ES2599067T3 - Reparación de unión predecible de estructuras compuestas - Google Patents

Abstract

Un parche (30) para reparar un área de una estructura compuesta (24) que contiene una irregularidad (22), que comprende: un parche laminado compuesto (32); y una junta de unión (42) entre el parche laminado y la estructura compuesta, incluyendo la junta de unión al menos primera (36) y segunda (38) regiones que tienen diferentes propiedades para la liberación de energía de deformación alrededor de la zona a diferentes velocidades, respectivamente; caracterizado por que la junta de unión incluye: al menos una primera sección de adhesivo que tiene un conjunto de propiedades del material adaptadas para liberar la energía de deformación a una primera velocidad, y al menos una segunda sección de adhesivo que tiene un conjunto de propiedades del material adaptadas para liberar la energía de deformación a una segunda velocidad menor que la primera velocidad.

Description

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DESCRIPCION

Reparacion de union predecible de estructuras compuestas Campo tecnico

Esta invencion se refiere en general a estructuras compuestas, y se refiere mas particularmente a un metodo y a un parche compuesto para areas de reparacion de estructuras compuestas que contienen irregularidades.

Antecedentes

Las estructuras compuestas a veces tienen areas localizadas areas que contienen una o mas irregularidades que pueden requerir una reparacion para que la estructura este dentro de las tolerancias de diseno.

En el pasado, un proceso de reparacion se realizaba usando un parche que se colocaba sobre el area irregular y se fijaba a la estructura principal utilizando elementos de fijacion mecanicos. Esta tecnica de reparacion era deseable porque el estado del parche podfa vigilarse a lo largo del tiempo mediante la inspeccion visual de los elementos de fijacion. Sin embargo, el uso de elementos de fijacion puede aumentar el peso del avion y/o el arrastre en el avion, y puede ser esteticamente indeseable en algunas aplicaciones.

En algunas aplicaciones, los parches de reparacion se han fijado a una estructura principal utilizando una junta de union; sin embargo, esta tecnica tambien puede requerir el uso de elementos de fijacion mecanicos que proporcionan trayectorias de carga secundarias que forman un mecanismo de detencion para limitar el crecimiento de una irregularidad. Por otra parte, los cambios en una junta de union que fijan un parche de reparacion sobre una estructura principal pueden no ser controlados facilmente a lo largo del tiempo debido a que el mecanismo de fijacion de la junta o de la interfaz de la junta puede no ser visible.

Por consiguiente, existe una necesidad de un parche de reparacion y un metodo de reparacion de areas irregulares de estructuras compuestas, mientras se permite vigilar el estado del area reparada a lo largo del tiempo utilizando tecnicas de inspeccion visuales o de otro tipo no destructivas.

Compendio

Las realizaciones descritas proporcionan un parche de reparacion y un metodo de reparacion de estructuras compuestas utilizando un parche de reparacion de union sin la necesidad de elementos de fijacion mecanicos. El parche de reparacion incluye caractensticas que permiten la inspeccion visual del estado del area reparada a lo largo del tiempo y permiten una prediccion fiable de futuros cambios en la junta de union. Debido a que el estado del area reparada puede ser inspeccionado visualmente y se pueden realizar predicciones acerca del estado futuro de la union, el parche de reparacion de union y la tecnica de inspeccion visual pueden permitir la certificacion de la reparacion por parte de las autoridades de certificacion de aviones.

De acuerdo con una realizacion descrita, se proporciona un parche para reparar un area de una estructura compuesta que contiene una irregularidad. El parche de reparacion incluye un parche laminado o estratificado compuesto y una junta de union entre el parche laminado y la estructura compuesta. La junta de union incluye al menos primera y segunda regiones que tienen respectivamente diferentes propiedades del material para la liberacion de energfa de deformacion alrededor del area irregular a diferentes velocidades. En un ejemplo, la segunda region rodea sustancialmente la primera region y la primera region libera energfa de deformacion en el area irregular a una velocidad mayor que la segunda region. La junta de union puede incluir una primera y segunda secciones adhesivas, respectivamente, que tienen propiedades del material adaptadas para liberar la energfa de deformacion a velocidades diferentes. Las propiedades del material adaptadas de la primera y segunda secciones adhesivas pueden incluir al menos una de espesor, resistencia a la fractura, resistencia al desprendimiento y resistencia al cizallamiento.

