FR3043066A1 - PROCESS FOR REPAIRING COMPOSITE FUSELAGE OF AN AIRCRAFT - Google Patents
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Abstract
L'invention se rapporte à un procédé de réparation d'une zone endommagée (1) d'un fuselage d'un aéronef possédant une structure (10) en composite. Le principe de ce procédé consiste à réaliser un moule (3) en fibre de verre de cette zone endommagée (1), puis à fabriquer une pièce (4) métallique destinée à être implantée sur ladite zone (1), et à vérifier la conformité de forme de ladite pièce (4) au moyen dudit moule (3). Si la forme de la pièce (4) fabriquée est adaptée à celle du moule (3), ladite pièce (4) peut alors être implantée sur la structure (10) en composite de l'aéronef au niveau de la zone endommagée (1).The invention relates to a method for repairing a damaged area (1) of a fuselage of an aircraft having a composite structure (10). The principle of this method is to make a mold (3) fiberglass of this damaged area (1), then to manufacture a piece (4) metal to be implanted on said zone (1), and to check compliance of said part (4) by means of said mold (3). If the shape of the piece (4) manufactured is adapted to that of the mold (3), said piece (4) can then be implanted on the composite structure (10) of the aircraft at the level of the damaged area (1) .
Description
PROCEDE DE REPARATION D’UN FUSELAGE COMPOSITE D’UNPROCESS FOR REPAIRING A COMPOSITE FUSELAGE OF A
AERONEF L’invention se rapporte à un procédé de réparation d’un fuselage composite d’un aéronef.The invention relates to a method of repairing a composite fuselage of an aircraft.
Sur les avions en aluminium, en cas de dommage, il est nécessaire de découper la zone endommagée et d’installer en face de cette découpe un doubleur qui sera fixé sur l’avion à l’aide de fixations conventionnelles. Sur les avions métalliques, si l’épaisseur de la zone n’est pas trop importante, il est possible de former le doubleur en lui faisant prendre la forme du fuselage par formage à l’aide d’un marteau directement sur l’avion.On aluminum aircraft, in case of damage, it is necessary to cut the damaged area and install in front of this cut a doubler that will be fixed on the aircraft using conventional fasteners. On metal planes, if the thickness of the area is not too great, it is possible to form the doubler by making it take the form of the fuselage by forming with a hammer directly on the aircraft.
Or, sur un avion composite possédant une structure en carbone, le formage de ce doubleur directement sur l’avion est impossible à réaliser, car l’utilisation répétée d’un marteau contre ladite structure pour former le doubleur, risquerait d’endommager fortement ladite structure.However, on a composite aircraft having a carbon structure, the forming of this doubler directly on the aircraft is impossible to achieve, because the repeated use of a hammer against said structure to form the doubler, could damage strongly said structure.
Une solution permettant de réaliser ce doubleur sur de telles structure en composite, consisterait à concevoir puis à utiliser un outillage de mise en forme spécifique, comme c’est par exemple le cas lors de la réalisation de doubleurs de forte épaisseur, destinés à être installés sur des avions métalliques.A solution for making this doubler on such a composite structure, would consist in designing and then using a specific formatting tool, as is the case for example when making thick doublers, intended to be installed on metal planes.
Mais la réalisation d’un tel outillage spécifique engendre un certain nombre d’inconvénients, comme par exemple : • La nécessité d’avoir les plans de la structure de la zone endommagée en version informatique, • Avoir à définir et à préciser la réparation envisagée sur un même outil informatique, • Devoir disposer d’un logiciel adapté, destiné à reconstituer la zone endommagée de la structure de l’aéronef, • Disposer d’un personnel compétent en simulations numériques, afin de réaliser les outillages adaptés, • Disposer de la matière brute disponible pour la réalisation de ces outillages destinés au formage du doubleur.But the realization of such a specific tool generates a certain number of disadvantages, for example: • The need to have the plans of the structure of the damaged area in computer version, • Have to define and specify the repair envisaged on the same computer tool, • Having to have adapted software, intended to reconstitute the damaged zone of the structure of the aircraft, • To have a competent staff in numerical simulations, in order to realize the adapted tools, • To have of the raw material available for the realization of these tools for shaping the doubler.
