | 2013-03-27 | método para reparo de um compósito laminado tendo uma pluralidade de camadas |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (3) | US9849640B2 (pt) |
| EP (1) | EP2644366B1 (pt) |
| CN (1) | CN103358660B (pt) |
| BR (1) | BR102013007212B1 (pt) |
| CA (1) | CA2810615C (pt) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9849640B2 (en) | 2012-03-28 | 2017-12-26 | Bell Helicopter Textron Inc. | Processes for repairing complex laminated composites |
| US10265915B2 (en) | 2014-01-17 | 2019-04-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Composite bonded repair method |
| US9498855B2 (en) | 2014-04-02 | 2016-11-22 | The Boeing Company | Rework system for composite structures |
| DE102014214570A1 (de) * | 2014-07-24 | 2016-01-28 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Schadstellenausbesserung an Faserverbundbauteilen |
| GB201516391D0 (en) | 2015-09-16 | 2015-10-28 | Short Brothers Plc | Method of repairing a composite material |
| EP3153309B1 (en) * | 2015-10-05 | 2018-12-12 | Airbus Operations S.L. | System for out of autoclave bonded repairs |
| CN105479783A (zh) * | 2016-01-05 | 2016-04-13 | 唐山钢铁集团有限责任公司 | 一种斗式皮带输送机皮带接口开裂的在线修复方法 |
| CN108115953B (zh) * | 2016-11-29 | 2019-11-22 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种内隔热层的修补方法 |
| CN108791951B (zh) * | 2018-03-19 | 2022-03-08 | 中国南方航空股份有限公司 | 一种采用烧蚀法对飞机反推部件进行维修的方法 |
| KR102178626B1 (ko) * | 2018-10-30 | 2020-11-16 | 에이피시스템 주식회사 | 적층구조물 박리 방법, 유기발광소자 수리 방법 및 적층구조물 박리장치 |
| CN110385867A (zh) * | 2019-06-18 | 2019-10-29 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种用于修补的复合材料的制作方法 |
| CN112936921A (zh) * | 2019-12-10 | 2021-06-11 | 中航贵州飞机有限责任公司 | 飞机教练机复合材料零件的快速修理工艺 |
| US11548102B2 (en) | 2020-07-31 | 2023-01-10 | General Electric Company | Method for repairing composite components using a plug |
| CN114506094B (zh) * | 2022-01-18 | 2024-01-30 | 上海伽材新材料科技有限公司 | 一种预浸料铺贴定位方法 |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4987700A (en) * | 1988-12-13 | 1991-01-29 | The Boeing Company | Mechanical scarfing apparatus |
| US5166007A (en) * | 1991-09-11 | 1992-11-24 | Smith W Novis | Repair compositions and structure |
| US5868886A (en) * | 1995-12-22 | 1999-02-09 | Alston; Mark S. | Z-pin reinforced bonded composite repairs |
| US6174392B1 (en) * | 1999-03-04 | 2001-01-16 | Northrop Grumman Corporation | Composite structure repair process |
| US7419556B2 (en) * | 2005-10-11 | 2008-09-02 | United Technologies Corporation | Method of repair for inlet caps of turbine engines |
| EA200802319A1 (ru) * | 2006-05-11 | 2009-06-30 | Белл Хеликоптер Текстрон, Инк. | Способ и устройство для ремонта элементов конструкции |
| FR2914877B1 (fr) * | 2007-04-13 | 2009-05-29 | Airbus France Sa | Procede de realisation d'une piece structurale en materiau composite d'epaisseur calibree et piece structurale ainsi obtenue |
| US8218852B2 (en) * | 2007-05-08 | 2012-07-10 | Spirit Aerosystems, Inc. | System and method for repairing composite parts |
| US7628879B2 (en) * | 2007-08-23 | 2009-12-08 | The Boeing Company | Conductive scrim embedded structural adhesive films |
| US20090234616A1 (en) * | 2008-02-21 | 2009-09-17 | Syncretek Llc | Automatic Repair Planning and Part Archival System (ARPPAS) |
| US8409384B2 (en) * | 2009-03-09 | 2013-04-02 | The Boeing Company | Predictable bonded rework of composite structures |
| US20110315303A1 (en) | 2010-06-28 | 2011-12-29 | Steven Kent Bird | Composite-reinforcing fabric having indicator fiber yarns and method of repairing composite component using the same |
| US9849640B2 (en) | 2012-03-28 | 2017-12-26 | Bell Helicopter Textron Inc. | Processes for repairing complex laminated composites |
-
2012
- 2012-03-28 US US13/433,106 patent/US9849640B2/en active Active
- 2012-05-31 EP EP12170363.1A patent/EP2644366B1/en active Active
-
2013
- 2013-03-27 CA CA2810615A patent/CA2810615C/en active Active
- 2013-03-27 BR BR102013007212A patent/BR102013007212B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2013-03-28 CN CN201310105000.3A patent/CN103358660B/zh not_active Expired - Fee Related
