RU2652765C1 - Method for repairing the wing caisson with the netted composite ribs, composite skin and metallic spars - Google Patents
Method for repairing the wing caisson with the netted composite ribs, composite skin and metallic spars Download PDFInfo
- Publication number
- RU2652765C1 RU2652765C1 RU2017127555A RU2017127555A RU2652765C1 RU 2652765 C1 RU2652765 C1 RU 2652765C1 RU 2017127555 A RU2017127555 A RU 2017127555A RU 2017127555 A RU2017127555 A RU 2017127555A RU 2652765 C1 RU2652765 C1 RU 2652765C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- mesh
- repair
- skin
- cutout
- ribs
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 61
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 43
- 230000008439 repair process Effects 0.000 claims abstract description 73
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims abstract description 14
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 10
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 10
- 238000009659 non-destructive testing Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 9
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 7
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 7
- 238000000465 moulding Methods 0.000 claims description 6
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 5
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 3
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 3
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 2
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 101100478237 Caenorhabditis elegans ost-1 gene Proteins 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 2
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 2
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 2
- 239000004793 Polystyrene Substances 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000002146 bilateral effect Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000032798 delamination Effects 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- -1 for example Substances 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000011120 plywood Substances 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 229920002223 polystyrene Polymers 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 239000000047 product Substances 0.000 description 1
- 239000012763 reinforcing filler Substances 0.000 description 1
- 239000011265 semifinished product Substances 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 229920002994 synthetic fiber Polymers 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
-
- 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
- B64F5/40—Maintaining or repairing aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Изобретение относится в общем к авиационной и космической технике и более конкретно к способу ремонта обшивки и сетчатой нервюры кессона крыла с сетчатыми композиционными нервюрами, композиционной обшивкой и металлическими лонжеронами. В частности, предлагаемый способ предназначен для ремонта силовых элементов конструкции кессона крыла и обеспечивает безопасное перераспределение и передачу силовых нагрузок, возникающих на крыле в результате повреждения композиционной обшивки крыла и сетчатой композиционной нервюры при различных условиях полета. Заявляемый способ может быть использован при эксплуатации пассажирских и транспортных летательных аппаратов, а также многоразовых космических систем.The invention relates generally to aviation and space technology and more specifically to a method for repairing the skin and mesh ribs of a wing box with mesh composite ribs, composite skin and metal spars. In particular, the proposed method is designed to repair the structural elements of the wing box and provides a safe redistribution and transmission of power loads that occur on the wing as a result of damage to the wing skin and mesh composite ribs under different flight conditions. The inventive method can be used in the operation of passenger and transport aircraft, as well as reusable space systems.
Уровень техникиState of the art
В последние годы наметилась устойчивая тенденция перехода к использованию в авиастроении (и в частности в конструкции крыла летательных аппаратов) полимерных композиционных материалов на основе высокопрочного искусственного волокна.In recent years, there has been a steady trend toward the transition to the use in the aircraft industry (and in particular in the aircraft wing structure) of polymer composite materials based on high-strength artificial fiber.
Однако одним из основных недостатков конструкций из композиционных материалов является сложность ремонта таких конструкций с точки зрения конструктивного выполнения и технологии, что накладывает существенные ограничения для широкого внедрения конструкций из композиционных материалов.However, one of the main disadvantages of structures made of composite materials is the difficulty of repairing such structures in terms of design and technology, which imposes significant restrictions on the widespread adoption of structures made of composite materials.
Известны различные технические решения, связанные с производством ремонта обшивки и нервюр крыла, в которых применяются композиционные материалы. К числу таких технических решений относится выполнение ремонта с помощью специальной композиционной накладки, позволяющей перераспределить напряжения с поврежденной части кессона крыла, содержащего сетчатые композиционные нервюры, композиционную обшивку и металлические лонжероны, на упомянутые металлические лонжероны.There are various technical solutions associated with the production of repair of skin and ribs of the wing, in which composite materials are used. Among these technical solutions is the repair using a special composite overlay, which allows you to redistribute stresses from the damaged part of the wing box containing mesh composite ribs, composite casing and metal spars to the mentioned metal spars.