De acuerdo con una realizacion del metodo descrito, un area irregular en una estructura compuesta puede repararse mediante la formacion de un parche laminado compuesto y colocando el parche laminado sobre el area irregular. Una junta de union se forma entre el parche laminado y la estructura compuesta. La junta de union se divide en al menos dos regiones que liberan energfa de deformacion que rodea el area irregular respectivamente a diferentes velocidades. La formacion del parche laminado compuesto puede incluir la colocacion de multiples capas de un polfmero reforzado con fibra y la adaptacion de las caractensticas de las capas en areas del parche laminado que se superponen sobre las regiones de la junta de union.

De acuerdo con otra realizacion del metodo, las areas irregulares de una estructura compuesta de un avion pueden repararse mediante la seleccion de una pluralidad de secciones en la estructura compuesta del avion, que pueden tener areas irregulares que requieren una reparacion estructural. Por lo menos un equipo (kit) de reparacion se forma para cada una de las secciones seleccionadas, incluyendo la fabricacion de un parche laminado compuesto y la fabricacion de una capa de adhesivo usada para unir el parche a la estructura del avion. Despues de identificar un area irregular en la estructura del avion que requiere una reparacion, uno de los equipos se selecciona basandose en la seccion que contiene el area irregular identificada. El equipo seleccionado se utiliza entonces para reparar el

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area irregular.

Las realizaciones descritas satisfacen la necesidad de un parche de reparacion compuesto de union y un metodo de reparacion que permita la reparacion de un area irregular en una estructura compuesta, en el que la condicion de la reparacion se pueda controlar visualmente, y cualquier cambio de la junta de union pueda predecirse en base a la inspeccion visual.

El documento EP 1972429 se refiere a una estructura compuesta para la reparacion de estructuras compuestas que tienen un forro o revestimiento perforado y un nucleo de nido de abeja y divulga el preambulo de las reivindicaciones 1 y 9.

La presente invencion se expone en las reivindicaciones independientes, exponiendose algunas caractensticas opcionales en sus reivindicaciones dependientes.

Breve descripcion de las ilustraciones

La figura 1 es una ilustracion de un parche de reparacion de union en una estructura compuesta.

La figura 2 es una ilustracion de una vista en seccion tomada a lo largo de la lmea 2-2 en la figura 2.

La figura 3 es una ilustracion de una vista en planta de la capa adhesiva que se muestra en la figura 2.

Las figuras 3a-3c son ilustraciones de vistas en planta, respectivamente, de secciones de la capa adhesiva que se muestra en la figura 3.

La figura 4 es una ilustracion de una vista en seccion tomada a lo largo de la lmea 4-4 en la figura 3.

La figura 5 es una ilustracion de una vista en planta de un parche laminado compuesto que forma parte del parche

de reparacion que se muestra en la figura 1.

La figura 6 es una ilustracion de una vista en seccion tomada a lo largo de la lmea 6-6 en la figura 5.

La figura 7 es una ilustracion de una vista en planta del parche de reparacion que se muestra en la figura 1, y que ilustra una trayectoria de propagacion tfpica de una separacion.

Las figuras 8 a 10 son ilustraciones de vistas en seccion que muestran la progresion de una separacion a traves de la region del parche.

La figura 11 es una ilustracion de un diagrama que muestra el uso de equipos de reparacion para reparar varias secciones de un avion compuesto.

La figura 12 es una ilustracion de una tabla que muestra el uso de numeros de piezas para asociar equipos de reparacion con diversas secciones del avion que se muestra en la figura 11.

La figura 13 es una ilustracion de un diagrama de flujo de un metodo para reparar un area irregular de una estructura compuesta.

La figura 14 es una ilustracion de un diagrama de flujo que muestra detalles adicionales del metodo que se muestra en la figura 13.

La figura 15 es una ilustracion de un diagrama de flujo de un metodo para reparar areas irregulares de un avion usando los equipos que se muestran en la figura 11.

La figura 16 es una ilustracion de un diagrama de flujo de la metodologfa de produccion y servicio de aviones.

La figura 17 es una ilustracion de un diagrama de bloques de un avion.

Descripcion detallada

Con referencia ahora a las figuras 1 y 2, de acuerdo con las realizaciones descritas, un parche de reparacion compuesto 30 se utiliza para reparar un area irregular 22 en una estructura compuesta 24. Tal como se usa en este documento, "area irregular", "irregularidad" e "irregularidades" se refieren cada una a un area localizada en la estructura compuesta 24 que pueden estar fuera de tolerancias disenadas. La irregularidad 22 puede comprender, por ejemplo y sin limitacion, un hueco, una abolladura o una porosidad que puede producirse en el momento en que la estructura compuesta 24 se fabrica, o mas tarde durante la vida de servicio de la estructura compuesta 24.