En effet, toutes ces actions apparaissent comme des inconvénients car elles sont sources de surcoûts et sont consommatrices de temps.Indeed, all these actions appear as disadvantages because they are sources of extra costs and are time consuming.
Un procédé de réparation selon l’invention permet de concevoir un doubleur destiné à être implanté sur le fuselage d’un aéronef possédant une structure en composite, tout en s’affranchissant des inconvénients relevés dans l’état de la technique. L’invention a pour objet un procédé de réparation d’une zone endommagée d’un fuselage d’aéronef possédant une structure en composite. Selon l’invention, le procédé de réparation comprend les étapes suivantes, -une étape de réalisation d’un moule de la zone endommagée du fuselage, - une étape de fabrication d’une pièce métallique, destinée à être implantée sur ladite zone, - une étape de vérification de la conformité de la forme de ladite pièce fabriquée à l’aide du moule, -une étape d’implantation de ladite pièce sur la zone endommagée, si l’étape de vérification est concluante.A repair method according to the invention makes it possible to design a doubler intended to be implanted on the fuselage of an aircraft having a composite structure, while avoiding the drawbacks noted in the state of the art. The invention relates to a method of repairing a damaged area of an aircraft fuselage having a composite structure. According to the invention, the repair method comprises the following steps, a step of producing a mold of the damaged zone of the fuselage, a step of manufacturing a metal part intended to be implanted on said zone, a step of verifying the conformity of the shape of said piece manufactured using the mold, a step of implantation of said piece on the damaged area, if the verification step is conclusive.
Le moule permet de reproduire avec précision la géométrie de la zone endommagée pouvant posséder une simple ou double courbure si elle concerne la peau du fuselage, ou posséder des géométries plus complexes pour des composants comme par exemple une lisse dudit fuselage. Une fois le moule réalisé, un réparateur peut facilement l’emporter à son atelier pour concevoir une pièce métallique de réparation, comme par exemple un doubleur ou une éclisse. Il peut ainsi directement vérifier à son atelier, au moyen dudit moule, l’exactitude de la forme de la pièce fabriquée, sans être contraint de se déplacer sur l’aéronef et de vérifier ladite forme à partir de la zone endommagée. De façon générale, la pièce métallique constitue une surépaisseur apte à être superposée à une zone endommagée de la structure en carbone pour la réparer, ladite zone pouvant par exemple être une peau ou une lisse.The mold can accurately reproduce the geometry of the damaged area may have a single or double curvature if it relates to the skin of the fuselage, or have more complex geometries for components such as for example a smooth said fuselage. Once the mold is made, a repairman can easily take it to his workshop to design a metal repair part, such as a doubler or splint. He can thus directly check at his workshop, by means of said mold, the accuracy of the shape of the manufactured part, without being forced to move on the aircraft and to check said shape from the damaged area. In general, the metal piece is an extra thickness capable of being superimposed on a damaged area of the carbon structure to repair it, said area may for example be a skin or a smooth.
Selon une caractéristique possible, l’étape de réalisation du moule est effectuée directement sur l’aéronef, au niveau de la zone endommagée.According to a possible characteristic, the step of producing the mold is carried out directly on the aircraft, at the level of the damaged zone.
Selon une caractéristique possible, un procédé de réparation selon l’invention comprend une étape préliminaire de repérage de la zone endommagée.According to a possible characteristic, a repair method according to the invention comprises a preliminary step of locating the damaged area.
Selon une caractéristique possible, la zone endommagée correspond à une zone délaminée, le repérage d’une telle zone s’effectuant avec des moyens de contrôle non destructifs.According to one possible characteristic, the damaged zone corresponds to a delaminated zone, the identification of such a zone being effected with non-destructive means of control.