Ближайший аналог заявляемого изобретения раскрыт в источнике US 20170029088 A1 (The Boeing Company, опубл. 02.02.2017 г.), из которого известен способ ремонта конструкции сложной формы из композиционного материала, содержащий этапы, на которых идентифицируют поврежденную область изогнутой панели из композиционного материала, причем панель имеет внешнюю поверхность, внутреннюю поверхность и толщину; удаляют поврежденный участок панели на всю толщину, образуя вырез в панели; вставляют гибкую накладку в отверстие и закрывают отверстие путем крепления накладки к панели. В частности, согласно известному решению, в случае, если ремонтируемая панель находится участке сложной формы, таком как, например, передняя кромка аэродинамической поверхности летательного аппарата, в вышеупомянутое отверстие вставляется сформированная по месту ремонта основа с ячеистой структурой, поверх которой устанавливается упомянутая гибкая накладка из композиционного материала, имеющая множество слоев. Данный известный способ является достаточно сложным и требует точной подготовки сложных деталей по месту установки на ремонтируемом участке.The closest analogue of the claimed invention is disclosed in the source US 20170029088 A1 (The Boeing Company, publ. 02.02.2017), from which there is a known method of repairing a complex structure made of composite material, comprising stages that identify the damaged area of a curved panel made of composite material, moreover, the panel has an outer surface, an inner surface and a thickness; remove the damaged section of the panel over the entire thickness, forming a cutout in the panel; insert the flexible cover into the hole and close the hole by attaching the cover to the panel. In particular, according to the well-known solution, if the panel to be repaired is located in a section of complex shape, such as, for example, the leading edge of the aerodynamic surface of the aircraft, a base formed at the place of repair with a mesh structure is inserted on top of which the said flexible patch of composite material having many layers. This known method is quite complex and requires accurate preparation of complex parts at the installation site on the repaired area.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Задача заявляемого изобретения состоит в обеспечении способа ремонта обшивки и сетчатой нервюры кессона крыла с сетчатыми композиционными нервюрами, композиционной обшивкой и металлическими лонжеронами. Технический результат, достигаемый при осуществлении предлагаемого изобретения, состоит в повышении технологичности и упрощении процесса ремонта обшивки и сетчатой нервюры кессона крыла. Кроме того, сокращается время, необходимое для выполнения ремонта.The objective of the invention is to provide a method of repairing the skin and the mesh ribs of the wing box with mesh composite ribs, composite skin and metal spars. The technical result achieved by the implementation of the present invention is to improve manufacturability and simplify the process of repairing the skin and mesh ribs of the wing box. In addition, the time required to complete the repair is reduced.
Данная задача согласно изобретению решается путем использования ремонтной накладки из высокопрочных композиционных материалов, односторонних коррозионно-стойких механических крепежных элементов и клеевого соединения ремонтной накладки с кессоном крыла. За счет упомянутых мер обеспечивается надежное коррозионно-стойкое и долговечное соединение. Механические крепежные элементы, устанавливаемые между силовыми элементами конструкции сетчатой нервюры крыла, не ослабляют сами силовые элементы сетчатой нервюры, а передача усилий происходит через композиционную обшивку, приформованную к композиционным сетчатым нервюрам, с последующей передачей нагрузки на ремонтную накладку и на лонжероны кессона крыла.This problem according to the invention is solved by using a repair pad of high strength composite materials, one-sided corrosion-resistant mechanical fasteners and adhesive bonding repair pad with a wing box. Due to the above measures, a reliable corrosion-resistant and durable connection is provided. The mechanical fasteners installed between the strength elements of the mesh structure of the wing of the wing do not weaken the strength elements of the mesh network of the ribs themselves, and the transfer of force occurs through the composite casing, molded to the composite mesh ribs, with the subsequent transfer of the load to the repair pad and to the side members of the wing box.
