DE102008021788A1

DE102008021788A1 - Verfahren zum Reparieren einer Flugzeugkomponente

Info

Publication number: DE102008021788A1
Application number: DE102008021788A
Authority: DE
Inventors: Dirk Holzhüter; Michael Hanke; Babett Kujak
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2008-04-30
Filing date: 2008-04-30
Publication date: 2009-11-12
Also published as: US20090282664A1

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Reparieren einer Flugzeugkomponente (10) aus faserverstärktem Kunststoff, mit den Schritten Heraustrennen einer Schadstelle (12) durch Erzeugen eines Lochs (14), das in eine erste Richtung eine erste Ausdehnung (A1) hat und in eine quer zur ersten Richtung verlaufende zweite Richtung eine zweite Ausdehnung (A2) hat, die größer ist als die erste Ausdehnung (A1), und einen geschäfteten Loch-Rand (16) besitzt, Durchführen eines Innen-Patches (36), das ausgebildet ist, um das Loch (14) von einer Innenseite der Flugzeugkomponente (10) vollständig zu überdecken, durch das Loch (14), Verschließen des Lochs (14) mit einem Mittel-Patch (40), das einen geschäfteten Patch-Rand besitzt, wobei der Patch-Rand komplementär zum Loch-Rand (16) ist, und Verkleben der Patches (36, 40) mit der Flugzeugkomponente (10).

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Reparieren einer Flugzeugkomponente aus faserverstärktem Kunststoff. Derartige Verfahren werden eingesetzt, um Schadstellen in Flugzeugkomponenten zu reparieren. Im Zuge der Entwicklung von Passagierflugzeugen finden faserverstärkte Kunststoffe, insbesondere kohlenstofffaserverstärkte Kunststoffe zunehmend Verwendung. In neuen Passagierflugzeugen werden faserverstärkte Kunststoffe auch in den Flügelschalen und in den Rumpfsegmenten eingesetzt. Beispielsweise durch Steinschlag oder durch Zusammenstöße mit Vögeln kann es zu Beschädigungen der Flugzeugkomponenten kommen, beispielsweise zu Delaminationen. Bei Delaminationen ist der Verbund zwischen den Fasern und der Matrix, in die die Fasern eingebettet sind, lokal aufgehoben. Derartige Schadstellen müssen repariert werden.
Bekannt ist, derartige Schadstellen durch Patches zu reparieren. Unter einem Patch (Englisch für Flicken) wird ein Materialstück verstanden, das an der Stelle angebracht wird, an der sich die Schadstelle befindet. Bei einem derartigen Reparaturverfahren wird die Schadstelle herausgetrennt und der Flicken (Patch) auf die Schad stelle aufgeklebt oder aufgenietet. Moderne Passagierflugzeuge sind komplexe Vorrichtungen, bei denen die schadhafte Flugzeugkomponente teilweise nur unter großem Aufwand von beiden Seiten, nämlich von außen und von innen, zugänglich ist. Aus diesem Grund können Reparaturen häufig nur im Rahmen größerer Wartungsmaßnahmen durchgeführt werden. Dadurch kann die Möglichkeit bestehen, dass ein bestehender Schaden sich weiter frisst.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum Reparieren einer Flugzeugkomponente aus faserverstärktem Kunststoff anzugeben, das besonders leicht und kostengünstig durchführbar ist.
Die Erfindung löst das Problem durch ein Verfahren mit den Schritten (a) Heraustrennen einer Schadstelle durch Erzeugen eines Lochs, das (i) in eine erste Richtung eine erste Ausdehnung hat und (ii) in eine quer zur ersten Richtung verlaufende zweite Richtung eine zweite Ausdehnung hat, die größer ist als die erste Ausdehnung, und (iii) einen geschäfteten Loch-Rand besitzt, (b) Durchführen eines Innen-Patches, das ausgebildet ist, um das Loch von einer Innenseite der Flugzeugkomponente vollständig zu überdecken, durch das Loch, (c) Verschließen des Lochs mit einem Mittel-Patch, das einen geschäfteten Patch-Rand besitzt, wobei der Patch-Rand komplementär zum Loch-Rand ist, und (d) Verkleben der Patches mit der Flugzeugkomponente.