El parche compuesto 30 consiste en un parche laminado compuesto 32 que se superpone al area irregular 22 y se une a la estructura compuesta 24 mediante una capa 34 de un adhesivo estructural que forma una junta de union 42. El tamano del parche 30 puede variar con la aplicacion y las dimensiones del area irregular 22. La capa de adhesivo 34 divide la junta de union 42 y el area 22 en una primera, segunda y tercera regiones de control 36, 38,

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40, respectivamente, que pueden proporcionar una reduccion ventajosa de cargas de transicion transmitidas entre la estructura 24 y el parche 30. La primera region de control 36 esta situada de manera centrada sobre el area irregular 22, y la segunda y tercera regiones de control 46, 48 pueden comprender, respectivamente, un par de anillos sustancialmente concentricos que rodeen la primera region 36 situada de manera centrada. Aunque las regiones 36, 38, 40 se muestran como siendo generalmente circulares en la realizacion descrita, son posibles una variedad de otras formas. Ademas, en otras realizaciones, el parche 30 puede tener solo dos regiones de control 36, 38, o puede tener mas de tres regiones de control 36, 38, 40.

La primera region de control 36 puede presentar tensiones adhesivas favorables en el plano. La segunda region de control 38 puede denominarse como una region de durabilidad y cualquier separacion dentro de esta region entre el parche 32 y la estructura principal 24 pueden necesitar ser evaluada y cuantificada para determinar si debe realizarse una reparacion. La tercera region de control 40, que puede dominarse por cizallamiento en el plano y momentos de desprendimiento, puede afectar al comportamiento de toda la union estructural entre el parche 32 y la estructura principal 24.

Con referencia ahora particularmente a las figuras 2 a 4, la capa adhesiva 34 puede comprender una seccion central 44 rodeada por secciones 46 y 48 en forma de anillos concentricos. El tamano y la forma de las secciones adhesivas 44, 46, 48 generalmente corresponden a la primera, segunda y tercera regiones de control 36, 38, 40, respectivamente, del parche de reparacion 30. Cada una de las secciones adhesivas 44, 46, 48 puede comprender una o mas capas de un adhesivo estructural disponible en el mercado, que esta generalmente disponible en forma de pelfcula o lamina que puede cortarse a la forma deseada. Las secciones adhesivas 44, 46, 48 tambien se pueden formar a partir de una pasta adhesiva estructural disponible en el mercado. Como se senalo anteriormente, las multiples capas (no mostradas) del material de lamina adhesiva pueden construirse para formar un espesor "t" deseado para cada una de las secciones adhesivas 44, 46, 48. La resistencia de la union se puede adaptar mediante el espesor "t" entre el parche 32 y la estructura 24. En algunas aplicaciones puede ser necesaria solamente una capa unica de material de lamina adhesiva, mientras que, en otras aplicaciones, mas de una capa puede ser necesaria, dependiendo de la aplicacion y del espesor de la lamina adhesiva.

En una realizacion, se pueden formar huecos circunferenciales "g" entre las secciones adhesivas 44, 46, 48 para ayudar en la detencion del crecimiento de una separacion potencial entre el parche laminado 32 y la estructura compuesta 24. Un relleno 50 puede colocarse en uno o ambos de los huecos "g" para ayudar en la separacion.

Las propiedades de cada una de las secciones adhesivas 44, 46, 48 se pueden adaptar de una manera que afecte a la velocidad a la que la primera, segunda y tercera regiones de control 36, 38, 40 de la junta de union 42 liberan respectivamente la energfa de deformacion. La adaptacion de cada una de las secciones adhesivas 44, 46, 48 se puede conseguir mediante la alteracion de las dimensiones de las secciones adhesivas 44, 46, 48, tales como el espesor "t" o la anchura "w", o alterando la forma de la pelfcula, pasta, tejido, etc., asf como mediante la alteracion de las propiedades estructurales de la capa adhesiva, tales como las propiedades de resistencia a la fractura, desprendimiento o cizallamiento, o disponiendo el hueco "g" entre las secciones adhesivas 44, 46, 48. La resistencia a la fractura se puede describir como la resistencia general de un material a la desestratificacion. Ademas, un separador o relleno 50 se puede interponer entre las secciones adhesivas 44, 46, 48 para ayudar a detener el crecimiento de la separacion.

El uso de las secciones adhesivas 44, 46, 48 adaptadas puede dar lugar a un parche de reparacion 30 de union que se divide en multiples regiones de control 36, 38, 40 que liberan respectivamente la energfa de deformacion a diferentes velocidades. Las primera, segunda y tercera regiones de control 36, 38, 40 proporcionan una reduccion ventajosa de cargas de transicion entre el parche 32 y la estructura 24, que no solo puede permitir la prediccion del transcurso de la extension de separacion, sino que puede permitir la evaluacion del estado del parche de reparacion 30 a traves de la simple inspeccion visual, u otras tecnicas de inspeccion no destructivas. Aunque se muestran y se describen tres regiones de control 36, 38, 40, mas o menos de tres regiones de control pueden ser posibles.

