RU2751373C2 - Method of repairing a through breach in aircraft glazing - Google Patents

Method of repairing a through breach in aircraft glazing Download PDF

Info

Publication number
RU2751373C2
RU2751373C2 RU2019131609A RU2019131609A RU2751373C2 RU 2751373 C2 RU2751373 C2 RU 2751373C2 RU 2019131609 A RU2019131609 A RU 2019131609A RU 2019131609 A RU2019131609 A RU 2019131609A RU 2751373 C2 RU2751373 C2 RU 2751373C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
glazing
hole
composition
repair
Prior art date
Application number
RU2019131609A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2019131609A3 (en
RU2019131609A (en
Inventor
Анатолий Андреевич Крылов
Алексей Дмитриевич Пашко
Ирина Владимировна Леденева
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2019131609A priority Critical patent/RU2751373C2/en
Publication of RU2019131609A3 publication Critical patent/RU2019131609A3/ru
Publication of RU2019131609A publication Critical patent/RU2019131609A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2751373C2 publication Critical patent/RU2751373C2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/02—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising combinations of reinforcements, e.g. non-specified reinforcements, fibrous reinforcing inserts and fillers, e.g. particulate fillers, incorporated in matrix material, forming one or more layers and with or without non-reinforced or non-filled layers
    • B29C70/021—Combinations of fibrous reinforcement and non-fibrous material
    • B29C70/025—Combinations of fibrous reinforcement and non-fibrous material with particular filler
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60S—SERVICING, CLEANING, REPAIRING, SUPPORTING, LIFTING, OR MANOEUVRING OF VEHICLES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B60S5/00—Servicing, maintaining, repairing, or refitting of vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft.
SUBSTANCE: invention relates to the area of technical maintenance and repair of complex technical systems, including weaponry, military and special equipment, and applies to repair of glazing of a military aircraft. In comparison with the known methods, a cover plate is installed on the reverse side of the breach, the prepared light-cured composition is portioned into the processed hole, the composition is cured using a polarising ultraviolet lamp from the side opposing the installed cover plate, the outer and inner surfaces of the section filled with the composition are polished, tightness of sealing of the repaired area is monitored by creating an overpressure in the cabin and monitoring the value of the pressure decrease generated from the ground installation per unit of time in accordance with the requirements of the Operating Instructions of a particular type of aircraft.
EFFECT: possibility to repair through breaches in the glazing of an aircraft, reduced labour intensity for repairing damage to the glazing of an aircraft, provided determined reliability and tight sealing of the cabin during repairing of glazing elements in the event of combat damage.
1 cl, 1 tbl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области технического обслуживания и ремонта сложных технических систем, включая изделия вооружения, военной и специальной техники и касается ремонта остекления воздушного судна военного назначения.The invention relates to the field of maintenance and repair of complex technical systems, including weapons, military and special equipment and concerns the repair of military aircraft glazing.

Известен способ ремонта элементов остекления летательного аппарата [Патент №2131382, 10.06.1999, МПК В29С 73/00], который позволяют устранить поверхностные механические повреждения в остеклении летательного аппарата, такие как растрескивание («серебро»), скол (забоина), выколка, впадина и царапина. Недостатком данного способа является низкая надежность отремонтированного элемента остекления и отсутствие возможности задать герметичное соединение при устранении сквозных пробоин остекления летательного аппарата, полученных в результате воздействия средств поражения.There is a known method of repairing elements of glazing of an aircraft [Patent No. 2131382, 10.06.1999, IPC В29С 73/00], which allows you to eliminate surface mechanical damage in the glazing of an aircraft, such as cracking ("silver"), chipping (nick), punching out, hollow and scratch. The disadvantage of this method is the low reliability of the repaired glazing element and the inability to set an airtight connection when eliminating through holes in the glazing of the aircraft, obtained as a result of exposure to weapons.

Наиболее близким к заявленному техническому решению является способ устранения сквозных пробоин, описанный в справочно-техническом пособии [Войсковой ремонт авиационной техники» №6243 от 16.03.1989 г.], по которому сквозные пробоины в остеклении диаметром до 60 мм ремонтируют постановкой заглушек из оргстекла. Основным недостатком данного способа ремонта является высокая продолжительность технологического процесса по устранению боевого повреждения, включающий следующие операции: измерение размеров пробоины, изготовление заглушки, высверливание отверстия под конус, подготовка клеевой основы для склеивания и выдерживание в течение продолжительного времени для отверждения клея.The closest to the claimed technical solution is the method of eliminating through holes, described in the reference manual [Military repair of aviation equipment ”No. 6243 dated 03.16.1989], according to which through holes in the glazing with a diameter of up to 60 mm are repaired by installing plexiglass plugs. The main disadvantage of this repair method is the long duration of the technological process to eliminate combat damage, which includes the following operations: measuring the size of the hole, making a plug, drilling a hole for a cone, preparing an adhesive base for gluing and holding for a long time to cure the adhesive.