В соответствии с изобретением предложен способ ремонта обшивки и сетчатой нервюры кессона крыла летательного аппарата, причем кессон содержит сетчатые нервюры из композиционного материала, обшивку из композиционного материала и металлические лонжероны, при этом способ содержит этапы, на которых: определяют поврежденный участок обшивки и/или сетчатой нервюры кессона крыла с помощью неразрушающего контроля; вырезают поврежденный участок обшивки и/или сетчатой нервюры; наносят клей на кромки выреза в обшивке и/или сетчатой нервюре; и формуют ремонтную накладку и устанавливают ее в месте выреза в обшивке и/или сетчатой нервюре. Ремонтную накладку формуют непосредственно на месте выреза в обшивке и/или сетчатой нервюре. Устанавливают ремонтную накладку поверх выреза в обшивке и/или сетчатой нервюре с помощью клея, нанесенного на кромки выреза в обшивке и/или сетчатой нервюре. Далее устанавливают механические крепежные элементы, фиксирующие ремонтную накладку на участках между силовыми элементами сетчатой композиционной нервюры и к лонжеронам кессона крыла. В варианте выполнения способ дополнительно содержит этапы, на которых: определяют точки направляющих отверстий под механические крепежные элементы между силовыми элементами сетчатой композиционной нервюры и наносят точки отверстий на ремонтную накладку перед этапом ее установки с помощью клея; выполняют направляющие отверстия под механические крепежные элементы на ремонтной накладке; и выполняют отверстия под механические крепежные элементы между силовыми элементами сетчатой композиционной нервюры и на лонжеронах кессона крыла на основании упомянутых направляющих отверстий. В качестве клея может использоваться, например, клей типа ВК-27. Согласно варианту выполнения изобретения, перед формовкой ремонтной накладки в месте выреза в обшивке и/или сетчатой нервюре формируют и устанавливают заглушку. Кроме того, для исключения приклеивания ремонтной накладки во время формовки используют разделительную пленку. Заглушку и разделительную пленку удаляют после формовки ремонтной накладки и перед ее установкой. В варианте выполнения материалом обшивки, сетчатой нервюры и ремонтной накладки может быть углепластик. В варианте выполнения лонжерон кессона крыла может быть выполнен из титана или титанового сплава. В варианте выполнения изобретения формовка ремонтной накладки непосредственно на месте выреза в обшивке и/или сетчатой нервюре содержит этапы, на которых набирают необходимое количество слоев материала ремонтной накладки необходимой формы с учетом геометрии ремонтируемого участка; производят частичный прогрев внутренних слоев ремонтной накладки посредством электрического нагревателя с контролем температуры нагрева для частичного отверждения внутренних слоев ремонтной накладки; и выполняют механическую обработку частично отвержденного участка ремонтной накладки в соответствии с геометрией ремонтируемого участка.In accordance with the invention, a method for repairing the skin and mesh ribs of an aircraft wing box is provided, wherein the box contains mesh ribs made of composite material, composite material skin and metal spars, the method comprising the steps of: determining a damaged skin area and / or mesh wing caisson ribs using non-destructive testing; cut the damaged area of the skin and / or mesh ribs; apply glue to the edges of the cutout in the skin and / or mesh rib; and form the repair pad and install it in place of the cutout in the skin and / or mesh rib. The repair pad is molded directly at the location of the cutout in the skin and / or mesh rib. Install a repair overlay over the cutout in the skin and / or the mesh rib with glue applied to the edges of the cutout in the skin and / or the mesh rib. Next, mechanical fasteners are installed that fix the repair pad in the areas between the power elements of the mesh composite rib and to the side members of the wing box. In an embodiment, the method further comprises the steps of: determining the points of the guide holes for the mechanical fasteners between the power elements of the mesh composite rib and applying the points of the holes to the repair pad before installing it with glue; perform guide holes for mechanical fasteners on the repair pad; and make holes for mechanical fasteners between the power elements of the mesh composite ribs and on the side members of the wing box on the basis of the said guide holes. As glue, for example, VK-27 type glue can be used. According to an embodiment of the invention, a cap is formed and installed before forming the repair patch in place of the cutout in the skin and / or mesh rib. In addition, to prevent sticking of the repair lining during molding, a release film is used. The plug and release film are removed after molding the repair pad and before installing it. In an embodiment, the material of the skin, mesh ribs and repair lining may be carbon fiber. In an embodiment, the wing box spar can be made of titanium or a titanium alloy. In an embodiment of the invention, molding the repair pad directly at the cutout in the skin and / or mesh rib comprises the steps of collecting the required number of layers of material for the repair pad of the desired shape, taking into account the geometry of the area being repaired; partial heating of the inner layers of the repair lining is carried out by means of an electric heater with a control of the heating temperature to partially cure the inner layers of the repair lining; and perform machining of the partially cured portion of the repair patch in accordance with the geometry of the portion being repaired.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Ниже приведено подробное описание заявляемого изобретения, проиллюстрированное чертежами, на которых одинаковые или аналогичные элементы отмечены одинаковыми ссылочными позициями. Чертежи выполнены не в масштабе. Пропорции и размеры отдельных элементов могут быть преувеличены для наглядности. Чертежи являются схематичными и упрощенными. Необходимо отметить, что объем изобретения определяется исключительно прилагаемой формулой изобретения, в то время как нижеследующее подробное описание и чертежи служат лишь для иллюстрации изобретения и для обеспечения наилучшего понимания примерных вариантов его выполнения, но не для определения или ограничения его объема. The following is a detailed description of the claimed invention, illustrated by drawings, in which the same or similar elements are marked with the same reference position. The drawings are not drawn to scale. The proportions and sizes of individual elements can be exaggerated for clarity. The drawings are schematic and simplified. It should be noted that the scope of the invention is determined solely by the attached claims, while the following detailed description and drawings serve only to illustrate the invention and to provide a better understanding of exemplary embodiments, but not to determine or limit its scope.