-
2017
- 2017-11-13 US US15/810,957 patent/US10518491B2/en active Active
-
2019
- 2019-11-25 US US16/694,339 patent/US10850460B2/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20200086593A1 (en) | 2020-03-19 |
| BR102013007212B1 (pt) | 2020-05-19 |
| US20130255856A1 (en) | 2013-10-03 |
| CA2810615C (en) | 2016-12-13 |
| US20180065328A1 (en) | 2018-03-08 |
| EP2644366B1 (en) | 2016-09-21 |
| US10850460B2 (en) | 2020-12-01 |
| CA2810615A1 (en) | 2013-09-28 |
| CN103358660A (zh) | 2013-10-23 |
| US10518491B2 (en) | 2019-12-31 |
| CN103358660B (zh) | 2016-08-10 |
| US9849640B2 (en) | 2017-12-26 |
| EP2644366A1 (en) | 2013-10-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BR102013007212A2 (pt) | Método para reparo de um compósito laminado tendo uma pluralidade de camadas | |
| US10189235B2 (en) | Repair apparatus and method for composite panels having a conductive layer | |
| CN105173109A (zh) | 一种蜂窝夹层结构修理方法 | |
| US20120132344A1 (en) | Method for repairing a wall consisting of a plurality of layers | |
| US20120013038A1 (en) | Negative mold comprising predefined foam blocks for casting a component and method for producing the negative mold | |
| JP6542021B2 (ja) | ファブリックで被覆された一方向のヌードル | |
| BR102014029806A2 (pt) | coifa de cura tridimensional reusável para uso na cura de componentes compósitos integrados e métodos para produzir a mesma | |
| RU2014147112A (ru) | Композитная структура и способ проверки поверхности композитной структуры перед ее соединением | |
| CN113146142A (zh) | 复合材料快速修理飞机金属蒙皮孔边裂纹装置和方法 | |
| CN105538753B (zh) | 一种纸蜂窝夹层结构的修理方法 | |
| WO2018174986A3 (en) | Repair strip and process for wind turbine leading edge protection tape | |
| US20080271587A1 (en) | Fret Dressing Mask | |
| US11077628B2 (en) | Method for repairing a composite part | |
| CN106628710B (zh) | 低温储罐的保温层施工方法 | |
| CN103628696A (zh) | 基于历史建筑原貌的无损、可逆、可识别保护方法 | |
| CN105459715A (zh) | 一种艺术品修复技术 | |
| US20190143497A1 (en) | Cuff-blade attachment bushing removal | |
| DE102013209179A1 (de) | Methode zur Schäftreparatur von Bauteilen | |
| Callus et al. | Standard Operating Procedure- Manufacture of Carbon Fibre Reinforced Plastic Waveguides and Slotted Waveguide Antennas, Version 1. 0 | |
| CN104985329A (zh) | 双曲率立体化铣零件激光刻型加工方法 | |
| CN110549148A (zh) | 减少风洞飞机模型襟翼形变的辅助装置及其使用方法 | |
| ES2961556A1 (es) | Métodos de manufactura de bordes de rigidizadores a neto | |
| DE102019211080B4 (de) | Verfahren zur Bearbeitung einer Oberfläche eines Faserverbundbauteils und Verfahren zum Verbinden eines Faserverbundbauteils mit einer Zusatzstruktur | |
| CN204774315U (zh) | 用于石材马赛克复合砖制作的校验治具 | |
| CN103407318A (zh) | 一种钢琴面板嵌入式花边的制作工艺 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B03A | Publication of a patent application or of a certificate of addition of invention [chapter 3.1 patent gazette] | ||
| B06F | Objections, documents and/or translations needed after an examination request according [chapter 6.6 patent gazette] | ||
| B06U | Preliminary requirement: requests with searches performed by other patent offices: procedure suspended [chapter 6.21 patent gazette] | ||
| B09A | Decision: intention to grant [chapter 9.1 patent gazette] | ||
| B16A | Patent or certificate of addition of invention granted [chapter 16.1 patent gazette] |
Free format text: PRAZO DE VALIDADE: 20 (VINTE) ANOS CONTADOS A PARTIR DE 27/03/2013, OBSERVADAS AS CONDICOES LEGAIS. |
|
| B21F | Lapse acc. art. 78, item iv - on non-payment of the annual fees in time |
Free format text: REFERENTE A 11A ANUIDADE. |
|
| B24J | Lapse because of non-payment of annual fees (definitively: art 78 iv lpi, resolution 113/2013 art. 12) |
Free format text: EM VIRTUDE DA EXTINCAO PUBLICADA NA RPI 2768 DE 23-01-2024 E CONSIDERANDO AUSENCIA DE MANIFESTACAO DENTRO DOS PRAZOS LEGAIS, INFORMO QUE CABE SER MANTIDA A EXTINCAO DA PATENTE E SEUS CERTIFICADOS, CONFORME O DISPOSTO NO ARTIGO 12, DA RESOLUCAO 113/2013. |