BALSA GONZÁLEZ, Alberto (Avda. Mar Mediterráneo 141, 2C Valdemoro, Madrid, E-28341, ES)
BURGOS GALLEGO, Francisco de Paula (C/Maria Blanchard 6, portal 9 2, Pinto Madrid, E-28320, ES)
BALSA GONZÁLEZ, Alberto (Avda. Mar Mediterráneo 141, 2C Valdemoro, Madrid, E-28341, ES)
| REIVINDICACIONES 1. Procedimiento para Ia reparación de un panel (1 ) de material compuesto que forma parte del fuselaje, las alas o los estabilizadores de una aeronave, siendo este panel (1 ) de grandes dimensiones y teniendo un contorno irregular en algunas zonas, comprendiendo unos salientes (2) propensos a que ocurra un daño en Ia manipulación y montaje del citado panel (1 ), caracterizado porque comprende las siguientes etapas: a. localización de un daño (3) en el elemento (2) del panel (1 ) de material compuesto; b. saneado de Ia zona que comprende el daño (3) en un área ligeramente mayor que dicho daño (3), realizándose un rebaje (9) en el panel (1 ), teniendo dicho rebaje (9) Ia forma de una pieza (7) que servirá para realizar Ia reparación del panel (1 ); c. colocación sobre el rebaje (9) Ia pieza (7), tal que quede perfectamente enrasada con el panel (1 ) a reparar; d. fijación de Ia pieza (7) al panel (1 ) de material compuesto. 2. Procedimiento según Ia reivindicación 1 en el que Ia pieza (7) es una pieza predefinida para cada tipo de panel (1 ) de aeronave que haya de repararse. 3. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 -2 en el que Ia pieza (7) es de un material con Ia rigidez necesaria para soportar las cargas que pasan por Ia zona dañada (3). 4. Procedimiento según Ia reivindicación 3 en el que Ia pieza (7) es de acero. 5. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que Ia fijación de Ia pieza (7) al panel (1 ) de material compuesto se realiza mediante remaches. 6. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que el rebaje (9) comprende una holgura (8) suficiente para que Ia citada pieza (7) pueda montarse fácilmente sobre el panel (1 ). |
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un procedimiento para realizar Ia reparación de paneles de aeronave de grandes dimensiones y contorno irregular, en particular formando parte estos paneles del fuselaje, de las alas o de los estabilizadores de Ia aeronave.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
En Ia actualidad, gran parte de los paneles que forman las alas, estabilizadores y partes del fuselaje de una aeronave se fabrican en material compuesto, por las reducciones en peso que proporcionan indudables ventajas en el terreno aeronáutico.
Estos paneles pueden sufrir, en el proceso de montaje de los mismos (en el cual se incluye Ia manipulación, el propio montaje y los traslados) daños accidentales. Según sean dichos daños, Ia pieza o panel es reparada o bien es rechazada. En el caso particular de paneles de aeronave de grandes dimensiones en los que las probabilidades de que ocurra un daño son más elevadas que en otro tipo de piezas, siendo Ia zona dañada de un contorno claramente irregular, al ser estos contornos irregulares las zonas más propensas a sufrir estos daños, los citados daños han de repararse de forma muy laboriosa, siendo necesario un elevado coste y mucho tiempo para realizar dichos procesos de reparación.
Actualmente, los procedimientos de reparación de paneles de material compuesto de aeronave son costosos y muy laboriosos.
Así, en el caso de reparación de paneles de material compuesto de aeronave de grandes dimensiones, el procedimiento que se sigue actualmente consiste en realizar primeramente una limpieza de Ia zona afectada, saneando posteriormente Ia zona dañada y retirando las telas de fibra de forma escalonada en una extensión muy superior a Ia afectada inicialmente. Las telas que se han retirado han de ser repuestas de Ia misma forma en que fueron retiradas y, al tratarse de material compuesto, se ha de someter a Ia pieza a un nuevo proceso de curado en un autoclave. Todo este proceso implica una gran inversión de tiempo y dinero, y no siempre se dispone de los materiales e infraestructuras necesarias. Este tipo de reparaciones requiere de una tecnología específica, además de que Ia zona afectada acaba siendo mucho mayor que Ia zona en que se encontraba el daño inicial.
La presente invención ofrece una solución a los problemas anteriormente mencionados.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Según Ia invención, se desarrolla un procedimiento para Ia reparación de paneles de material compuesto para aeronave, siendo estos paneles de grandes dimensiones, y estando localizado el daño en los mismos en una zona de un saliente del panel, teniendo dicho saliente un contorno irregular. El procedimiento según Ia invención comprende las siguientes etapas:
a) localización del daño en el panel compuesto;
b) saneado de Ia zona que comprende el daño en un área ligeramente mayor que dicho daño retirando Ia capa o capas de material compuesto que sea necesario, realizando un rebaje en el panel de material compuesto, teniendo dicho rebaje Ia forma de una pieza predefinida que servirá para realizar Ia reparación del panel, estando dichas piezas predefinidas para cada tipo de panel de aeronave que haya de repararse; c) colocación sobre el rebaje anterior de Ia pieza predefinida, tal que quede perfectamente enrasada con el panel a reparar;
d) fijación de Ia pieza predefinida al panel de material compuesto.
Con todo esto, según el procedimiento de Ia invención, se consigue una reparación fiable, rápida y económica, permitiéndose además Ia adaptabilidad de Ia reparación a cualquier saliente del contorno de un panel dado.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se desprenderán de Ia descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra en esquema un panel de material compuesto de aeronave con salientes de contorno irregular, que son objeto del proceso de reparación de Ia invención.