Целью заявленного технического решения является снижение продолжительности времени на ремонт сквозной пробоины в остеклении воздушного судна с обеспечением заданной герметичности кабины.The aim of the claimed technical solution is to reduce the time required to repair a through-hole in the aircraft glazing while ensuring the desired cabin tightness.

Техническим результатом применения заявленного способа является снижение трудоемкости при ремонте сквозных пробоин остекления воздушного судна, а также повышение надежности отремонтированного элемента с обеспечением заданной герметичности кабины воздушного судна.The technical result of the application of the claimed method is to reduce the labor intensity in the repair of through holes in the glazing of the aircraft, as well as to increase the reliability of the repaired element while ensuring the specified tightness of the aircraft cabin.

Технический результат достигается тем, что введены дополнительные технологические операций, не предусмотренные в способе-прототипе и использован состав светового отверждения для заполнения сквозной пробоины в остеклении воздушного судна, обеспечивающий необходимую эффективность и надежность при устранении боевых повреждений.The technical result is achieved by the fact that additional technological operations are introduced that are not provided for in the prototype method and a light-cured composition is used to fill a through hole in the aircraft glazing, providing the necessary efficiency and reliability in eliminating combat damage.

Способ ремонта сквозной пробоины в остеклении летательного аппарата реализуется следующим образом: перед началом работ по устранению сквозной пробоины 2 в остеклении летательного аппарата 1 проводят дефектацию с измерением геометрических характеристик пробоины и определением концентраторов напряжения (Фиг. 1а). Для устранения концентраторов напряжения пробоину обрабатывают специальным инструментом (дрель с комплектом сверл, напильники различной формы, наждачная бумага разной зернистости и другие шанцевые инструменты), до получения прямых линий обвода внутренних краев отверстия (Фиг. 1б). При этом обработанное отверстие должно представлять собой равностороннюю трапецию 3 в продольном сечении (Фиг. 2а), основание которой с внутренней стороны (R1) остекления больше, чем с внешней (R2) в связи с созданием избыточного давления внутри кабины летательного аппарата. После обработки пробоины с внешней стороны остекления воздушного судна устанавливается и фиксируется, на металлизированную клейкую ленту, накладка 5, размеры которой больше диаметра обработанного отверстия R1 (Фиг. 2а). Далее подготовленный состав светового отверждения 4 порционно помещается в обработанное отверстие со стороны, противоположенной установленной накладки (Фиг. 2б). Каждая порция состава 4, в количестве 25% от толщины остекления воздушного судна, равномерно распределяется и выравнивается параллельно накладке с образованием слоя 6 (Фиг. 2б), который распределяется и выравнивается приспособлением 7 (Фиг. 2б) и отверждается с помощью ультрафиолетовой лампы 9 с поляризационным эффектом с длиной волны 450-500 нм (Фиг. 3) с получением первого ремонтного слоя 8 (Фиг. 3). Время отверждения зависит от массы вносимого материала и диаметра ремонтируемого отверстия. Рекомендуемое время отверждения состава светового отверждения - от 50 до 120 секунд. Описанные этапы повторяют до тех пор, пока вся дефектная область не будет заполнена составом светового отверждения (Фиг. 4 а, б, в). В завершении процесса, при необходимости, выполняется полировка внешней и внутренней поверхности отремонтированного участка, заполненного составом в соответствии с требованиями Инструкции по эксплуатации конкретного типа воздушного судна.The method of repairing a through hole in the glazing of an aircraft is implemented as follows: before starting work to eliminate a through hole 2 in the glazing of an aircraft 1, a flaw detection is carried out with the measurement of the geometric characteristics of the hole and the determination of voltage concentrators (Fig. 1a). To eliminate stress concentrators, the hole is treated with a special tool (a drill with a set of drills, files of various shapes, sandpaper of different grain sizes and other entrenching tools), until straight lines are obtained bypassing the inner edges of the hole (Fig. 1b). In this case, the machined hole should be an equilateral trapezoid 3 in longitudinal section (Fig. 2a), the base of which on the inner side (R1) of the glazing is larger than on the outer side (R2) due to the creation of excess pressure inside the cabin of the aircraft. After processing the hole from the outside of the aircraft glazing, a patch 5 is installed and fixed on the metallized adhesive tape, the dimensions of which are larger than the diameter of the machined hole R1 (Fig. 2a). Next, the prepared composition of light-curing 4 is placed in portions into the machined hole from the side opposite to the installed pad (Fig. 2b). Each portion of the composition 4, in the amount of 25% of the aircraft glazing thickness, is evenly distributed and aligned parallel to the patch to form a layer 6 (Fig.2b), which is distributed and leveled by the device 7 (Fig.2b) and cured using an ultraviolet lamp 9 s polarization effect with a wavelength of 450-500 nm (Fig. 3) to obtain the first repair layer 8 (Fig. 3). The curing time depends on the weight of the applied material and the diameter of the hole being repaired. The recommended curing time for the light-cured composition is 50 to 120 seconds. The described steps are repeated until the entire defective area is filled with the light-curing composition (Fig. 4 a, b, c). At the end of the process, if necessary, the external and internal surfaces of the repaired area filled with the compound are polished in accordance with the requirements of the Operating Instructions for a specific type of aircraft.

