DE69115792T2 - Raparier-Laminat und Verfahren zur Reparatur einer beschädigten, spannungsfreien Luftschiffstruktur - Google Patents

Raparier-Laminat und Verfahren zur Reparatur einer beschädigten, spannungsfreien Luftschiffstruktur

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Description

    Hintergrund der Erfindung 1. Gebiet der Erfindung
  • Diese Erfindung bezieht sich auf ein Reparaturelement und ein Verfahren zur Vornahme von Reparaturen einer beschädigten, keinen Beanspruchungen unterworfenen Flugzeugstruktur. Insbesondere sieht die Erfindung eine Reparatur für eine beschädigte, keinen Beanspruchungen unterworfene Flugzeugstruktur vor, welche den von der Federal Aviation Regulation (FAR 25.855) aufgestellten Feuerbeständigkeitserfordernissen standhält.
    • 2. Beschreibung des Standes der Technik
  • Es gibt beschädigte, keinen Beanspruchungen unterworfene Strukturen in speziellen Teilen von Transportflugzeugen, die sofort repariert werden müssen, um Verlust von Leben und Eigentum im Fall einer Katastrophensituation, wie beispielsweise eines Feuers, zu verhindern. Eine derartige Struktur ist der Frachtraum eines Transportflugzeugs. Frachträume enthalten eine Frachtraumauskleidung, die aus einem hochschlagfesten und feuerfesten Material besteht. Diese Frachtraumauskleidungen werden stark beansprucht durch das Laden und Entladen von Ladung auf jedem Flughafen. Über die Zeit hinweg wird irgendwann ein scharfes Objekt der Ladung ein Loch in die Auskleidung stechen oder die Auskleidung beschädigen, so daß die Unversehrtheit der Auskleidung gefährdet ist. Die Regulierung der FAA mit Wirkung von März 1991 besagt, daß sobald der Schaden entdeckt wurde, vor dem nächsten Flug eine Reparatur durchgeführt werden muß. Diese Reparatur muß den gleichen Brennwiderstand bzw. die gleiche Feuerfestigkeit vorsehen, wie sie die ursprüngliche Auskleidung vor dem Schaden hatte. Die vorliegende Erfindung erfüllt dieses Erfordernis und kann in weniger als zwanzig Minuten eingebaut werden, was meistens zwischen zwei Flügen erreicht werden kann.
  • Es gibt verschiedene Reparatureinrichtungen und -verfahren, die für verschiedene Arten von Beschädigungen von Flugzeugstrukturen verfügbar sind. Ein solches Verfahren findet sich im US-Patent Nr.4,517,038, das ein Reparaturverfahren von ballistischer Beschädigung einer beanspruchten Struktur beschreibt. Dieses Patent beschreibt ein Sandwich-Material aus Metall, Nylon und Armid-Gewebe, welches erhitzt und zusammengeschweißt wird, um einen starken Flicken zu bilden, der in eine Form, wie beispielsweise entsprechend der Oberfläche eines Flügels bzw. einer Flosse gebogen werden kann. Der Flicken wird dann an dieser Stelle befestigt bzw. verklebt und vernietet.
  • Eine weitere Reparaturvorrichtung ist im US-Patent 4 858 853 beschrieben. Dieses Patent beschreibt einen Stapel dünner, flexibler Metallplatten, wobei ein Klebstoff dazwischen angebracht ist. Die Platten werden in Form gebogen und auf die Außenseite einer Flugzeugstruktur geschraubt bzw. mit Bolzen dort befestigt. Offensichtlich ist dies eine provisorische oder Not- Reparatur, weil eine auf der Außenseite eines Flügels verbolzte Platte Luftwiderstand und Strämungsturbulenzen hervorruft.
  • US-Patent 4,759,812 zeigt ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Vornehmen von provisorischen oder Not- Reparaturen bei belastungstragenden Strukturen. Dieses Patent beschreibt einen Flicken, welcher zwei dünne Metallbleche verwendet, die in Form gebogen werden, wobei ein Teil VELCRO (Klettverschluß) auf jeder Seite befestigt ist. Die Metallflächenelemente bzw. -bleche weisen ein Harz auf, welches das VELCRO tränkt bzw. imprägniert, und wenn das Harz aushärtet, wird der Flicken steif.