На чертежах показано:The drawings show:
Фиг. 1 – схематичное изображение участка кессона крыла летательного аппарата с вырезом в обшивке и композиционной сетчатой нервюре.FIG. 1 is a schematic illustration of a section of a wing box of an aircraft with a cutout in the skin and a composite mesh rib.
Фиг. 2 - схематичное изображение участка кессона крыла с установленной ремонтной накладкой.FIG. 2 is a schematic illustration of a section of a wing box with a repair pad installed.
Фиг. 3 – увеличенное изображение фрагмента участка кессона крыла с вырезом в композиционной сетчатой нервюре. Обшивка условно не показана.FIG. 3 is an enlarged image of a fragment of a section of a wing box with a cut in a composite mesh rib. The skin is conditionally not shown.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Повреждения обшивки и/или композиционной сетчатой нервюры кессона крыла летательного аппарата, содержащего в качестве своих основных элементов обшивку и сетчатую нервюру из композиционных материалов, например из углепластика, в качестве конкретного не ограничивающего примера – углепластика марки ВКУ-25, а также металлические лонжероны, в частности выполненные из титана, являются распространенной проблемой при эксплуатации современных летательных аппаратов, в конструкции которых широко используются различные композиционные материалы. Наиболее частые случайные повреждения в конструкциях из композиционных материалов, таких как обшивка и/или сетчатая нервюра, примеры которых показаны на чертежах, представляют собой расслоения композиционного материала (такого как углепластик), повреждение армирующего наполнителя (углеродных волокон) и сквозной пробой. При этом повреждения, затрагивающие только область отвержденного связующего и не затрагивающие волокна, не являются серьезными. Среди возможных причин таких повреждений следует выделить прежде всего механические воздействия, например столкновения с твердыми предметами (такими как, например, инструменты при обслуживании летательного аппарата или птицы либо инородные тела в различных фазах полета), либо климатические воздействия (такие как, например, удар молнии). Ремонт, направленный на устранение таких повреждений, является трудоемким и временно-затратным ввиду того, что процессы ремонта деталей из композиционных материалов, как правило, являются достаточно сложными. В соответствии с настоящим изобретением предложен способ ремонта поврежденной обшивки и/или сетчатой нервюры кессона крыла летательного аппарата при помощи ремонтных накладок, при этом в отличие от известных аналогов из уровня техники в предлагаемом способе ремонтную накладку (см. Фиг. 2) формуют непосредственно на ремонтируемом участке кессона крыла с использованием в композиционном материале накладки из связующих холодного отверждения. Далее осуществляют формовку ремонтной накладки непосредственно в форме по обшивке крыла и выреза на ремонтируемом участке; фиксируют ремонтную накладку на месте с помощью клея, такого как ВК-27 или ВК-9, и устанавливают механические крепежные элементы, связывающие ремонтную накладку с кессоном крыла, таким образом, что при этом не повреждается силовой набор сетчатых композиционных нервюр. Кроме того, места для выполнения отверстий под крепежные элементы определяют таким образом, чтобы они находились между силовыми элементами сетчатой композиционной нервюры, и кроме того таким образом, чтобы обеспечивалось соединение ремонтной накладки с лонжеронами кессона крыла для распределения усилий и их переноса на лонжероны.Damage to the skin and / or the composite mesh rib of the wing box