La primera region de control 36 del parche 30 que se superpone al area irregular 22 presenta favorables tensiones en el plano que pueden suprimir la concentracion de tensiones alrededor de la frontera de una separacion de la junta de union 42. Las tensiones adhesivas globales dentro de la primera region de control 36 pueden reducir la velocidad de liberacion de energfa de deformacion necesaria para la extension de una separacion por debajo de los lfmites maximos de carga aplicados a la estructura compuesta 24.

Las caractensticas del parche de reparacion 30 dentro de la segunda region de control 38 pueden dar lugar a la liberacion de energfa de deformacion a una velocidad mayor que la de la primera region de control 36. Cualquier separacion que pueda producirse en la junta de union 42 dentro de la segunda region de control 38 puede anticiparse por una curva de separacion de durabilidad de fatiga (no mostrada) que define la entrada de trabajo que se requiere para iniciar el crecimiento de la separacion. Las caractensticas de la tercera region de control 40 se seleccionan de tal manera que la velocidad de liberacion de energfa de deformacion dentro de la tercera region de control 40 es mayor que la de la segunda region de control 38 para oponerse al inicio de la separacion y su crecimiento, asf como al cizallamiento en el plano y a los momentos de desprendimiento.

La atencion se dirige ahora a las figuras 5 y 6, que ilustran un parche laminado 32 que comprende multiples capas

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52 de poKmero reforzado con fibra, en el que las capas 52 pueden ser adaptarse para ayudar en la consecucion de la primera, segunda y tercera regiones de control 36, 38, 40 respectivamente, que tienen las velocidades de liberacion de energfa de deformacion deseadas. La velocidad de liberacion de la energfa de deformacion dentro del parche laminado 32 se puede adaptar dentro de las regiones de control 36, 38, 40 mediante la seleccion y/o la disposicion de las capas de tal manera que las capas en cada una de las regiones 36, 38, 40 tengan diferentes caractensticas. En otras palabras, cada una de las regiones 36, 38, 40 puede tener caractensticas de capa que sean unicas para esa region. Asf, por ejemplo, las capas en la region 38 pueden tener caractensticas que sean diferentes de las de las regiones 36 y 40, y las capas en la region 36 pueden tener caractensticas que sean diferentes a las de las regiones 38 y 40. Tal como se usa en este documento, "caractensticas" y "caractensticas de capa" se refieren, sin limitacion: al tipo, al tamano o a la cantidad de refuerzo de fibras en una capa; al espesor de las capas; a los huecos entre las capas; a los materiales, elementos o estructuras colocadas entre las capas; al numero de capas; al tipo o a la densidad de la matriz utilizada en la capa; a la orientacion de colocacion (angulo) de cada capa y/o a la secuencia de las orientaciones de las capas en una pila de las capas.

La velocidad de liberacion de la energfa de deformacion dentro de una o mas de las regiones de control 36, 38, 40 puede adaptarse mediante la formacion de un bisel o junta progresivamente estrechada (no mostrada) entre el parche 32 y la estructura 24. La velocidad de liberacion de energfa de deformacion tambien se puede adaptar proporcionando huecos (no mostrados) en ciertas zonas entre las capas 52 de manera que puedan alterar las propiedades mecanicas del parche laminado 32 en cada una de las regiones de control 36, 38, 40. Ademas, puede ser posible emplear diferentes secuencias de orientacion de las capas 52 para ayudar a conseguir las regiones de control 36, 38, 40 definidas. La orientacion se refiere al angulo de aplicacion o direccion de las fibras de refuerzo en una capa, por ejemplo y sin limitacion, 0°, 30°, 60°, 90° y/o 0°, +45°, -45°, 90°.

En el ejemplo ilustrado en las figuras 5 y 6, los materiales utilizados en las capas 52 y/o las secuencias de orientacion dentro de la primera region de control 36 da lugar a la velocidad mas alta de alivio de tension, mientras que la seleccion de estos materiales y/o secuencias de orientacion de las capas en la segunda y tercera regiones de control 38 y 40, respectivamente, da lugar a velocidades intermedias y mas bajas de liberacion de energfa de deformacion, respectivamente. En otras realizaciones, sin embargo, dependiendo de la aplicacion, la tercera region de control 40 puede poseer la velocidad mas alta de alivio de energfa de deformacion, mientras que la primera region de control 36 posee la menor velocidad de alivio de energfa de deformacion.