  • US-Patent 3,470,048 beschreibt ein Verfahren zum Flicken von Metall-Autokarosserien unter Verwendung eines Metallflickens, der mit der Karosserie durch einen druckempfindlichen Film verbunden ist. Keine mechanischen Befestiger wie in der vorliegenden Erfindung werden verwendet.
  • US-Patent Nr. 4,707,391 beschreibt eine Karosserieoberflächenreparaturanordnung für Automobile und verwendet eine perforierte dünne Metall- oder Kunststoffplatte. Diese Platte wird über den beschädigten Teil gelegt und Fiberglas-Gewebe wird über die Platte gelegt. Eine Fiberglaskarosserieoberflächenreparaturzusammensetzung, wie beispielsweise Bondo wird in das Gewebe und die perforierte Platte gepreßt, um die Reparatur besser zu tragen bzw. zu halten.
  • US-Patent Nr. 3,850,718 verwendet einen Metallflicken mit einer dünnen Schicht aus hochdichtem Schaum, welcher auf einer Seite angebracht ist. Ein druckempfindlicher Kleber ist mit dem Schaum verbunden, welcher dann auf die be schädigte Fläche aufgebracht wird. Dieser Flicken findet Anwendung bei Lastwagenanhängern und Schiffscontainern.
  • Aus dem Vorgenannten sollte der Bedarf für ein Reparaturelement bzw. einen Reparaturflicken erkannt werden, der die Feuerfestigkeiterfordernisse von FAR 25.855 erfüllt. Die vorliegende Erfindung, die feuerbeständig ist, wird seine Integrität bzw. Unversehrtheit nicht verlieren, selbst wenn der Klebstoff, der feuerhemmend ist, das Element bzw. den Flicken nicht an seiner Stelle hält. Die Befestiger, die einer Temperatur von mindestens 926 ºC (1700 ºF) widerstehen, halten den Flicken an seiner Stelle und verhindern, daß Feuer die Flugzeugstruktur erreicht. Entsprechend kann ein vollständigeres Verständnis der Erfindung erhalten werden durch Bezugnahme auf die Zusammenfassung der Erfindung und die genaue Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels zusammen mit dem Umfang der Erfindung, der durch die Ansprüche definiert ist, und zwar in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen.
    • Zusammenfassung der Erfindung
  • Die Erfindung bezieht sich auf ein feuerbeständiges Reparaturelement und auf ein Verfahren für Reparatur einer beschädigten Struktur gemäß Anspruch 1 bzw. 7. Bevorzugte Ausführungsbeispiele sind in den abhängigen Ansprüchen offenbart.
    • Kurze Beschreibung der Zeichnungen
  • Fig. 1 zeigt eine keinen Belastungen unterworfene Flugzeugstruktur mit einer Beschädigung.
  • Fig. 2 zeigt die schichtenartige Konstruktion eines in der vorliegenden Erfindung verwendeten Flickens bzw. Elements.
  • Fig. 3 zeigt einen Flicken, der über den beschädigten Bereich der keinen Beanspruchungen unterworfenen Flugzeugstruktur befestigt ist.
  • Fig. 4 ist ein Querschnitt der Kante bzw. des Randes des an der beschädigten Struktur befestigten Flickens bzw. Elements und zeigt das Nietenmuster.
  • Fig. 5 ist ein Querschnitt des an der beschädigten Struktur befestigten Elements bzw. Flickens und zeigt, wie der Flicken das beschädigte Gebiet abdeckt.
  • Während die Erfindung in Verbindung mit dem bevorzugten Ausführungsbeispiel beschrieben wird, ist verständlich, daß nicht beabsichtigt ist, die Erfindung auf diese Ausführungsbeispiele zu beschränken. Im Gegenteil ist beabsichtigt, alle Alternativen, Modifikationen und Äquivalente abzudecken, die im Umfang der Erfindung umfaßt sind, wie er durch die beigefügten Ansprüche beschrieben wird.
    • Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels
  • Bezugnehmend auf Fig. 1 ist darin eine allgemein bei 10 gezeigte, keinen Beanspruchungen unterworfene Flugzeugstruktur mit einem beschädigten Bereich 11 gezeigt. Die Struktur kann entweder metallisch oder nicht-metallisch sein, in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist die Struktur jedoch ein nicht-metallisches Material. Die nicht-metallische Struktur 12, wie sie in Fig. 1 gezeigt ist, muß in der Lage sein, starke Schläge ohne Schaden auszuhalten und muß ferner in der Lage sein, das Erfordernis gemäß Federal Aviation Regulation (FAR) 14 CFR Part 25, Amendment No. 25-60, Paragraph 25.855 (a) (a-1) (1) und Part III of Appendix F, Ölbrennertest zu erfüllen. Ein Beispiel einer keinen Beanspruchungen unterworfenen, nicht-metallischen Struktur in einem Transportflugzeug, das das oben genannte Feuerfestigkeitstesterfordernis erfüllen muß, ist der Laderaum dieses Flugzeugs. Wenn ein Feuer im Laderaum ausbricht, muß es in diesem Laderaum gehalten werden und darf nicht auf andere Teile des Flugzeugs übergreifen, was offensichtlich katastrophale Ergebnisse bringen würde. Die meisten Laderäume von Transportflugzeugen bestehen aus Fiberglas und besitzen eine Abdeckung aus Tedlar , was eine ansprechende Erscheinung und Textur vorsieht. Tedlar ist ein Markenname von E. 1. DuPont de Nemours and company, Inc., Wilmington, Delaware, für einen Fluorcarbonfilm des Typs Polyvinylfluorid. Einige ältere Transportflugzeuge weisen jedoch kein Tedlar auf, das die nicht-metallische Struktur abdeckt.
  • Fig. 2 zeigt die Zusammensetzung der Schichten des Materials 13, das zum Flicken der beschädigten Struktur verwendet wird. Das Grundmaterial ist gehärtetes Glasgewebe 14, das aus Lagen von gewobenem Glas aufgebaut ist, welches mit einem wärmeaushärtenden Harz getränkt bzw. imprägniert ist und durch Anlegen von Wärme und Druck ausgehärtet wurde. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist das wärmeaushärtende Harz ein Phenolharz, jedoch kann auch ein Polyester oder ein Epoxyharz mit ebenso guten Ergebnissen verwendet werden. Ein ausgehärtetes Laminat aus mit Phenolharz imprägniertem Glasgewebe und mit einem Tedlar -Überzug ist erhältlich von M. C. Gill aus El Monte, Kalifornien unter dem Markennamen Gilfab 1167, was durch Bezugnahme hier aufgenommen wird. Fig. 2 zeigt auch den Tedlar -Überzug 20, der mit dem Glasgewebe 14 verbunden ist, wenn das Laminat zur Herstellung des Flickens 22 verwendet wird. Das gehärtete Laminat mit dem daran befestigten Tedlar -Überzug ist in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel mindestens 0,0254 cm (0,010 Zoll) dick, wobei der Tedlar -überzug vor der Verbindung mit dem Laminat mindestens 25,4 x 10&supmin;&sup6; m (1 mil) dick ist. Das ausgehärtete Laminat mit dem daran angebrachten Tedlar , wie es oben beschrieben wurde, ist auch feuerbeständig und erfüllt die Erfordernisse gemäß Federal Aviation Requirements (FAR 25,855), welches die gleichen sind wie die für die Struktur 12 beschriebenen. Fig. 2 zeigt auch einen druckempfindlichen Klebefilm 16 mit einer Abdeckbzw. Abziehfolie bzw. einem lösbaren Liner 18. (Zum Zwecke der Darstellung wurde die Abdeckfolie 18 von dem druckempfindlichen Klebefilm 16 entfernt.) Die Abdeckfolie 18 ist eine dünne Kunststoffolie (Film), die auf dem druckempfindlichen Klebefilm 16 angebracht