Состав светового отверждения представляет собой композицию, в состав которой входят олигоуретанметакрилат, бутилированный гидрокситолуол, камфорохинон, триметакрилаттриэтаноламин, полиметилсилоксан, полиметилметакрилат, кабосил при следующем количестве компонентов, масс. % (табл.1) [Патент РФ RU 2316308, МПК А61К 6/09, 2006 г.]:The light-cured composition is a composition that includes oligourethane methacrylate, butylated hydroxytoluene, camphoroquinone, trimethacrylate triethanolamine, polymethylsiloxane, polymethyl methacrylate, cabosil with the following number of components, wt. % (table 1) [RF Patent RU 2316308, IPC A61K 6/09, 2006]:

Figure 00000001
Figure 00000001

Контроль качества ремонта остекления описанным выше способом осуществляется проверкой кабины воздушного судна на герметичность. С этой целью в кабине воздушного судна создается избыточное давление, с контролем величины падения давления, создаваемого от наземной установки в единицу времени в соответствии с требованиями Инструкции по эксплуатации конкретного типа воздушного судна.Quality control of the glazing repair by the method described above is carried out by checking the aircraft cabin for tightness. For this purpose, an overpressure is created in the aircraft cabin, with the control of the pressure drop generated from the ground installation per unit of time in accordance with the requirements of the Operating Instructions for a specific type of aircraft.

Claims (1)

Способ ремонта сквозной пробоины в остеклении воздушного судна, включающий дефектацию с замером геометрических характеристик пробоины и определением концентраторов напряжения, обработку пробоины специальным инструментом до получения прямых линий обвода внутренних краев отверстия, отличающийся тем, что после обработки пробоины с внешней стороны остекления воздушного судна устанавливается и фиксируется, на металлизированную клейкую ленту, накладка, размеры которой больше диаметра обработанного отверстия, которое представляет собой равностороннюю трапецию в продольном сечении, основание которой с внутренней стороны остекления больше, чем с внешней, подготовленный состав светового отверждения порционно размещается в обработанное отверстие со стороны, противоположенной установленной накладки, порция состава, в количестве от 20 до 25% от толщины остекления воздушного судна, равномерно распределяется и выравнивается параллельно накладке и просвечивается с помощью ультрафиолетовой лампы с поляризационным эффектом и длиной волны 450-500 нм в течение от 3 до 5 минут, данная операция повторяется до момента полного заполнения отверстия составом светового отверждения.A method for repairing a through hole in an aircraft glazing, including flaw detection with measuring the geometric characteristics of the hole and determining stress concentrators, processing the hole with a special tool until straight lines bypassing the inner edges of the hole are obtained, characterized in that after processing the hole from the outside of the aircraft glazing, it is installed and fixed , on a metallized adhesive tape, an overlay, the dimensions of which are larger than the diameter of the machined hole, which is an equilateral trapezoid in longitudinal section, the base of which is larger on the inside of the glazing than on the outside, the prepared light-curing composition is placed in portions into the machined hole from the side opposite to the installed one overlays, a portion of the composition, in an amount of 20 to 25% of the thickness of the aircraft glazing, is evenly distributed and aligned parallel to the overlay and shone through with an ultraviolet lamp from the field effect and a wavelength of 450-500 nm for 3 to 5 minutes, this operation is repeated until the hole is completely filled with the light-cured composition.
RU2019131609A 2019-10-07 2019-10-07 Method of repairing a through breach in aircraft glazing RU2751373C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019131609A RU2751373C2 (en) 2019-10-07 2019-10-07 Method of repairing a through breach in aircraft glazing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019131609A RU2751373C2 (en) 2019-10-07 2019-10-07 Method of repairing a through breach in aircraft glazing