La figura 7 ilustra la manera en que se puede detener una separacion que comienza en el borde exterior 60 de la tercera region de control 40 y que crece hacia el interior. La separacion que empieza en el borde 60 se puede ilustrar

en este escenario como creciendo directamente hacia el interior, como se muestra en 62, hasta alcanzar el lfmite 64

entre las regiones de control 38 y 40. Como resultado de la diferencia en los materiales en regiones de control 36, 38, 40, y/o la presencia de un hueco "g" o relleno 50 (figura 5), y/o la diferencia en las propiedades adhesivas de las secciones 44, 46, 48 de la capa adhesiva 34 (figura 2), la separacion se detiene y puede moverse

circunferencialmente alrededor 63 del lfmite 64 de la tercera region de control 40. Otro escenario puede tener una separacion que progrese desde la tercera region 40 y en la segunda region de control 38, y que progresa hacia el interior, hacia la primera region de control 36, como se indica mediante el numero 66. Cuando la progresion de la separacion alcanza el lfmite 68 entre las regiones de control 36 y 38, se detiene y puede moverse

circunferencialmente alrededor del lfmite 68.

Haciendo referencia simultaneamente a las figuras 7 y 8, como la separacion 72 se mueve hacia el interior desde el punto inicial 60, el borde exterior 54 del parche de reparacion puede desprenderse hacia arriba, agrietando con ello la pintura superficial (no mostrada), lo que proporciona una indicacion visual del inicio y/o del crecimiento de la separacion dentro de la tercera region de control 40. Esta indicacion visual de una separacion puede terminar en el lfmite 64 entre las regiones de control 38 y 40.

Como se muestra en la figura 9, si la separacion 72 continua en la segunda region de control 40 hacia el lfmite 68, el parche 30 en el area de las regiones de control 38 y 40 puede desprenderse hacia arriba, con lo que el agrietamiento adicional de la pintura superior proporciona una indicacion visual de que la separacion ha progresado en o a traves de la segunda region de control 40. La figura 10 ilustra que la separacion ha progresado hasta el area 22 de irregularidad. En este punto, las areas del parche 30 y las tres regiones de control 36, 38, 40 pueden desprenderse hacia arriba para agrietar mas pintura superior, proporcionando de ese modo una indicacion visual aun mas evidente de que la separacion ha avanzado hasta un punto en el que el parche de reparacion 30 puede necesitar una mayor atencion. De lo anterior, es evidente que las regiones de control 36, 38, 40 del parche de reparacion 30 proporcionan un medio para permitir una inspeccion visual no destructiva de la condicion del parche 30, incluyendo la junta de union 42 entre el parche 30 y la estructura 24.

Con referencia ahora a las figuras 11 y 12, los parches de reparacion 30 pueden montarse previamente como equipos 86, 88, 90 que se pueden usar para reparar varias secciones de una estructura compuesta, incluyendo, pero no limitado a, la reparacion del forro. Por ejemplo, como se muestra en la figura 11, un avion 76 puede tener multiples secciones, tales como un fuselaje 78, alas 80, estabilizadores horizontales 82 y estabilizador vertical 84, formados de materiales compuestos que pueden desarrollar irregularidades que requieran reparacion. Diferentes tipos de equipos de reparacion 86, 88, 90 pueden ser necesarios para reparar diferentes secciones 92, porque las secciones 92 pueden tener diferentes geometnas estructurales, requisitos de soporte de carga, etc. De acuerdo con

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una realizacion descrita, los equipos 86, 88, 90 se pueden adaptar individualmente para hacer reparaciones en una seccion 78 a 84 correspondiente del avion 76. La figura 12 ilustra una manera en la que los equipos pueden estar asociados, respectivamente, con reparaciones a realizar dentro de determinadas secciones 92 del avion 76. Por ejemplo, las secciones 92 del avion 76 se pueden dividir en estructuras primarias 96 y en estructuras secundarias 98. Un ejemplo de una estructura primaria es un fuselaje 104, que puede contener multiples secciones 105. Los equipos 86-90 pueden fabricarse y montarse para hacer reparaciones en cada una de las secciones 92 designadas. Se pueden asignar numeros de equipos o piezas 102 para su uso en una seccion 92 particular del avion 76, asf como para diferentes numeros de modelo 100 del mismo tipo de avion 76.