Selon une caractéristique possible, les moyens de contrôle non destructifs impliquent l’utilisation d’ultrasons.According to a possible characteristic, the non-destructive means of control involve the use of ultrasound.
Selon une caractéristique possible, un procédé de réparation selon l’invention comprend une étape de nettoyage de la zone endommagée une fois que celle-ci a été repérée, afin d’optimiser les conditions de réalisation du moule.According to a possible characteristic, a repair method according to the invention comprises a step of cleaning the damaged area once it has been identified, in order to optimize the conditions of realization of the mold.
Selon une caractéristique possible, dans le cas où la zone endommagée présente un trou, ledit procédé comprend une étape de colmatage dudit trou au moyen d’un matériau durcissable de manière à obtenir une surface continue de la zone endommagée, ladite étape de colmatage étant postérieure à l’étape de nettoyage.According to one possible characteristic, in the case where the damaged zone has a hole, said method comprises a step of sealing said hole by means of a curable material so as to obtain a continuous surface of the damaged zone, said sealing step being posterior at the cleaning stage.
Selon une caractéristique possible, le matériau durcissable est du mastic.According to one possible characteristic, the hardenable material is putty.
Selon une caractéristique possible, le moule est en fibre de verre.According to one possible characteristic, the mold is made of fiberglass.
Selon une caractéristique possible, l’étape de réalisation du moule comprend les étapes suivantes, - une étape de dépôt d’un tissu d’arrachage directement sur la zone endommagée, - une étape de dépôt sur le tissu d’arrachage d’un tissu en fibre de verre imprégnée d’une résine, - une étape de cuisson de la fibre de verre et de la résine respectant les conditions de pression et de température du matériau utilisé, - une étape de décollement du moule après la cuisson, grâce au tissu d’arrachage.According to a possible characteristic, the step of producing the mold comprises the following steps, - a step of depositing a tearing tissue directly on the damaged area, - a deposition step on the tissue tearing fabric fiberglass impregnated with a resin, - a step of firing the fiberglass and the resin respecting the conditions of pressure and temperature of the material used, - a step of detaching the mold after baking, thanks to the fabric tear.
Selon une caractéristique possible, le tissu constituant la fibre de verre est pré imprégné de résine.According to one possible characteristic, the fabric constituting the fiberglass is pre-impregnated with resin.
Selon une caractéristique possible, le tissu constituant la fibre de verre est sec et est ensuite enduit de résine.According to one possible characteristic, the fabric constituting the fiberglass is dry and is then coated with resin.
Selon une caractéristique possible, la température de cuisson de la résine est inférieure à la température de cuisson de la zone endommagée de la structure en composite.According to one possible characteristic, the firing temperature of the resin is lower than the firing temperature of the damaged zone of the composite structure.
Selon une caractéristique possible, la structure en composite comprend une peau et la pièce métallique à fabriquer est un doubleur de faible épaisseur épousant la courbure de la peau. Il est donc supposé que la zone endommagée est localisée sur la peau de la structure de l’aéronef.According to a possible characteristic, the composite structure comprises a skin and the metal part to be manufactured is a thin doubler conforming to the curvature of the skin. It is therefore assumed that the damaged area is located on the skin of the structure of the aircraft.
Selon une caractéristique possible, la structure possède un élément saillant et la zone endommagée est située au niveau dudit élément saillant, ledit procédé comprenant une étape de réalisation d’un gabarit enveloppant l’élément saillant, ledit gabarit étant destiné à posséder une empreinte du contour externe dudit élément saillant et à réaliser le moule.According to a possible characteristic, the structure has a projecting element and the damaged area is located at said projecting element, said method comprising a step of producing a template enveloping the projecting element, said template being intended to have a contour imprint external of said projecting element and to make the mold.
Selon une caractéristique possible, l’élément saillant est à choisir parmi une lisse, un raidisseur et un cadre.According to a possible characteristic, the projecting element is to be chosen from a rail, a stiffener and a frame.
Selon une caractéristique possible, le gabarit est en fibre de verre.According to one possible characteristic, the jig is made of fiberglass.