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019131609A3 RU2019131609A3 (en) 2021-04-07
RU2019131609A RU2019131609A (en) 2021-04-07
RU2751373C2 true RU2751373C2 (en) 2021-07-13

Family

ID=75345850

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019131609A RU2751373C2 (en) 2019-10-07 2019-10-07 Method of repairing a through breach in aircraft glazing

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2751373C2 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4995798A (en) * 1989-06-30 1991-02-26 Ameter Stephen L Apparatus for windshield repair
DE4019744A1 (en) * 1990-06-21 1992-01-02 Poly Id Ag Plastics component repair - uses prepd. plugs of fibre layers to fill shaped recess at faulty or damaged zone for resin bonding into place
WO1997024232A1 (en) * 1995-12-29 1997-07-10 Huw Trefor Morris Glass repair device
RU2131382C1 (en) * 1998-09-10 1999-06-10 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Method of repair of flying vehicle glazing members

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4995798A (en) * 1989-06-30 1991-02-26 Ameter Stephen L Apparatus for windshield repair
DE4019744A1 (en) * 1990-06-21 1992-01-02 Poly Id Ag Plastics component repair - uses prepd. plugs of fibre layers to fill shaped recess at faulty or damaged zone for resin bonding into place
WO1997024232A1 (en) * 1995-12-29 1997-07-10 Huw Trefor Morris Glass repair device
RU2131382C1 (en) * 1998-09-10 1999-06-10 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Method of repair of flying vehicle glazing members

Also Published As

Publication number Publication date
RU2019131609A3 (en) 2021-04-07
RU2019131609A (en) 2021-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2780600C (en) System and method for measuring fatigue for mechanical components of an aircraft and aircraft maintenance method
JP6516493B2 (en) Structurally integrated repair method and system tool device for repairing delaminated composite structures
DE112017003219B4 (en) Process for processing a wafer
RU2751373C2 (en) Method of repairing a through breach in aircraft glazing
CA2539015C (en) Method for designing formation tester for a well
DE102013013161A1 (en) Method of testing adhesiveness and film strength of surface layer formed on metal substrate used in cylinder crankcase of combustion engine, involves measuring tensile force applied for detaching surface layer from substrate
WO2018236618A3 (en) Life extension of power turbine disks exposed to in-service corrosion damage
TW200516244A (en) Method for analyzing film structure and apparatus therefor
EP1342510A3 (en) Process for stripping of engine elements and device for process execution
WO2016054762A1 (en) Accelerated test method for determining optical material laser irradiation aging life
DE60212996D1 (en) METHOD FOR MANUFACTURING AND INDIRECTLY TESTING A COMPOSITE LAYER ON A FLIGHT BODY COMPONENT
US2722734A (en) Reconstruction of chemical equipment
CN108918214B (en) Conglomerate sample preparation method for core analysis and conglomerate sample for core analysis
EP3756849A1 (en) System and method for repairing a composite structure
Rosenberg et al. Hypervelocity penetration of tungsten alloy rods into ceramic tiles: experiments and 2-D simulations
Heller et al. Increasing the fatigue life of cracked fastener holes using bonded repairs
DE102017000571B3 (en) LED LIGHT MODULE AND METHOD FOR THE PRODUCTION THEREOF
DE112018007505T5 (en) Load testing system for loads used to perforate live rock
US4731136A (en) Process for recycling used tires
DE202015009574U1 (en) Device for eliminating an irregularity of a surface
CN105241810B (en) Method and device for preparing mural repair material and determining cohesiveness of mural repair material
Shanyavskiy et al. Multiaxial fatigue of in-service aluminium longerons for helicopter rotor-blades
KR100628949B1 (en) A wet and underwater crack repair method of concreate construction
RU2306214C2 (en) Method of repairing casing parts
RU2722635C1 (en) Method of obtaining pressure pulse on surface of large-size test object (embodiments) and device for implementation thereof (embodiments)