La figura 13 ilustra en terminos generales un metodo de reparacion de un area irregular de una estructura compuesta. Comenzando en 119, la estructura compuesta 24 se puede preparar para el procedimiento de reparacion, por ejemplo, y sin limitacion, recortando el area 22 que se ha de reparar. Esta operacion de recorte puede incluir el biselado o estrechamiento de los bordes (no mostrados) de la estructura 24 que rodea el area irregular 22. En 120, se fabrica un parche laminado compuesto 32, tfpicamente colocando varias capas de un polfmero reforzado con fibras. El parche laminado 32 puede tener o no secuencias de orientacion de materiales y/o capas que esten configuradas para ayudar en la produccion de las regiones de control 36, 38, 40 descritas previamente. En aquellas aplicaciones donde los bordes (no mostrados) de la estructura 24 han sido biselados o estrechados alrededor del area irregular 22, el parche laminado 32 puede estar formado de manera que tenga un bisel o estrechamiento (no mostrado) que coincida generalmente con la del borde de la estructura 22. A continuacion, en 122, el adhesivo y el parche laminado 32 se colocan sobre el area irregular 22 de la estructura compuesta 24. En 124, se forma una junta de union entre el parche laminado 32 y la estructura compuesta 24, mediante la colocacion de una capa de adhesivo a medida 34 entre el parche laminado 32 y la estructura compuesta 34. En 126, la junta de union 42 se divide en al menos dos regiones de liberacion de energfa de deformacion, respectivamente, a velocidades diferentes. En una realizacion, la junta de union 42 se divide en tres regiones de control 36, 38, 40 mediante la adaptacion de la capa adhesiva 34 de la manera descrita anteriormente.

La figura 14 ilustra detalles adicionales del metodo de reparacion de un area irregular 22 de una estructura compuesta 24. Empezando en 128, se determinan la construccion y el tamano de la capa de un parche laminado 32, y en 130 se coloca el parche laminado compuesto 32. Como se menciono anteriormente, el parche laminado 32 puede tener o no materiales y/o secuencias de orientacion de capas que esten configuradas para ayudar en la produccion de las regiones de control 36, 38, 40. Por lo tanto, las etapas 128 y 130 pueden incluir la seleccion del espesor, y/o las orientaciones de colocacion de cada capa 52 en el parche laminado 32, asf como la secuencia de las orientaciones de las capas dentro de cada una de las regiones 36, 38, 40. En aquellas aplicaciones donde los bordes (no mostrados) de la estructura 24 pueden haber sido biselados o estrechados alrededor del area irregular 22, el perfil, la pendiente, las dimensiones y/o la direccion del bisel o estrechamiento correspondiente en el parche laminado 32 pueden determinarse como parte de la etapa 128. Ademas, aunque no se muestra en los dibujos, el parche laminado 32 puede incluir capas conductoras (no mostradas) o capas que contengan material conductor (no mostrado) que se utiliza para la proteccion contra rayos. A continuacion, en 132, se determinan las dimensiones de cada region de control 36, 38, 40 de la capa adhesiva 34, junto con cualquier hueco "g" o rellenos 50 que pueden colocarse entre las regiones de control 36, 38, 40. A continuacion, en 134, se seleccionan las propiedades del material para cada una de las regiones de control 36, 38, 40 de la capa adhesiva 34. En 136, las secciones 44 a 48 se pueden cortar desde una hoja de un adhesivo estructural que tenga las dimensiones seleccionadas, o formarse a partir de una pasta.

En la etapa 138, las secciones 44 a 48 se alinean y ensamblan en una capa adhesiva 34, y luego se colocan entre el parche laminado 32 y la estructura compuesta 24, recubriendo el area irregular 22. El parche 30 instalado puede entonces compactarse, segun sea necesario, en la etapa 140. Finalmente, el parche 32 compactado y la capa adhesiva 34 se curan conjuntamente en 142, uniendo de este modo el parche 30 a la estructura compuesta 24.

La atencion se dirige ahora a la figura 15, que ilustra las etapas de un metodo de reparacion de areas irregulares en varias secciones de un avion usando equipos de ensamble previo. Comenzando en la etapa 144, se seleccionan las secciones 92 de un avion 76 que pueden ser elegibles para el uso de un parche de reparacion 30 para reparar un area irregular 22 dentro de la seccion.