Selon une caractéristique possible, l’étape de réalisation du gabarit comprend les étapes suivantes, - une étape de dépôt d’un tissu d’arrachage directement sur une surface externe de l’élément saillant endommagé, - une étape de dépôt sur le tissu d’arrachage d’un tissu de fibre de verre imprégnée d’une résine, - une étape de cuisson de la fibre de verre et de la résine respectant les conditions de pression et de température du matériau utilisé, -une étape de décollement du gabarit après la cuisson, grâce au tissu d’arrachage.According to one possible characteristic, the step of producing the template comprises the following steps: a step of depositing a tearing tissue directly on an external surface of the damaged salient element; a deposition step on the fabric of tearing of a resin-impregnated fiberglass cloth, a step of baking the glass fiber and the resin, respecting the pressure and temperature conditions of the material used, a step of peeling the template after cooking, thanks to the tear-off fabric.
Selon une caractéristique possible, le tissu constituant la fibre de verre est plié et comporte au moins quatre épaisseurs.According to one possible characteristic, the fabric constituting the fiberglass is folded and comprises at least four thicknesses.
Selon une caractéristique possible, le tissu constituant la fibre de verre est pré imprégné de résine.According to one possible characteristic, the fabric constituting the fiberglass is pre-impregnated with resin.
Selon une caractéristique possible, le tissu constituant la fibre de verre est sec et est ensuite enduit de résine.According to one possible characteristic, the fabric constituting the fiberglass is dry and is then coated with resin.
Selon une caractéristique possible, la température de cuisson de la résine est inférieure à la température de cuisson de la zone endommagée.According to one possible characteristic, the cooking temperature of the resin is lower than the cooking temperature of the damaged zone.
Selon une caractéristique possible, le moule est réalisé dans l’empreinte du gabarit.According to a possible characteristic, the mold is made in the cavity of the template.
Selon une caractéristique possible, l’étape de réalisation du moule comprend les étapes suivantes, - une étape de dépôt d’un tissu d’arrachage directement sur une surface délimitant l’empreinte dans le gabarit, - une étape de dépôt sur le tissu d’arrachage d’un tissu en fibre de verre et d’une résine, - une étape de cuisson de la fibre de verre et de la résine respectant les conditions de pression et de température du matériau utilisé, - une étape de décollement du moule après la cuisson, grâce au tissu d’arrachage, permettant de séparer le gabarit et ledit moule.According to a possible characteristic, the step of producing the mold comprises the following steps: a step of deposition of a tearing tissue directly on a surface delimiting the impression in the template; a deposition step on the fabric of the mold; tearing of a fiberglass fabric and a resin, a step of firing the glass fiber and the resin, respecting the conditions of pressure and temperature of the material used, a step of peeling the mold after the cooking, thanks to the tearing tissue, to separate the template and said mold.
Selon une caractéristique possible, le tissu constituant la fibre de verre est pré imprégné de résine.According to one possible characteristic, the fabric constituting the fiberglass is pre-impregnated with resin.
Selon une caractéristique possible, le tissu constituant la fibre de verre est sec et est ensuite enduit de résine.According to one possible characteristic, the fabric constituting the fiberglass is dry and is then coated with resin.
Selon une caractéristique possible, l’étape de vérification de la conformité de la forme de la pièce fabriquée s’effectue au moyen d’une mise au contact de ladite pièce avec le moule et consiste à s’assurer que le profil de ladite pièce suit rigoureusement le profil dudit moule.According to a possible characteristic, the step of verifying the conformity of the shape of the manufactured part is carried out by means of bringing said part into contact with the mold and consists in ensuring that the profile of said part follows strictly the profile of said mold.
Selon une caractéristique possible, l’étape d’implantation de la pièce métallique sur la zone endommagée de la structure en composite s’effectue par vissage.According to a possible characteristic, the step of implantation of the metal part on the damaged area of the composite structure is made by screwing.