ist, um die Klebefähigkeit zu erhalten; jedoch kann in einigen Ausführungsbeispielen Papier verwendet werden. Die druck empfindliche Filmseite ohne die Abdeckfolie ist mittels Druck mit der gehärteten Glasgewebeseite ohne den Tedlar -Überzug verbunden. Die Abdeckfolie 18 wird kurz vor dem Plazieren des Flickenmaterials 13 über den beschädigten Bereich 11 entfernt. Der druckempfindliche Klebeflim 16 ist in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel feuerhemmend und ist ein Film auf Acrylbasis, obwohl ein Film auf Gummibasis mit ebenso gutem Erfolg verwendet werden kann. Der druckempfindliche Film 16 gemäß dem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist erhältlich von E & H Laminating and Slitting company, Paterson, New Jersey unter der Bezeichnung E&H 775-3FR3 und ist ein trägerloser Standardklebefilm und wird hiermit durch Bezugnahme aufgenommen. Der druckempfindliche Klebefilm 16 des bevorzugten Ausführungsbeispiels ist mindestens 25,4 x 10&supmin;&sup6; m (1,0 mil) dick.
  • Bezugnehmend nun auf Fig. 3 ist darin ein geformter Flicken 22 befestigt an einer beschädigten Struktur 12 gezeigt, und zwar mittels mechanischer Befestiger 24, die in der Lage sind, Temperaturen von mindestens 926 ºC (1700 ºF) zu widerstehen. Die Abdeckfolie bzw. der Liner 18 war von dem in Fig. 3 gezeigten Flicken 22 von dem druckempfindlichen Film 16 entfernt worden und der Flicken 22 wurde über dem beschädigten Gebiet 11 auf der Struktur 12 angebracht. Druck wurde auf den Flicken 22 ausgeübt, bis eine luftdichte Abdichtung zwischen der Struktur 12 und dem Flicken 22 erreicht war. Die Überlappung des Flickens 22 oder der Abstand von der Kante bzw. dem Rand des beschädigten Bereichs 11 zu der Kante bzw. dem Rand des Flickens 22 ist mindestens 2,54 cm (1 Zoll). Mechanische Befestiger 24 werden durch gebohrte Löcher mit angemessenem Durchmesser angebracht, wobei der Abstand, mit dem die mechanischen Befestiger 24 von der Kante bzw. dem Rand des Flickens 22 entfernt angeordnet sind, von 0,3175 cm (1/8 Zoll) bis 5,08 cm (2 Zoll) variieren kann. Dieser Abstand wird durch die Größe des Flickens und die Schwere der Beschädigung des Abschnits 11 bestimmt. Der Abstand zwischen den mechanischen Befestigern 24 ist mindestens 1,905 cm (0,75 Zoll). In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die mechanischen Befestiger 24 vom blinden Typ, die eine niedrige Klemmbzw. Einsetzkraft besitzen und daher eine niedrige Vorlastkraft vorsehen. Die mechanischen Blindbefestiger 24, die einen selbsthaltenden Stift besitzen, besitzen auch eine große Anlagefläche für den hergestellten Kopf und die Stauchung auf der Blindseite. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist der mechanische Blindbefestiger 24 aus Monel-Metall, welches in der Lage ist, einer Temperatur von mindestens 926 ºC (1700 ºF) zu widerstehen. Ein mechanischer Blindbefestiger aus Monel-Metall, welcher bei der vorliegenden Erfindung verwendet werden kann, ist erhältlich von Cherry Aerospace, Torrance, Kalifornien als Teil Nr. CR8N83 und wird hiermit durch Bezugnahme aufgenommen.
  • Bezugnehmend nun auf Fig. 4 ist darin ein Schnitt eines Flickens 22 zu sehen, der mit dem druckempfindlichen Klebeflim 16 dazwischen an der Struktur 12 befestigt ist. Der Abstand von Loch und Befestiger zwischen dem mechanischen Blindbefestiger 24 in der Fig. 4 ist mindestens 1,905 cm (0,75 Zoll).