En 144, los componentes del parche de reparacion 30 se seleccionan para cada seccion 92 seleccionada del avion. En 148, los componentes seleccionados se fabrican y se ensamblan en un equipo para cada una de las secciones 92 seleccionadas del avion. Los equipos pueden incluir, sin limitacion, capas precortadas de material pre- impregnado o un tejido seco que puede impregnarse durante la instalacion del parche 30. En 150, pueden asignarse numeros de pieza o equipo 94 a los equipos basados en el tipo de avion, numero de cola y/o seccion del avion. Aunque no se muestra en los dibujos, los equipos se pueden almacenar en un entorno controlado y vigilado a lo largo del tiempo. En 152, un numero de pieza o equipo 94 se selecciona en base a la seccion 92 del avion que tiene un area irregular que requiere una reparacion. En 154, el area irregular 22 se repara con el equipo de reparacion seleccionado. Con la irregularidad reparada, a continuacion, en 156, el parche de reparacion 30 instalado se puede inspeccionar/vigilar periodicamente para posibles cambios. En 158, pueden ser recogidos datos empmcos en relacion con el rendimiento de los parches de reparacion 30 instalados en varias secciones 92 del avion para determinar si los componentes del parche 30 se deben alterar, y para proporcionar datos que puedan ser utiles en la certificacion de los parches. En 160, los equipos de parches de reparacion pueden ser modificados segun sea

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necesario, en base a los datos empmcos acumulados.

Las realizaciones de la invencion pueden encontrar uso en una variedad de aplicaciones potenciales, particularmente en la industria del transporte, incluyendo, por ejemplo, aplicaciones de automocion, aeroespacial, y marina. Por lo tanto, haciendo referencia ahora a las figuras 16 y 17, realizaciones de la invencion se pueden utilizar en el contexto de un metodo de fabricacion y de servicio de aviones 170, como se muestra en la figura 16 y en un avion 172, como se muestra en la figura 17. Durante la produccion previa, un metodo 170 de ejemplo puede incluir la especificacion y el diseno 174 del avion 172 y adquisicion de material 176. Los parches de reparacion 30 pueden especificarse y concebirse como parte de la especificacion y del diseno 174 del avion 172, y ser adquiridos como parte del proceso de adquisicion 176. Durante la produccion, se realiza la fabricacion de componentes y subconjuntos 178 y la integracion 180 del sistema del avion 172. Los parches 30 pueden ser utilizados durante la produccion para reparar las inconsistencias que se producen durante la fabricacion 178 y/o la integracion 180 del sistema. A continuacion, el avion 172 puede pasar por la certificacion y la entrega 182 para ser puesto en servicio 184. Los parches 30 se pueden utilizar para reparar irregularidades para obtener la certificacion del avion 172 y/o para satisfacer los requisitos de entrega. Mientras esta en servicio por parte de un cliente, el avion 172 se programa para el mantenimiento y el servicio de rutina 186 (que tambien puede incluir la modificacion, reconfiguracion, renovacion, etc.). Los parches 30 pueden ser utilizados mientras el avion 172 esta en servicio para reparar las areas del avion 172 que pueden desarrollar irregularidades durante el servicio, y el estado de los parches 30 puede comprobarse como parte de una rutina de mantenimiento periodico.

Cada uno de los procesos del metodo 170 puede llevarse a cabo o realizarse por parte de un integrador de sistemas, una tercera parte, y/o un operador (por ejemplo, un cliente). A los efectos de esta descripcion, un integrador de sistemas puede incluir, sin limitacion, cualquier numero de fabricantes de aviones y subcontratistas del sistema principal; una tercera parte puede incluir, sin limitacion, cualquier numero de vendedores, subcontratistas y proveedores; y un operador puede ser una lmea aerea, una comparna de arrendamiento, una entidad militar, una organizacion de servicio, etc.

Como se muestra en la figura 17, el avion 172 producido por el metodo 170 de ejemplo puede incluir un fuselaje 188 con una pluralidad de sistemas 190 y un interior 192. Los parches 30 se pueden utilizar para reparar irregularidades en el fuselaje 188 del avion. Ejemplos de sistemas de alto nivel 190 incluyen uno o mas de un sistema de propulsion 194, un sistema electrico 196, un sistema hidraulico 198, y un sistema ambiental 200. Cualquier numero de otros sistemas pueden incluirse. Aunque se muestra un ejemplo aeroespacial, los principios de la invencion pueden aplicarse a otras industrias, tales como las industrias del automovil y marinas.

Los sistemas y metodos incorporados en este documento pueden ser empleados durante una cualquiera o mas de las etapas del metodo de produccion y servicio 170. Por ejemplo, los componentes o subconjuntos correspondientes al proceso de produccion 170 se pueden fabricar de una manera similar a los componentes o subconjuntos producidos mientras el avion 172 esta en servicio. Ademas, una o mas realizaciones del aparato, realizaciones del metodo, o una combinacion de las mismas, se pueden utilizar durante las etapas de produccion 178 y 180, por ejemplo, mediante la aceleracion sustancial del montaje o reduciendo el coste de un avion 182. De modo similar, una o mas de realizaciones del aparato, realizaciones del metodo, o una combinacion de las mismas, se pueden utilizar mientras el avion 172 esta en servicio, por ejemplo y sin limitacion, para mantenimiento y servicio 186.