On donne ci-après une description détaillée d’un mode de réalisation possible d’un procédé de réparation selon l’invention, en se référant aux figures suivantes : - La figure 1 est une vue schématique en coupe d’un gabarit réalisée sur une lisse endommagée pour la réalisation d’un procédé de réparation selon l’invention, - La figure 2 est une vue schématique en coupe d’un moule réalisé à partir du gabarit de la figure 1 pour la réalisation d’un procédé de réparation selon l’invention, - La figure 3 est une vue en perspective d’une éclisse nouvellement fabriquée et dont la forme est vérifiée au moyen du moule de la figure 2.The following is a detailed description of a possible embodiment of a repair method according to the invention, with reference to the following figures: - Figure 1 is a schematic sectional view of a template made on a damaged smooth for carrying out a repair method according to the invention, - Figure 2 is a schematic sectional view of a mold made from the template of Figure 1 for the realization of a repair method according to the invention. FIG. 3 is a perspective view of a newly manufactured splice whose shape is verified by means of the mold of FIG. 2.
Un procédé selon l’invention, a notamment pour objet de réparer un fuselage d’aéronef ayant une structure en composite 10 et dont une zone 1 a été endommagée. Cette structure en composite 10 comprend classiquement une peau 13 et plusieurs lisses 14, aptes à rigidifier longitudinalement le fuselage de l’aéronef. Pour la description détaillée qui va suivre, il est supposé que la zone endommagée 1 est localisée sur une lisse 14 de la structure 10 en composite. Une lisse 14 est une pièce allongée possédant deux bras latéraux plans 11 et une paroi de jonction 12 plane reliant lesdits deux bras 11. Chaque bras 11 est implanté sur la peau 13 de la structure 10 en composite, de sorte que la paroi de jonction 12 se trouve en saillie au dessus de ladite peau 13. Une lisse 14 est réalisée en matériau composite.A method according to the invention, in particular to repair an aircraft fuselage having a composite structure 10 and a zone 1 has been damaged. This composite structure 10 conventionally comprises a skin 13 and several smooth 14, able to rigidify longitudinally the fuselage of the aircraft. For the detailed description that follows, it is assumed that the damaged area 1 is located on a smooth 14 of the composite structure 10. A heald 14 is an elongated piece having two flat lateral arms 11 and a flat junction wall 12 connecting said two arms 11. Each arm 11 is implanted on the skin 13 of the composite structure 10, so that the junction wall 12 is protruding above said skin 13. A smooth 14 is made of composite material.
Un procédé de réparation selon l’invention comprend les étapes suivantes : 1- Une étape de repérage d’une zone endommagée 1 sur la structure 10 en composite du fuselage de l’aéronef. Par exemple, sur un fuselage en composite de type CFRP (de l’anglais Carbon Fiber-Reinforced Plastic), ce repérage se fait à l’heure actuelle par l’intermédiaire de moyens de contrôle non destructifs, comme par exemple les ultrasons. Une fois la zone endommagée 1 repérée, qui peut par exemple être une zone ayant subit un délaminage, il faut définir le type de réparation à effectuer. Dans l’exemple présentement décrit, il est supposé que la zone endommagée 1 est localisée sur une lisse 14. 2- Une étape de nettoyage de la zone endommagée 1, afin de retirer d’éventuels éclats de fibre de carbone et rendre ainsi ladite zone lisse, dépourvue de toute aspérité dommageable. 3- Une étape de réalisation d’un gabarit 2 en fibre de verre comme l’illustre la figure 1, qui sera utilisé pour la réalisation d’un moule 3 en fibre de verre. 4- Une étape de réalisation du moule 3 en fibre de verre à partir du gabarit 2 comme le montre la figure 2, et qui va servir à vérifier la conformité de forme d’une éclisse 4 en métal, qui sera fabriquée pour être implantée sur la lisse 14 endommagée. 5- Une étape de fabrication d’une éclisse 4 métallique, destinée à être implantée sur la lisse endommagée 14, afin de réparer la zone endommagée 1 située sur ladite lisse 14. 