of the aircraft, containing as its main elements the skin and the mesh rib of composite materials, for example carbon fiber, as a specific non-limiting example - carbon fiber grade VKU-25, as well as metal spars, in in particular, made of titanium, are a common problem in the operation of modern aircraft, in the design of which various composite materials are widely used ly. The most common accidental damages in structures made of composite materials, such as sheathing and / or mesh ribs, examples of which are shown in the drawings, are delaminations of the composite material (such as carbon fiber), damage to the reinforcing filler (carbon fibers) and through breakdown. In this case, damage affecting only the area of the cured binder and not affecting the fibers are not serious. Among the possible causes of such damage, it is necessary to single out primarily mechanical effects, for example, collisions with solid objects (such as, for example, tools when servicing an aircraft or a bird or foreign bodies in different phases of flight), or climatic effects (such as, for example, a lightning strike ) Repair aimed at eliminating such damage is time-consuming and time-consuming due to the fact that the repair processes of parts made of composite materials, as a rule, are quite complicated. In accordance with the present invention, a method for repairing damaged skin and / or mesh ribs of the wing box of an aircraft wing using repair pads, while in contrast to the known prior art in the proposed method, the repair pad (see Fig. 2) is formed directly on the repaired section of the wing box with the use of cold curing binders in the composite material. Next, the repair lining is molded directly in the form of the wing sheathing and cut-out in the area being repaired; fix the repair pad in place with glue, such as VK-27 or VK-9, and install mechanical fasteners that connect the repair pad to the wing box, so that the power set of mesh composite ribs is not damaged. In addition, the places for making holes for fasteners are determined in such a way that they are between the power elements of the mesh composite rib, and in addition so that a repair lining is connected to the side members of the wing box to distribute forces and transfer them to the side members.
Ремонт поврежденного кессона крыла с сетчатыми композиционными нервюрами, композиционной обшивкой и металлическими лонжеронами осуществляется с помощью накладки из высокопрочного композиционного материала, такого как, например, углепластик марки КМКУ-3.150.ЭО или ВКУ-25. Кроме того, как указано выше, для фиксации ремонтной накладки применяются механические крепежные элементы, при этом ввиду сложности двустороннего доступа к установке крепежа предпочтительно используются механические крепежные элементы с односторонним подходом для установки, такие как, например, заклепки из титанового сплава ВТ16 по стандарту ОСТ 1 00647-78, устанавливаемые методом безударной клепки.Repair of a damaged wing box with mesh composite ribs, composite skin and metal spars is carried out using a lining made of high-strength composite material, such as, for example, carbon fiber grade KMKU-3.150.EO or VKU-25. In addition, as indicated above, mechanical fasteners are used to fix the repair pad, and due to the complexity of bilateral access to the installation of fasteners, mechanical fasteners with a one-sided approach for installation are preferable, such as, for example, rivets made of VT16 titanium alloy according to OST 1 standard 00647-78, established by the method of shockless riveting.