Aunque las realizaciones de esta invencion se han descrito con respecto a ciertas realizaciones ejemplares, debe entenderse que las realizaciones espedficas son para fines de ilustracion y no de limitacion, ya que otras variaciones se les ocurriran a los expertos en la tecnica.

Claims (14)

1. 5

   10

   15

   20

   25

   30

   35

   40

   REIVINDICACIONES

   1. Un parche (30) para reparar un area de una estructura compuesta (24) que contiene una irregularidad (22), que comprende:

   un parche laminado compuesto (32); y

   una junta de union (42) entre el parche laminado y la estructura compuesta, incluyendo la junta de union al menos primera (36) y segunda (38) regiones que tienen diferentes propiedades para la liberacion de ene^a de deformacion alrededor de la zona a diferentes velocidades, respectivamente; caracterizado por que

   la junta de union incluye:

   al menos una primera seccion de adhesivo que tiene un conjunto de propiedades del material adaptadas para liberar la energfa de deformacion a una primera velocidad, y

   al menos una segunda seccion de adhesivo que tiene un conjunto de propiedades del material adaptadas para liberar la energfa de deformacion a una segunda velocidad menor que la primera velocidad.
2. 2. El parche de la reivindicacion 1, en el que: la segunda region rodea la primera region.
3. 3. El parche de la reivindicacion 2, en el que:

   la primera region libera energfa de deformacion en el area de irregularidad a una velocidad mayor que la segunda region.
4. 4. El parche de la reivindicacion 1, en el que las propiedades del material adaptadas de la primera seccion de adhesivo incluyen al menos una de las siguientes:

   espesor,

   tenacidad a la fractura, resistencia al desprendimiento, y resistencia a la cizalladura.
5. 5. El parche de la reivindicacion 1, en el de adhesivo.
6. 6. El parche de la reivindicacion 1, en secciones de adhesivo.
7. 7. El parche de la reivindicacion 1, en el que la junta de union incluye ademas una tercera region que tiene propiedades del material para la liberacion de energfa de deformacion alrededor del area de irregularidad a una velocidad diferente de las primera y segunda velocidades.
8. 8. El parche de la reivindicacion 1, en el que las primera y segunda regiones tienen, respectivamente, propiedades del material que dan lugar a que cualquier degradacion de la junta de union progrese desde la segunda region a la primera region.
9. 9. Un metodo de reparacion de un area de irregularidad (22) en una estructura compuesta (24), que comprende: formar un parche laminado compuesto (32);

   colocar el parche laminado sobre el area de irregularidad;

   formar una junta de union (42) entre el parche laminado y la estructura compuesta;

   dividir la junta de union en al menos dos regiones (36, 38) que liberan energfa de deformacion rodeando el area de irregularidad, respectivamente, a diferentes velocidades; caracterizado por que

   la junta de union incluye:

   al menos una primera seccion de adhesivo que tiene un conjunto de propiedades del material adaptadas para liberar la energfa de deformacion a una primera velocidad, y

   al menos una segunda seccion de adhesivo que tiene un conjunto de propiedades del material adaptadas para liberar la energfa de deformacion a una segunda velocidad menor que la primera velocidad.

   que la junta de union incluye un hueco entre la primera y segunda secciones el que la junta de union incluye un relleno entre la primera y la segunda
10. 10. El metodo de la reivindicacion 9, en el que la colocacion del parche laminado incluye: alinear la primera region sobre el area de irregularidad, y

    posicionar la segunda region alrededor de la primera region.
11. 11. El metodo de la reivindicacion 9, en el que la formacion de la junta de union incluye:

    5 colocar una primera seccion de adhesivo sobre el area de irregularidad entre el parche laminado y la estructura compuesta, y

    colocar una segunda seccion de adhesivo alrededor de la primera seccion de adhesivo, entre el parche laminado y la estructura compuesta.
12. 12. El metodo de la reivindicacion 11, en el que la formacion de la junta de union incluye ademas la formacion de un 10 hueco entre la primera y la segunda secciones del adhesivo.
13. 13. El metodo de la reivindicacion 11, en el que la formacion de la junta de union incluye, ademas:

    colocar una tercera seccion de adhesivo alrededor de la segunda seccion de adhesivo entre el parche laminado y la estructura compuesta.
14. 14. El metodo de la reivindicacion 9, en el que la formacion del parche laminado compuesto incluye:

    15 disponer multiples capas de polfmero reforzado con fibra, y

    adaptar las caractensticas de las capas en las areas del parche laminado que se superponen a las regiones de la junta de union.