6- Une étape de vérification de la conformité de forme de ladite éclisse en métal 4, à partir du moule 3 dont la forme est représentative de la lisse 14 endommagée. 7- Une étape d’implantation de l’éclisse 4 en métal sur la lisse 14, si sa forme est en accord avec celle du moule 3.A repair method according to the invention comprises the following steps: A step of locating a damaged zone 1 on the composite structure 10 of the fuselage of the aircraft. For example, on a composite body type CFRP (Carbon Fiber-Reinforced Plastic English), this location is currently through non-destructive means of control, such as ultrasound. Once the damaged zone 1 identified, which may for example be an area having undergone delamination, it is necessary to define the type of repair to be performed. In the example currently described, it is assumed that the damaged zone 1 is located on a smooth 14. 2- A cleaning step of the damaged zone 1, in order to remove any carbon fiber chips and thus make said zone smooth, devoid of any damaging roughness. 3- A step of producing a jig 2 fiberglass as shown in Figure 1, which will be used for producing a mold 3 fiberglass. 4- A step of producing the mold 3 in fiberglass from the template 2 as shown in Figure 2, and which will be used to verify the conformal shape of a splint 4 of metal, which will be manufactured to be implanted on the smooth 14 damaged. 5- A step of manufacturing a metal splice 4, intended to be implanted on the damaged plate 14, to repair the damaged area 1 located on said smooth 14. 6- A step of checking the conformity of shape of said splice metal 4, from the mold 3 whose shape is representative of the smooth 14 damaged. 7- A step of implantation of the splint 4 of metal on the rail 14, if its shape is in agreement with that of the mold 3.
En se référant à la figure 1, l’étape de réalisation du gabarit 2 comprend les étapes suivantes : -Une étape de dépôt sur la lisse 14 endommagée, d’un tissu d’arrachage 5, qui va permettre de décoller facilement le gabarit 2, lorsque celui-ci sera finalisé. Ce tissu d’arrachage 5 est déposé sur une surface externe de la lisse 14. - Une étape de dépôt sur le tissu d’arrachage 5, d’un tissu 6 en fibre de verre 6. Ce tissu 6 peut être, soit pré-imprégné de résine, soit sec et enduit ensuite de résine. Le choix de la résine est important, car sa température de cuisson doit être inférieure à la température de cuisson du CFRP composant la structure 10 en composite du fuselage de l’avion. Le nombre de plis du tissu 6 pour la réalisation du gabarit 2, doit être suffisant pour assurer la résistance mécanique dudit gabarit 2. A cette fin, le tissu 6 comprend typiquement au moins quatre épaisseurs. - Une étape de cuisson du tissu 6 en fibre de verre et de la résine, réalisée en respectant les conditions de pression et de température du matériau utilisé. - Une étape de décollement du gabarit 2 une fois qu’il a été cuit, par l’intermédiaire du tissu d’arrachage 5, afin de le désolidariser de la lisse 14.Referring to Figure 1, the step of producing the template 2 comprises the following steps: - A step of depositing on the smooth 14 damaged, tearing tissue 5, which will allow easy to take off the template 2 when it is finalized. This tear-off fabric 5 is deposited on an outer surface of the stringer 14. - A depositing step 5 on the tear-off fabric 6 of a fiberglass cloth 6. This fabric 6 may be either impregnated with resin, dry and then coated with resin. The choice of resin is important because its firing temperature must be lower than the firing temperature of the CFRP composing the composite structure of the fuselage of the aircraft. The number of folds of the fabric 6 for producing the template 2 must be sufficient to ensure the mechanical strength of said template 2. For this purpose, the fabric 6 typically comprises at least four thicknesses. - A step of baking the fiberglass fabric 6 and the resin, performed in accordance with the pressure and temperature conditions of the material used. - A detachment step of the template 2 once it has been baked, via the tear-off fabric 5, to separate it from the smooth 14.