  • Fig. 5 zeigt einen Querschnitt eines Flickens 22 über den beschädigten Teil 11 der Struktur 12 hinweg. Die mechanischen Blindbefestiger in den Fig. 4 und 5 sind im gestauchten Zustand gezeigt. Die Köpfe und Stauchteile der mechanischen Blindbefestiger 24 sind mit einer großen Auflagefläche gezeigt, die in der vorliegenden Erfindung für die nicht-metallische Struktur 12 und den Flicken 22 erforderlich ist. In Fig. 5 ist ebenfalls der druckempfindliche Klebeflim gezeigt, der eine luftdichte Abdichtung zwischen der Struktur 12 und dem Flicken 22 vorsieht, wenn Druck auf den Flicken 22 ausgeübt wird.
  • Die Anbringung des Flickens 22 ist einfach und leicht für einen ungelernten Arbeiter. Die Fläche der Struktur 12 um das beschädigte Gebiet 11 herum wird gründlich mit einem nicht-entflammbaren Entfettungslösemittel gereinigt. Die Fläche der Struktur 12 um den beschädigten Bereich 11 herum wird dann mit einem fusselfreien Tuch sauber und trocken gewischt. Der Flicken 22 einschließlich des an dem Flicken 22 befestigten druckempfindlichen Films 16 wird nach Entfernen der Abdeckfolie 18 sorgfältig über dem beschädigten Bereich 11 der Struktur 12 plaziert und Druck wird auf den Flicken 22 angelegt, bis eine luftdichte Abdichtung zwischen dem Flicken 22 und der Struktur 12 erhalten wurde. Löcher mit angemessenem Durchmesser werden mit einem (nicht gezeigten) Bohrereinsatz gebohrt, der 0,635 cm (0,25 Zoll) gemessen von dem Ende der Bohrerspannvorrichtung zum Ende des Bohrereinsatzes nicht überschreitet. Der Durchmesser der mechanischen Blindbefestiger soll mindestens 0,3175 cm (1/8 Zoll) im Durchmeser sein. Sobald die (nicht gezeigten) Löcher mit dem ordnungsgemäßen Abstand voneinander und von dem Rand bzw. der Kante des Flickens vollständig vorhanden sind, werden passende Blindbefestiger 24 in die Löcher eingesetzt und ein (nicht gezeigtes) Handwerkzeug für mechanische Blindbefestiger wird verwendet, um die mechanischen Blindbefestiger 24 zu stauchen, um eine feste, luftdichte Abdichtung zwischen dem Flicken 22 und der Struktur 12 vorzusehen.
  • Somit ist deutlich, daß gemäß der vorliegenden Erfindung eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Durchführung einer Reparatur einer beschädigten, keinen Beanspruchungen unterworfenen Transportflugzeugstruktur vorgesehen wird, die bzw. das die oben genannten Ziele und Vorteile vollständig erfüllt. Während die Erfindung in Verbindung mit speziellen Ausführungsbeispielen davon beschrieben wurde, ist deutlich, daß viele Alternativen, Modifikationen und Veränderungen dem Fachmann deutlich sind, angesichts der vorhergehenden Beschreibung. Entsprechend ist beabsichtigt, daß alle derartigen Alternativen, Modifikationen und Änderungen umfaßt sein sollen, die in den Umfang der beigefügten Ansprüche fallen.