Gemäß einem zweiten Aspekt löst die Erfindung das Problem durch ein Patch zum Durchführen eines erfindungsgemäßen Verfahrens, wobei das Patch einen geschäfteten Rand besitzt.
Vorteilhaft an dem erfindungsgemäßen Verfahren ist, dass es besonders schnell durchführbar ist. Das gilt insbesondere dann, wenn sich die Schadstelle an einer Flugzeugkomponente befindet, die nur von außen gut zugänglich ist. Ein weiterer Vorteil ist, dass das erfindungsgemäße Verfahren die Stabilität der Flugzeugkomponente besonders wenig beeinflusst.
Außerdem ist vorteilhaft, dass das Verfahren mit einem geringen apparativen Aufwand durchführbar ist. So sind beispielsweise Vakuumvorrichtungen entbehrlich. Dadurch kann das Verfahren auch von Personal durchgeführt werden, das weniger intensiv geschult werden muss.
Im Rahmen der vorliegenden Beschreibung wird unter einer Flugzeugkomponente insbesondere jede von außen zugängliche Komponente eines Passagierflugzeuges verstanden.
Unter dem Merkmal, dass das Loch einen geschäfteten Loch-Rand besitzt, wird insbesondere verstanden, dass die Materialstärke der Flugzeugkomponente mit zunehmendem Abstand von einem Inneren des Lochs zunimmt. Günstig ist es, wenn der Loch-Rand gerade geneigt verläuft. Das heißt, dass die Materialstärke der Flugzeugkomponente mit zunehmendem Abstand vom Inneren des Lochs linear zunimmt.
Die Ortsangaben „innen” und „oben” beziehen sich auf die entsprechende Position beim Flugzeug, dessen Komponente repariert wird. Insbesondere handelt es sich bei dem Verfahren also auch um ein Verfahren zum Reparieren eines Flugzeugs.
In einer bevorzugten Ausführungsform umfasst das Verfahren die Schritte eines Aufsetzens eines Außen-Patches und eines Verklebens des Außen-Patches mit der Flugzeugkomponente. Das Mittel-Patch ist dann insbesondere zwischen dem Innen-Patch und dem Außen-Patch angeordnet und kann mit diesen ebenfalls verklebt sein. Vorteilhaft hieran ist, dass das Mittel-Patch durch das Innen-Patch und das Außen-Patch geschützt ist und sich eine besonders hohe Festigkeit der reparierten Flugzeugkomponente ergibt.
Ein besonders leicht, kostengünstig und schnell durchführbares Verfahren wird erhalten, wenn alle Patches Ausnehmungen besitzen, die so angeordnet sind, dass die Ausnehmungen dann, wenn das Loch mit den Patches verschlossen ist, eine durchgehende Ausnehmung bilden und zum Durchführen des Innen-Patches und zum Aufsetzen des Mittel-Patches ein Werkzeug verwendet wird, das zumindest einen Teil der Ausnehmungen durchgreift. Insbesondere wird das Werkzeug auch verwendet, um das Außen-Patch zu halten. In anderen Worten werden bevorzugt alle Patches mit dem Werkzeug gehalten. So ist das Verfahren besonders schnell und sicher durchführbar.