La Figura 2 muestra un detalle del daño sufrido en un saliente de contorno irregular de un panel de aeronave de Ia Figura 1.
La Figura 3 muestra Ia limpieza o saneado que es necesario realizar para retirar el daño de Ia Figura 2, según Ia técnica conocida. La Figura 4 muestra en esquema el proceso de reparación con telas de material compuesto según Ia técnica conocida.
La Figura 5 muestra el daño sufrido en un saliente de contorno irregular de un panel de aeronave que será reparado según el procedimiento de Ia invención. La Figura 6 muestra en esquema el rebaje realizado en el panel de material compuesto según el procedimiento de reparación de Ia invención.
La Figura 7 muestra en esquema Ia pieza predefinida que se empleará en el procedimiento de reparación de Ia invención.
La Figura 8 muestra el acoplamiento de Ia pieza predefinida en el panel - A - de material compuesto según el procedimiento de reparación de Ia invención.
La Figura 9 muestra el resultado de Ia fijación de Ia pieza predefinida en el panel de material compuesto según el procedimiento de reparación de Ia invención. La Figura 10 muestra una variante de un saliente de contorno irregular que también será reparado según el procedimiento de reparación de Ia invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Según se ha comentado, un panel 1 de material compuesto que forma parte del fuselaje, las alas o los estabilizadores de dicha aeronave, tendrá por
Io general grandes dimensiones y, en ciertas zonas, un contorno irregular, comprendiendo unos salientes 2 o elementos que serán propensos a que ocurra un daño en Ia manipulación y montaje de dicho panel 1.
El procedimiento de reparación de un panel 1 que comprende un elemento 2 que ha sufrido un daño 3 (Figuras 1 y 2) que se lleva a cabo en Ia actualidad comprende las etapas siguientes: a) localización y detección de Ia zona o daño 3 en el elemento 2 manipulado (Figura 2); b) saneado y limpieza de una zona 4 del elemento 2, retirando las capas de telas de fibra que sea necesario, de una forma escalonada, siendo Ia extensión de Ia zona 4 saneada muy superior a Ia de Ia zona o daño 3 en el elemento 2 (Figura 3); c) reposición, en Ia misma forma en que han sido retiradas, de capas de telas de fibra 5 de reparación, dispuestas con un solape 6 predeterminado (Figura 4); d) curado de las telas de fibra 5 de reparación. Así, el proceso de reparación anteriormente descrito que se realiza habitualmente implica una gran inversión de tiempo y dinero, planteando además el problema de que no siempre se dispone de los materiales e infraestructuras necesarias para realizar este tipo de reparaciones. Además de que este tipo de reparaciones requieren de una tecnología específica, Ia zona afectada 4 acaba siendo muchísimo mayor que el daño inicial 3.
Así, el procedimiento según Ia invención para reparación de una zona dañada 3 de un elemento 2 de un panel 1 comprende las siguientes etapas:
a) localización del daño 3 en el elemento 2 del panel 1 de material compuesto (Figura 5);
b) saneado de Ia zona que comprende el daño 3 en un área ligeramente mayor que dicho daño 3, realizando un rebaje 9 en el panel 1 de material compuesto, teniendo dicho rebaje 9 Ia forma de una pieza predefinida 7 (Figura 7) que servirá para realizar Ia reparación del panel 1 , estando dichas piezas 7 predefinidas para cada tipo de panel 1 de aeronave que haya de repararse (Figura 6);
c) colocación sobre el rebaje 9 anterior de Ia pieza predefinida 7, tal que quede perfectamente enrasada con el panel 1 a reparar (Figuras 8 y
9);
d) fijación de Ia pieza predefinida 7 al panel 1 de material compuesto.
El nuevo concepto del procedimiento de reparación según Ia invención consiste así en realizar una pieza 7 de geometría definida que abarque Ia superficie dañada 3 asegurando el saneado de Ia zona. Dicha pieza 7 será de un material con Ia rigidez necesaria para soportar las cargas que pasan por Ia zona dañada 3, preferiblemente de acero. La citada pieza 7 se unirá al panel 1 , quedando de este modo totalmente fijada a dicho panel 1 . La pieza 7 de reparación se unirá al panel 1 preferiblemente mediante remaches.
Dicha pieza 7 ha de quedar totalmente enrasada con el resto de Ia superficie del panel 1 de tal forma que no se perjudique Ia aerodinámica en esa zona 2, para Io cual se realiza en el propio panel 1 un rebaje 9 que copia Ia geometría de Ia pieza 7 que se va a acoplar, asegurando además dicho rebaje 9 una holgura 8 suficiente para que Ia citada pieza 7 pueda montarse fácilmente sobre el panel 1.
Una de las ventajas del procedimiento de reparación de Ia invención es
Ia posibilidad de normalizar este tipo de piezas 7 para cada panel 1 que se haya de reparar, de forma que, ante un daño accidental, ya esté diseñada y definida Ia pieza 7 de reparación, ahorrando tiempo y coste, al estar el proceso normalizado.
Otra de las ventajas del procedimiento de reparación de Ia invención es que no es necesario curar en autoclave ni tener material compuesto almacenado en cámaras, en definitiva, se trata de una reparación que puede hacerse sin necesidad de disponer de equipos y/o materiales especiales o poco usuales.
Con todo esto, de Ia manera descrita para el procedimiento de reparación de Ia invención, se consigue una reparación fiable, rápida y económica, permitiendo Ia adaptabilidad de Ia reparación a cualquier saliente 2 del contorno, incluso en zonas 20 de geometría diferente (Figura 10), aplicando el mismo procedimiento de reparación de Ia invención.
En Ia realización preferente que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.