Claims (10)

1. Feuerbeständiges Reparaturelement oder Reparaturflicken für eine beschädigte, keinen Beanspruchungen unterworfene Struktur eines Transportflugzeuges, wobei folgendes vorgesehen ist:
ein geformtes, nicht-metallisches, feuerbeständiges Element (22) von hinreichender Größe, um ein beschädigtes Gebiet (11) der Struktur abzudecken, wobei das nicht-metallische Element (22) einen hohen Schlagwiderstand besitzt und intakt bleibt nach dem Aussetzen gegenüber Temperaturen von annähernd 927ºC (1700º Fahrenheit) bei einem Hitzefluß von annähernd 18728,9 Kalorien pro sq. dec. sec. (8,0 BTU pro sq. ft. sec.) gemäß der Federal Aviation Regulation (FAR) 14 CFR Teil 25, Amendment Nr. 25-60, Paragraph 25.855 (a-1) (1) und Teil III von Appendix F, Ölbrennertesterfordernis;
einen druckempfindlichen Klebeflim (16) druckverbunden mit dem geformten feuerbeständigen Element (22), um den mit dem Element (22) verbundenen Klebefilm (16) mit dem beschädigten Gebiet (11) zu verbinden, wobei der Film auf einer Seite eine Abdeckfolie bzw. einen Liner (18) aufweist, und
eine Vielzahl von mechanischen Befestigungsmitteln (24) zur Anbringung des feuerbeständigen, nichtmetallischen Elements (22) zusammen mit dem druckempfindlichen Film (16) an dem beschädigten Gebiet (11) der Struktur.
2. Reparaturelement nach Anspruch 1, wobei das nichtmetallische Element aus Lagen oder Schichten aufgebaut ist, und zwar aus gewobenem Glasgewebe, das mit einem wärmeaushärtendem Harz getränkt bzw. imprägniert ist, wobei das Glasgewebe durch das Anlegen von Wärme und Druck gründlich ausgehärtet wurde.
3. Reparaturelement nach Anspruch 1, wobei die beschädigte Struktur aus einem nicht metallischem Material besteht.
4. Reparaturelement nach Anspruch 2, wobei das Glasgewebe mit einem Harz aus der Gruppe getränkt bzw. imprägniert ist, welche wärmehärtendes Phenolharz, wärmehärtendes Polyesterharz und ein wärmehärtendes Epoxyharz enthält.
5. Reparaturelement nach Anspruch 2, wobei das nichtmetallische Element auf einer Oberfläche ein darüberliegendes Polyvinylfluorid-Material (Tedlar ) aufweist.
6. Reparaturelement nach Anspruch 5, wobei die Dicke des nicht-metallischen Elements mindestens 0,0254 cm (0,010 Zoll) und die Dicke der an dem nicht metallischen Element angebrachten, darüberliegenden Schicht aus Polyvinylfluorid-Material mindestens 0,00254 cm (1 mil) beträgt.
7. Verfahren zur Reparatur einer beschädigten, keinen Beanspruchungen unterworfenen Struktur eines Transportflugzeuges, wobei folgendes vorgesehen ist: Vorsehen eines geformten, nicht-metallischen, feuerbeständigen Elements (22) von hinreichender Größe zur Abdeckung des beschädigten Gebietes (11), wobei das nicht-metallische Element (22) einen hohen Schlagwiderstand besitzt und intakt verbleibt nach dem Aussetzen gegenüber Temperaturen von annähernd 926ºC (1700º Fahrenheit) bei einem Wärmefluß von annähernd 18728,9 Kalorien pro sq. dec. sec. (8, BTU pro sq. ft. sec.) gemäß den US Federal Aviation Regulation (FAR) 14 CFR Teil 25, Amendment Nr.
25-60, Paragraph 25.855 (a-1) (1) und Teil III von Appendix F, ölbrennertesterfordernis;
Vorsehen eines druckempfindlichen Klebefilms (16), wobei der Film auf einer Seite eine Abdeckfolie bzw. einen Liner (18) aufweist;
Druckverbinden des druckempfindlichen Klebefilms (16) mit dem geformten feuerbeständigen Element (22), wobei der Film mindestens 0,00254 cm (1 mil) dick ist;
Vorsehen einer Vielzahl von mechanischen Befestigungsmitteln (24);
Entfernen der erwähnten Abdeckfolie (18) von dem Element (22);
Positionieren des Elements (22) über dem beschädigten Gebiet (11);
Anlegen von Druck an das Element (22) um zu gewährleisten, daß sich eine luftdichte Abdichtung ergibt;
Bohren von mechanischen Befestigungsmittellöchern unter Verwendung eines einen geeigneten Durchmesser besitzenden Bohrstücks oder Bohrereinsatzes, wobei der Lochabstand mindestens 1,91 cm (0,75 Zoll) beträgt und der Lochabstand von der Elementkante zwischen 0,318 und 5,08 cm (1/8 Zoll bis 2 Zoll) variieren kann;
Einsetzen der mechanischen Befestigungsmittel (24) in die Löcher;
Anziehen der mechanischen Befestigungsmittel (24) bis ein festes Zusammenpassen bzw. eine fester Zusammenhalt zwischen dem Element (22) und der beschädigten Struktur (11) erhalten wird.