Bevorzugt wird das Werkzeug verwendet, um das Innen-Patch beim Verkleben gegen die Flugzeugkomponente zu drücken bzw. zu ziehen. Dazu kann das Werkzeug einen Haken oder einen Vorsprung besitzen, so dass mit dem Werkzeug eine Kraft auf das Innen-Patch aufgebracht werden kann. Es ist dann möglich, das Innen-Patch mit Klebstoff zu versehen und mit dem Werkzeug von einer Innenseite der Flugzeugkomponente gegen die Flugzeugkomponente zu ziehen, bis der Klebstoff das Patch hält. So wird eine besonders feste und sichere Klebverbindung erhalten.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform umfasst das erfindungsgemäße Verfahren die Schritte eines Erfassens eines Schadstellenorts der Schadstelle, eines Ermittelns einer Flugzeugkomponentenkontur einer Umgebung der Schadstelle und eines Erzeugens der Patches so, dass sie der Flugzeugkomponentenkontur folgen. Solche Komponenten weisen oftmals eine einfache oder eine doppelte Krümmung auf. Beispielsweise sind Flugzeugkomponenten lokal ballig. Damit diese Kontur durch das Reparieren der Flugzeugkomponente möglichst wenig gestört wird, wird diese Flugzeugkomponentenkontur dadurch aufgenommen, dass die Patches so hergestellt sind, dass sie der Flugzeugkomponentenkontur folgen. Hierunter ist zu verstehen, dass die Patches so ausgebildet sind, dass sie mit der Flugzeugkomponentenkontur möglichst genau übereinstimmen. Insbesondere wird das Mittel-Patch so ausgebildet, dass dessen Einfügen die ursprüngliche Flugzeugkomponentenstruktur wieder herstellt. Es ist dann unproblematisch, wenn beispielsweise das Innen-Patch oder das Außen-Patch eine von der Flugzeugkomponentenkontur abweichende Kontur besitzt.
Das Ermitteln der Flugzeugkomponentenkontur umfasst bevorzugt ein Abrastern und/oder ein Abformen der Oberflächenkontur. Das Abrastern kann beispielsweise optisch oder taktil erfolgen. Zum Abformen der Oberflächenkontur kann beispielswei se eine aushärtbare Abformmasse verwendet werden. Auf diese Weise wird eine besonders stabile reparierte Flugzeugkomponente erhalten.
Das Ermitteln der Flugzeugkomponentenstruktur umfasst bevorzugt ein Abrufen der Oberflächenkontur aus einer Datenbank anhand des Schadstellenorts. Dazu kann beispielsweise ein Mittelpunkt der Schadstelle relativ zum Flugzeug vermessen werden. Aus einem in einer Datenbank vorgehaltenen CAD-Datensatz wird dann die exakte Flugzeugkomponentenkontur ermittelt und das entsprechende Patch, insbesondere das Mittel-Patch, so hergestellt, dass es der Flugzeugkomponentenkontur entspricht. Auf diese Weise werden besonders stabile reparierte Flugzeugkomponenten erhalten.
Das Erzeugen der Patches umfasst bevorzugt die Schritte eines Übereinanderschichtens von CFK-Halbzeugen (CFK, kohlenfaserverstärkter Kunststoff) verschiedener Abmessung, eines Verklebens der CFK-Halbzeuge, insbesondere durch Erwärmen, eines Tränkens der CFK-Halbzeuge mit Harz und eines Aushärtens der getränkten CFK-Halbzeuge, so dass das Patch entsteht. Besonders günstig ist es, die CRK-Halbzeuge durch Vakuumtränken mit Harz zu benetzen.
Die Struktur der Flugzeugkomponente wird durch das Reparieren besonders wenig geschwächt, wenn die Fasermatten so übereinander geschichtet werden, dass deren Faserrichtungen den Faserrichtungen der zu reparierenden Flugzeugkomponente entsprechen. Für jede Flugzeugkomponente ist aus der Herstellung der Flugzeugkomponente bekannt, in welcher Orientierung die Fasermatten übereinander geschichtet worden sind. Es ist besonders günstig, wenn das Patch, insbesondere das Mittel-Patch, mit dem gleichen Verlauf der Faserrichtungen aufgebaut ist. Zudem besitzt das Patch bevorzugt die gleiche Anzahl an Fasermatten wie die zu reparierende Flugzeugkomponente. Die Abfolge der Faserrichtungen wird beispielsweise einer Datenbank entnommen.
Das Verkleben der CFK-Halbzeuge durch Erwärmen geschieht beispielsweise dadurch, dass die Fasermatten mit Thermoplast-Partikeln versehen sind, die beim Er wärmen aufschmelzen und aneinander liegende Fasermatten so locker miteinander verbinden.