Dans le procédé de réparation selon l’invention, le gabarit 2 est réalisé sur la lisse 14 endommagée, et constitue une pièce intermédiaire, dont l’objet est de posséder une empreinte exacte de la forme de ladite lisse endommagée 14. De cette manière, le gabarit 2 va servir à fabriquer le moule 3 en fibre de verre, dont la forme sera analogue à celle de la lisse 14 endommagée. Il est à noter que l’étape de cuisson du gabarit 2 s’effectue sur la lisse endommagée 14.In the repair method according to the invention, the template 2 is made on the damaged plate 14, and constitutes an intermediate piece, the object of which is to have an exact impression of the shape of said damaged plate 14. In this way, the jig 2 will be used to manufacture the mold 3 fiberglass, whose shape will be similar to that of the smooth 14 damaged. It should be noted that the step of baking the template 2 is performed on the damaged plate 14.
En se référant à la figure 2, l’étape de réalisation du moule 3 en fibre de verre comprend les étapes suivantes, - Une étape de dépôt d’un tissu d’arrachage 7 sur une surface interne 8 du gabarit 2 délimitant l’empreinte représentative de la forme externe de la lisse endommagée 14. - Une étape de dépôt sur le tissu d’arrachage 7 d’un tissu 9 en fibre de verre pour la réalisation du moule 3. Ce tissu 9 peut être, soit pré-imprégné de résine, soit sec et enduit ensuite de résine. On utilise la même résine que celle utilisée pour la réalisation du gabarit 2, car la température de cuisson peut être identique. On utilise à nouveau un nombre de plis suffisant pour assurer la résistance mécanique du moule 3. Pour ce faire, le tissu 9 comprend typiquement au moins quatre épaisseurs. - Une étape de cuisson du tissu 9 en fibre de verre et de la résine, réalisée en respectant les conditions de pression et de température du matériau utilisé. - Une étape de décollement du moule 3 une fois qu’il a été cuit, par l’intermédiaire du tissu d’arrachage 7, afin de le désolidariser du gabarit 2.Referring to FIG. 2, the step of producing the mold 3 made of fiberglass comprises the following steps: a step of depositing a tear-off fabric 7 on an internal surface 8 of the template 2 delimiting the imprint representative of the external shape of the damaged web 14. - A deposition step on the tear-off fabric 7 of a fiberglass fabric 9 for producing the mold 3. This fabric 9 may be either pre-impregnated with resin, which is dry and then coated with resin. The same resin is used as that used for producing template 2, because the firing temperature can be identical. Again, a sufficient number of pleats is used to ensure the strength of the mold 3. To do this, the fabric 9 typically comprises at least four thicknesses. - A step of baking the fabric 9 fiberglass and resin, performed in accordance with the pressure and temperature conditions of the material used. - A detachment step of the mold 3 once it has been cooked, via the tearing tissue 7, to separate it from the template 2.
Le moule 3 obtenu à partir du gabarit 2 possède ainsi le même profil que celui de la lisse endommagée 14.The mold 3 obtained from the jig 2 thus has the same profile as that of the damaged lug 14.
En se référant à la figure 3, une nouvelle éclisse en métal 4 a été fabriquée dans le but de l’implanter sur la lisse endommagée 14, en la superposant à celle-ci. L’étape de vérification de la conformité de forme de cette nouvelle éclisse 4 est réalisée au moyen du moule 3 en fibre de verre, qui va servir de forme étalon. En effet, la forme de ce moule 3 représente rigoureusement celle de l’éclisse endommagée 14. De cette manière, en positionnant simplement la nouvelle éclisse métallique 4 sur ledit moule 3, il est aisé d’évaluer le degré de correspondance entre ces deux objets 3, 4 en détectant par exemple d’éventuels jeux entre ces deux objets 3, 4. A l’issue de cette mise en correspondance, il est donc aisé de vérifier la conformité de forme de l’éclisse 4 métallique nouvellement fabriquée.Referring to Figure 3, a new metal splint 4 was manufactured for the purpose of implanting it on the damaged plate 14, by superimposing it thereon. The step of checking the shape conformity of this new splint 4 is achieved by means of the mold 3 in fiberglass, which will serve as a standard form. In fact, the shape of this mold 3 accurately represents that of the damaged splint 14. In this way, by simply positioning the new metal splint 4 on said mold 3, it is easy to evaluate the degree of correspondence between these two objects. 3, 4 by detecting, for example, possible gaps between these two objects 3, 4. At the end of this mapping, it is therefore easy to check the shape conformity of the newly manufactured metal splice 4.