8. Verfahren zur Reparatur einer nicht belasteten Struktur nach Anspruch 7, wobei das nicht-metallische Element aus Glasgewebe und einem unter Wärmeeinwirkung aushärtenden Harz aufgebaut ist, wobei das Glasgewebe zusammen mit dem Harz durch Anwendung von Wärme und Druck gründlich ausgehärtet wird.
9. Verfahren zur Reparatur einer nicht belasteten Struktur nach Anspruch 8, wobei das nicht-metallische Element (22) auf einer Seite einen Überzug aus Polyvinylfluorid-Material (20) aufweist.
10. Verfahren zur Reparatur einer nicht-metallischen, nicht beanspruchten Struktur nach Anspruch 9, wobei das nicht-metallische Element (22) eine Dicke von mindestens 0,0254 cm (0,010 Zoll) aufweist und wobei die Dicke des Überzugs (20) aus Polyvinylfluorid- Material mindestens 0,00254 cm (1 mil) beträgt.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011004775A1 (de) * 2011-02-25 2012-08-30 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen einer Verbindung, Verbindung sowie Luft- oder Raumfahrzeug

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5626934A (en) * 1995-10-20 1997-05-06 United States Of America Enhancing damage tolerance of adhesive bonds
US6136116A (en) * 1998-11-12 2000-10-24 Northrop Grumman Corporation Gap standardization technique for specialized fillers
US6174392B1 (en) 1999-03-04 2001-01-16 Northrop Grumman Corporation Composite structure repair process
US20040041356A1 (en) * 2000-05-12 2004-03-04 Aviation Devices And Electronic Components, Llc. Gasket material having a PTFE core and a method of making a using the same
US6656299B1 (en) * 2001-12-19 2003-12-02 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus for structural repair
US6758924B1 (en) 2002-04-15 2004-07-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method of repairing cracked aircraft structures
US8790485B2 (en) 2005-02-25 2014-07-29 Bell Helicopter Textron Inc. Single vacuum debulk composite panel repair
US20090193644A1 (en) * 2008-01-31 2009-08-06 Michael James Malloy Double nut bolted connection with cheese plate for reinforcing existing riveted or bolted structures under load
WO2009134299A2 (en) * 2008-03-14 2009-11-05 Kaneka Corporation Fire barrier protection for airplanes comprising graphite films
US20090289032A1 (en) * 2008-05-23 2009-11-26 General Electric Company Method and kit for surface preparation
FR2953812B1 (fr) * 2009-12-11 2012-09-07 Airbus Operations Sas Procede de reparation d'un fuselage d'aeronef
JPWO2011105540A1 (ja) * 2010-02-26 2013-06-20 三菱重工業株式会社 複合材の修理方法およびこれを用いた複合材
FR2970238B1 (fr) 2011-01-07 2013-01-25 Airbus Operations Sas Piece et procede de reparation d'une structure endommagee, en particulier de peau d'aeronef, ainsi qu'un kit de reparation de mise en oeuvre
US9388791B2 (en) * 2013-03-15 2016-07-12 Frontier Wind, Llc Mounting arrangement for load compensating device
DE102013216782A1 (de) * 2013-08-23 2015-02-26 Tesa Se Stanzling insbesondere zum dauerhaften Verschließen von Löchern
DE102013216778A1 (de) * 2013-08-23 2015-02-26 Tesa Se Stanzling insbesondere zum dauerhaften Verschließen von Löchern
GB2517954B (en) * 2013-09-05 2018-07-04 Airbus Operations Ltd Repair of a damaged composite aircraft wing
CN103803099B (zh) * 2014-02-21 2015-12-09 山东太古飞机工程有限公司 地板快速修理工艺
US20170348926A1 (en) * 2014-10-13 2017-12-07 Sikorsky Aircraft Corporation Repair and reinforcement method for an aircraft