Um einen Verzug der Fasermatten zu vermindern, ist bevorzugt vorgesehen, dass die Fasermatten so zu einem Stapel übereinander geschichtet werden, dass der Stapel an dem Rand eine konvexe Einwölbung hat und beim Verkleben zumindest nicht benachbarte Fasermatten miteinander verkleben. Beispielsweise werden zunächst Fasermatten mit abnehmenden Abmessungen übereinander gestapelt. Anschließend werden Fasermatten mit wieder zunehmenden Abmessungen übereinander gestapelt. So verkleben Fasermatten miteinander, die voneinander durch weitere Fasermatten getrennt sind und es wird ein Verzug vermieden.
Bevorzugt umfasst das Aushärten die Schritte eines Einbringens des Stapels in eine Aushärtform, die der Flugszeugkomponentenkontur entspricht, und eines Aushärtens des Stapels, so dass das Patch entsteht. Die Aushärtform wird beispielsweise dadurch hergestellt, dass die Flugzeugkomponentenkontur wie oben beschrieben ermittelt wird. Anschließend wird die Aushärtform anhand der Flugzeugkomponentenkontur per Rapid Prototyping hergestellt, beispielsweise gefräst. Eine Möglichkeit ist, die die Aushärtform aus einem Aluminiumblock herauszufräsen. Dieser Vorgang kann schnell durchgeführt werden, so dass wenig Zeit für die Reparatur der Flugzeugkomponente aufgewendet werden muss.
Besonders vorteilhaft ist es, wenn alle Patches, die zum Reparieren der Flugzeugkomponente verwendet werden, in einer gemeinsamen Aushärtvorrichtung ausgehärtet werden. Dazu kann ein mehrteiliges Aushärtwerkzeug verwendet werden, zwischen dessen Teil-Werkzeugen die einzelnen Patch-Rohlinge angeordnet sind.
Zum Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird bevorzugt ein Patch mit einem geschäfteten Rand verwendet. Vorteilhaft ist es, wenn ein Patch-Satz zur Verfügung gestellt wird, der so ausgebildet ist, dass das Loch verschlossen werden kann.
Im Folgenden wird eine exemplarische Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens anhand der beigefügten Zeichnungen näher erläutert. Dabei zeigt
1 schematisch eine Flugzeugkomponente mit einer Schadstelle und einem um die Schadstelle einzubringenden Loch,
2a ein Werkzeug zum Durchführen eines erfindungsgemäßen Verfahrens,
2b das Werkzeug gemäß 2 mit einem Innen-Patch, einem Mittel-Patch und einem Außen-Patch,
3 das Durchführen des Innen-Patches durch das Loch,
4 die Situation in 5 aus einer anderen Perspektive,
5 den Zustand, in dem das Mittel-Patch mit der Flugzeugkomponente verklebt wird,
6 eine Ansicht von unten auf die Flugzeugkomponente,
7 ein Detail aus 7,
8 einen Querschnitt durch eine reparierte Flugzeugkomponente, die
9a–9c zeigen ein alternatives erfindungsgemäßes Verfahren,
10 zeigt einen Stapel aus Fasermatten zum Herstellen eines Patches und
11 ein Aushärtwerkzeug in einer Aushärtvorrichtung.
1 zeigt eine Flugzeugkomponente 10 mit einer Schadstelle 12. Die Flugzeugkomponente 10 ist Teil eines ansonsten nicht eingezeichneten Flugzeugs. Das im Folgenden beschriebene Verfahren kann auch dann durchgeführt werden, wenn sich die Flugzeugkomponente 10 noch am Flugzeug befindet.
In einem ersten Schritt wird die Schadstelle 12 dadurch entfernt, dass ein schematisch eingezeichnetes Loch 14 um die Schadstelle 12 herum geschnitten wird. Das geschieht beispielsweise durch CFK-Fräsen. Das Loch 14 besitzt einen Loch-Rand 16, der geschäftet ist, das heißt, dass das Loch 14 in diesem Bereich gradlinig in die Flugzeugkomponente 10 übergeht. Der Loch-Rand wird gesäubert und durch Kugelstrahlen oder Schleifen für eine nachfolgende Klebung vorbereitet, indem Klebstoff aufgetragen wird.