Si la géométrie de l’éclisse métallique 4 est jugée acceptable, alors ladite éclisse 4 est superposée à la lisse endommagée 14, puis fixée par vissage à ladite lisse 14 afin de réparer le fuselage endommagé. Ainsi, au niveau de la zone endommagée 1, la structure en composite 10 va posséder une double épaisseur, celle de la lisse endommagée 14 et celle de l’éclisse métallique 4.If the geometry of the metal splice 4 is considered acceptable, then said splint 4 is superimposed on the damaged rail 14, and then screwed to said rail 14 to repair the damaged fuselage. Thus, at the level of the damaged zone 1, the composite structure 10 will have a double thickness, that of the damaged smooth 14 and that of the metal splice 4.
Un procédé de réparation selon l’invention, présente les avantages suivants, • Il évite à une personne, qui est en charge de la fabrication de la pièce métallique destinée à être implantée sur la zone endommagée 1 du fuselage, de faire plusieurs allers et retours entre son atelier et le lieu de stockage du fuselage, afin de vérifier directement sur ledit fuselage la conformité de forme de ladite pièce fabriquée. Il en résulte un gain de productivité en limitant les coûts et le temps de réparation de la zone endommagée 1 du fuselage. • Il permet de réparer n’importe quelle zone endommagée 1 du fuselage, qu’elle que soit sa forme, sa taille et son lieu d’implantation sur ledit fuselage. • Il évite d’avoir recours à des simulations numériques de la forme et des dimensions de la pièce métallique à implanter, lesdites simulations étant toujours délicates et longues à mettre au point, et nécessitant la présence de personnes qualifiées. • Il est simple et rapide à mettre en oeuvre, et permet de contrôler de façon aisée la conformité de forme de la pièce métallique fabriquée 4, par exemple en titane, et destinée à être implantée sur la zone endommagée 1 du fuselage.A repair method according to the invention, has the following advantages, • It avoids a person, who is in charge of manufacturing the metal part intended to be implanted on the damaged area 1 of the fuselage, to make several trips back and forth between his workshop and the place of storage of the fuselage, in order to verify directly on said fuselage the conformal shape of said manufactured part. This results in a productivity gain by limiting the costs and repair time of the damaged zone 1 of the fuselage. • It can repair any damaged zone 1 of the fuselage, whatever its shape, size and location on the fuselage. • It avoids the use of numerical simulations of the shape and dimensions of the metal part to be implanted, these simulations being always delicate and time-consuming to develop, and requiring the presence of qualified persons. • It is simple and quick to implement, and allows to easily control the conformal shape of the manufactured metal part 4, for example titanium, and intended to be implanted on the damaged area 1 of the fuselage.
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| FR1560534A FR3043066B1 (en) | 2015-11-03 | 2015-11-03 | PROCESS FOR REPAIRING COMPOSITE FUSELAGE OF AN AIRCRAFT |
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Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0328868A2 (en) * | 1988-02-17 | 1989-08-23 | The Boeing Company | Bolted repair for curved surfaces |
| FR2693147A1 (en) * | 1992-07-02 | 1994-01-07 | Leobon Laurent | Repair of sandwich type composite material parts partic. aircraft radomes - with hot cured patch gas cooling element around repair area to prevent accelerated ageing of undamaged areas |
| WO2015109077A1 (en) * | 2014-01-17 | 2015-07-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Composite bonded repair method |
-
2015
- 2015-11-03 FR FR1560534A patent/FR3043066B1/en active Active
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| Publication number | Publication date |
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| FR3043066B1 (en) | 2017-12-08 |
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