JP6541742B2 (ja) * 2017-10-13 2019-07-10 三菱重工業株式会社 風車翼の補修方法
US20190152003A1 (en) * 2017-11-22 2019-05-23 Scott Gungel Strengthening Repair Wrap
US11312507B2 (en) * 2019-09-03 2022-04-26 The Boeing Company Repair assembly to repair an area on a member of a vehicle
US11919111B1 (en) * 2020-01-15 2024-03-05 Touchstone Research Laboratory Ltd. Method for repairing defects in metal structures
DE102021101908A1 (de) * 2021-01-28 2022-07-28 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Schutzdeckel einer Kraftfahrzeugkarosserie

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3470048A (en) * 1964-11-25 1969-09-30 Carol J Jones Method of patching car bodies
US3850718A (en) * 1971-07-06 1974-11-26 S Trapani Metal patching plate and method of applying the same to damaged surfaces
US4147576A (en) * 1977-03-02 1979-04-03 Beem Lewis W Method of repairing a vehicle body
DE2718238C2 (de) * 1977-04-23 1982-06-16 Hoechst Ag, 6000 Frankfurt Verfahren zum Ausbessern von Schadstellen an emaillierten Behältern
US4407619A (en) * 1979-09-20 1983-10-04 Olympic Fastening Systems Blind fastener with deformable clamping means
US4517038A (en) * 1983-05-10 1985-05-14 Miller Robert W Method of repairing ballistic damage
US4473419A (en) * 1983-10-21 1984-09-25 Hardy Michael J Method of forming and bonding a panel repair patch
US4759812A (en) * 1985-07-11 1988-07-26 Miller Robert W Method and apparatus for effecting field repairs in stress carrying structures
US4661182A (en) * 1985-07-31 1987-04-28 Color Communications, Inc. Method and composition for repairing minor surface damage to coated surfaces
US4978404A (en) * 1986-07-21 1990-12-18 The Boeing Company Method for repairing a hole in a structural wall of composite material
US4732633A (en) * 1986-08-01 1988-03-22 Minnesota Mining And Manufacturing Company Method of patching damaged sheet material
US4726101A (en) * 1986-09-25 1988-02-23 United Technologies Corporation Turbine vane nozzle reclassification
AT386565B (de) * 1986-10-03 1988-09-12 Isovolta Reparier-laminat und seine verwendung
US4855182A (en) * 1986-10-03 1989-08-08 Isovolta Osterreichische Isolierstoffwerke Aktiengesellschaft Repair laminate
US4707391A (en) * 1987-01-27 1987-11-17 Pro Patch Systems, Inc. Vehicle body surface repair patch assembly
US4824500A (en) * 1987-11-03 1989-04-25 The Dow Chemical Company Method for repairing damaged composite articles
US4858853A (en) * 1988-02-17 1989-08-22 The Boeing Company Bolted repair for curved surfaces

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011004775A1 (de) * 2011-02-25 2012-08-30 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen einer Verbindung, Verbindung sowie Luft- oder Raumfahrzeug
DE102011004775B4 (de) * 2011-02-25 2012-10-25 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen einer Verbindung, Verbindung sowie Luft- oder Raumfahrzeug
US9855596B2 (en) 2011-02-25 2018-01-02 Airbus Operations Gmbh Method for producing a connector, connector and aircraft or spacecraft

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Publication number Publication date
ES2082036T3 (es) 1996-03-16
DE69115792D1 (de) 1996-02-08
US5424105A (en) 1995-06-13
EP0471923A2 (de) 1992-02-26
EP0471923B1 (de) 1995-12-27
EP0471923A3 (en) 1992-10-28

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