2a zeigt ein Werkzeug 18, das einen Griff 20 und einen Haken 22 besitzt. Der Haken 22 ist an einem dem Griff 20 zugewandten Abschnitt mit einem Silikonschlauch 24 umgeben.
2b zeigt das Werkzeug 18, bei dem der Haken 22 ein Mittel-Patch 26 in einer ersten Ausnehmung 28 durchgreift. Das Mittel-Patch 26 besitzt zudem eine zweite Ausnehmung 30. Der Haken 22 durchgreift zudem eine erste Ausnehmung 32 und eine zweite Ausnehmung 34 eines Innen-Patches 36 und eine erste Ausnehmung 38 eines Außen-Patches 40. Das Innen-Patch 36 wird vom Haken 22 gehalten, die übrigen Patches 26, 40 vom Silikonschlauch 24.
3 zeigt, wie unter Verwendung des Werkzeugs 18 das Innen-Patch 36 durch das geschäftete Loch 14 geführt wird, so dass es auf eine Innenseite 42 der Flugzeugkomponente 10 kommt. Das Loch 14 ist im vorliegenden Fall oval und hat eine erste Ausdehnung A₁ und eine zweite, kleinere Ausdehnung A₂. Im vorliegenden Fall ist das Loch 14 konvex, was jedoch nicht notwendig ist.
4 zeigt die Situation gemäß 3 aus einer anderen Perspektive. Es ist zu erkennen, dass das Innen-Patch 36 eine Ausdehnung hat, die es erlaubt, durch das Loch 14 geschoben zu werden. Es ist zudem zu erkennen, dass das Mittel-Patch 26 einen Patch-Rand 44 besitzt, der zu dem Loch-Rand 16 (vgl. 1) komplementär ist, so dass sich eine Dicke des Mittel-Patches 26 und der Flugzeugkomponente 10 an jeder Position des jeweiligen Rands zu einer Dicke D der Flugzeugkomponente 10 addiert.
5 zeigt die Situation, dass das Mittel-Patch 26 mit seinem Patch-Rand genau auf dem Loch-Rand aufsitzt, so dass das Loch 14 passgenau durch das Mittel-Patch 26 abgedeckt wird. In diesem Zustand werden das Mittel-Patch 26 und die Flugzeugkomponente 10 miteinander verklebt. Hierzu kann beispielsweise ein Einkomponenten-Klebstoff auf Epoxidharzbasis eingesetzt werden. Sofern notwendig, wird das Mittel-Patch 26 dazu gegen die Flugzeugkomponente 10 gedrückt bzw. gezogen. Über Fixierkanten im Patch und in dem Loch wird das Patch zentriert und ein Verrutschen des Patches verhindert. Das Mittel-Patch wird also zuerst geklebt.
Gegebenenfalls nach einer Wartezeit wird das Innen-Patch 36 mit dem Werkzeug 18 auf die Flugzeugkomponente 10 zu gezogen. Auf einer der Flugzeugkomponente 10 zugewandten Seite ist das Innen-Patch 36 mit Klebstoff 46 versehen.
6 zeigt den Zustand, in dem das Innen-Patch 36 von der Innenseite mit der Flugzeugkomponente 10 verklebt ist. Gegebenenfalls wird mit dem Werkzeug 18 eine Zugkraft ausgeübt, mit der das Innen-Patch 36 gegen die Flugzeugkomponente 10 gedrückt wird.
7 zeigt eine Detailansicht der Flugzeugkomponente 10 und des Mittel-Patches 26. Es ist zu erkennen, dass der Patch-Rand 44 gegenüber einem Zentralbereich 48 zurückspringt und dann keilförmig auf einen Rand des Mittel-Patches zuläuft. Der Zentralbereich 48 hat genau die Abmessungen eines Inneren des Lochs 14. Dadurch ist das Mittel-Patch 26 formschlüssig in das Loch 14 einpassbar.
8 zeigt in einem Querschnitt den Zustand, in dem das Innen-Patch 36 auf die Flugzeugkomponente 10 aufgeklebt ist. Es sind zudem eine erste Niete 50 und eine zweite Niete 52 zu sehen, die jeweils die ersten Ausnehmungen 38, 28, 32 bzw. die zweiten Ausnehmungen 54, 30, 34 durchgreift und so das Innen-Patch 36 gegen das Außen-Patch 40 verspannt. Die Nieten 50, 52 werden nach dem Verkleben des Außen-Patches 40 mit der Flugzeugkomponente 10 durch die jeweiligen Ausnehmungen getrieben. Nach dem Aushärten des Klebstoffs ist die Flugzeugkomponente 10 repariert.
Typische Abmessungen der Patches 26, 36, 40 sind Durchmesser zwischen 10 mm und 300 mm. Im Prinzip sind aber auch größere Durchmesser denkbar. Der Loch-Rand 16 und der Patch-Rand 44 weisen einen Schäftungswinkel α auf, der in der Regel größer ist als 2° und meist kleiner ist als 10°. Besonders geeignet sind Winkel zwischen 3° und 5°.
Die 9a bis 9c zeigen eine alternative Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Verfahrens, bei dem ein Saugnapf 56 verwendet wird, um das Innen-Patch 36 durch das Loch 14 zu bewegen und beim Kleben gegen die Flugzeugkomponente 10 zu ziehen.
10 zeigt mehrere CFK-Halbzeuge in Form von Fasermatten 58.1,... 58.6, wobei die Fasermatten zunächst mit abnehmenden Abmessungen (Fasermatten 58.1, 58.2, 58.3) und dann mit wieder zunehmenden Abmessungen (Fasermatten 58.4 bis 58.6) übereinander geschichtet werden. Es ergibt sich so ein Stapel 60, der an beiden Rändern konvexe Einwölbungen 62.1, 62.2 aufweist.
Die Fasermatten 58 werden an ihren jeweiligen Enden zusammengedrückt, so dass beispielsweise die Enden der Fasermatten 58.6 und 58.1 miteinander in Kontakt kommen. In diesem Zustand werden sie erwärmt, so dass sie sich aufgrund von aufschmelzenden Thermoplasten auf den Fasermatten miteinander verbinden.
In diesem Zustand wird der Stapel 60 in eine Vakuumkammer 64 eingebracht. Die Vakuumkammer 64 wird evakuiert und anschließend werden die Fasermatten 58 mit einem aushärtbaren Harz getränkt. In getränktem Zustand wird der Stapel 60 in eine Form eingebracht, die die Kontur der Flugzeugkontur 10 besitzt. In einem an sich bekannten Verfahren werden die getränkten Fasermatten dann miteinander zum Patch verbunden.

10: Flugzeugkomponente
12: Schadstelle
14: Loch
16: Loch-Rand
18: Werkzeug
20: Griff
22: Haken
24: Silikonschlauch
26: Mittel-Patch
28: erste Ausnehmung
30: zweite Ausnehmung
32: erste Ausnehmung
34: zweite Ausnehmung
36: Innen-Patch
38: erste Ausnehmung
40: Außen-Patch
42: Innenseite
44: Patch-Rand
46: Klebstoff
48: Zentralbereich
50: Niete
52: Niete
54: zweite Ausnehmung
56: Saugnapf
58: Fasermatte
60: Stapel
62: Einwölbung
64: Vakuumkammer
A: Ausdehnung
D: Dicke
α: Schäftungswinkel

Claims

Verfahren zum Reparieren einer Flugzeugkomponente (10) aus faserverstärktem Kunststoff, mit den Schritten (a) Heraustrennen einer Schadstelle (12) durch Erzeugen eines Lochs (14), das (i) in eine erste Richtung eine erste Ausdehnung (A₁) hat und (ii) in eine quer zur ersten Richtung verlaufende zweite Richtung eine zweite Ausdehnung (A₂) hat, die größer ist als die erste Ausdehnung (A₁), und (iii) einen geschäfteten Loch-Rand (16) besitzt, (b) Durchführen eines Innen-Patches (36), das ausgebildet ist, um das Loch (14) von einer Innenseite der Flugzeugkomponente (10) vollständig zu überdecken, durch das Loch (14), (c) Verschließen des Lochs (14) mit einem Mittel-Patch (40), das einen geschäfteten Patch-Rand besitzt, wobei der Patch-Rand komplementär zum Loch-Rand (16) ist, und (d) Verkleben der Patches (36, 40) mit der Flugzeugkomponente (10).
Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch die Schritte: – Aufsetzen eines Außen-Patches (40) auf das Mittel-Patch (40), und – Verkleben des Außen-Patches (40) mit der Flugzeugkomponente (10).
Verfahren nach Anspruch oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass – die Patches (26, 36, 40) Ausnehmungen besitzen, die so angeordnet sind, dass die Ausnehmungen dann, wenn das Loch (14) mit den Patches (26, 36, 40) verschlossen ist, eine durchgehende Ausnehmung bilden, und – zum Durchführen des Innen-Patches (36) ein Werkzeug (18) verwendet wird, das von jedem Patch (26, 36, 40) zumindest eine Ausnehmung durchgreift.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Werkzeug (18) verwendet wird, um das Innen-Patch (36) beim Verkleben gegen die Flugzeugkomponente (10) zu drücken.
Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch die Schritte: – Erfassen eines Schadstellenorts der Schadstelle (12), – Ermitteln einer Flugzeugkomponentenkontur einer Umgebung der Schadstelle (12) und – Erzeugen der Patches (26, 36, 40) so, dass sie der Flugzeugkomponentenkontur folgen.
Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Ermitteln der Flugzeugkomponentenkontur ein Abrastern und/oder Abformen der Oberflächenkontur umfasst.
Verfahren nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Ermitteln der Flugzeugkomponentenkontur ein Abrufen der Oberflächenkontur aus einer Datenbank anhand des Schadstellenorts umfasst.
Verfahren zum Herstellen eines Patches (26, 36, 40) für ein Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Erzeugen der Patches (26, 36, 40) die folgenden Schritte umfasst: – Übereinanderschichten von CFK-Halbzeugen (58) verschiedener Abmessungen, – Verkleben der CFK-Halbzeuge (58), insbesondere durch Erwärmen, – Tränken der CFK-Halbzeuge (58) mit Harz, und – Aushärten der getränkten CFK-Halbzeuge (58), so dass zumindest ein Patch (26, 36, 40) entsteht.
Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die CFK-Halbzeuge Fasermatten (58) sind und dass die Fasermatten (58) so übereinander geschichtet werden, dass deren Faserrichtungen den Faserrichtungen der zu reparierenden Flugzeugkomponente (10) entsprechen.
Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Fasermatten (58) so zu einem Stapel (60) übereinander geschichtet werden, dass der Stapel (60) an einem Rand eine konvexe Einwölbung (62) hat und beim Verkleben zumindest zwei nicht benachbarte Fasermatten (58) miteinander verkleben.
Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Aushärten die folgenden Schritte umfasst: – Einbringen des Stapels (60) in eine Aushärtform, die der Flugzeugkomponentenkontur entspricht, und – Aushärten des Stapels (60), so dass das Patch entsteht.
Verfahren nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass alle Patches (26, 36, 40) gleichzeitig und in einer gemeinsamen Vorrichtung ausgehärtet werden.
Patch zum Durchführen eines Verfahrens nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Patch einen geschäfteten Rand besitzt.
Patchsatz (26, 36, 40) mit mindestens einem mittleren Patch nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch ein Innen-Patch (36), das größer ist als das mittlere Patch (26), und ein Außen-Patch (40), das größer ist als das mittlere Patch (26).
Patchsatz (26, 36, 40) nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Patches (26, 36, 40) Ausnehmungen besitzen, die so angeordnet sind, dass die Ausnehmungen dann, wenn das Loch (14) mit den Patches (26, 36, 40) verschlossen ist, eine durchgehende Ausnehmung bilden, und dass der Patchsatz (26, 36, 40) ein Werkzeug (18) umfasst, das ausgebildet ist zum Durchfuhren eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 4 bis 12.