Способ ремонта кессона крыла с сетчатыми композиционными нервюрами, композиционной обшивкой и металлическими лонжеронами согласно варианту выполнения заявляемого изобретения проиллюстрирован на Фиг. 1 – 3, при этом на Фиг. 1 показан участок примерного кессона крыла с обшивкой 1, лонжероном 2, композиционной сетчатой нервюрой 3 и выполненным на поврежденном участке обшивки 1 и композиционной сетчатой нервюры 3 вырезом 4. Участок выреза 4 в композиционной сетчатой нервюре 3 более крупно показан также на Фиг. 3, при этом обшивка 1 условно не показана на Фиг. 3 для наглядности. На Фиг. 2 показан тот же участок примерного кессона крыла с установленной ремонтной накладкой 5 и крепежными элементами 6.A method of repairing a wing box with mesh composite ribs, composite skin and metal spars according to an embodiment of the claimed invention is illustrated in FIG. 1-3, wherein in FIG. 1 shows a portion of an exemplary wing box with skin 1,
В примерном варианте выполнения ремонт обшивки 1 и/или композиционной сетчатой нервюры 3 кессона крыла летательного аппарата согласно изобретению может производиться в следующем порядке:In an exemplary embodiment, the repair of the skin 1 and / or the
1. С помощью неразрушающего контроля определяют поврежденный участок обшивки 1 и/или сетчатой нервюры 3 кессона крыла. Для идентификации поврежденного участка обшивки 1 и/или сетчатой нервюры 3 кессона крыла используют различные методы неразрушающего контроля, такие как, например, ультразвуковые методы контроля. Различные методы неразрушающего контроля, пригодные для обнаружения и определения местоположения повреждений обшивки 1 и/или сетчатой нервюры 3 кессона крыла, известны в уровне техники (см., например, ОСТ 1 90250-77. Контроль неразрушающий. Ультразвуковой контроль полуфабрикатов и деталей для изделий авиационной техники. Общие требования к содержанию и оформлению методик контроля).1. Using non-destructive testing, determine the damaged area of the skin 1 and / or
2. Вырезают поврежденный участок обшивки 1 и/или композиционной сетчатой нервюры 3. Для этого предпочтительно выполняют вырез в виде круглого отверстия с использованием фрезы для вырезки. При небольшом дефекте диаметр круглого выреза равен диаметру фрезы. Следует отметить, что в зависимости от конкретного повреждения и формы поврежденного участка могут применяться и другие средства, пригодные для выполнения вырезов в обшивке и/или композиционной сетчатой нервюре, а также для обработки кромок выреза, если это необходимо.2. A damaged section of the skin 1 and / or the
3. На кромки выреза 4 обшивки 1 и/или композиционной сетчатой нервюры 3 наносят клей (например, клей типа ВК-27, характеризующийся отверждением без термообработки в течение 24 часов; однако следует отметить, что могут использоваться и другие типы клея, пригодные для работы с композиционными материалами).3. On the edges of the cutout 4 of the sheathing 1 and / or the
4. Определяют точки отверстий под механические крепежные элементы 6 таким образом, чтобы отверстия не попадали в силовые элементы сетчатой нервюры 3, и при этом так, чтобы отверстия под механические крепежные элементы 6 также соответствовали положению лонжеронов 2 кессона крыла. Примером механических крепежных элементов, применяемых в заявляемом способе, могут быть, в частности, заклепки. В качестве примера, могут использоваться заклепки из титанового сплава ВТ16 по ОСТ 1 00647-78, устанавливаемые методом безударной клепки.4. The points of the holes for the mechanical fasteners 6 are determined so that the holes do not fall into the power elements of the
5. Изготавливают и устанавливают заглушку (не показана на чертежах) на место выреза 4 в обшивке 1 и/или композиционной сетчатой нервюре 3. Заглушка предназначена для временного закрытия выреза 4 в обшивке 1 и/или композиционной сетчатой нервюре 3 на время формовки ремонтной накладки 5, чтобы избежать деформации ремонтной накладки 5. Заглушка может быть выполнена из различных материалов, таких как пенопласт типа ПСБ-С (ГОСТ 15588 86) или фанера.5. Make and install a plug (not shown in the drawings) in place of the cutout 4 in the casing 1 and / or
6. Накладывают поверх закрытого заглушкой (не показана на чертежах) выреза 4 разделительную пленку (не показана на чертежах), и выполняют формовку ремонтной накладки 5 непосредственно на кессоне. Разделительная пленка предназначена для того, чтобы не допустить приклеивания накладки к обшивке 1, композиционной сетчатой нервюре 3 и/или к заглушке в процессе формовки (отверждения) ремонтной накладки 5. В качестве разделительной пленки могут использоваться различные виды пленки, и в качестве примера, но не ограничения - универсальная пленка Airtech Wrightlon® 3900 R.6. Put on top of a cut-out 4 closed by a plug (not shown in the drawings) a release film (not shown in the drawings), and repair lining 5 is formed directly on the box. The separating film is designed to prevent the lining from sticking to the casing 1, the
Формовку ремонтной накладки по месту ее установки осуществляют способами, известными в данной области техники. В качестве примера, но не ограничения, для этого могут быть использованы следующие технические приемы. Ремонтную накладку 5 изготавливают из слоев препрега. Набирают необходимое количество слоев материала ремонтной накладки необходимой формы с учетом геометрии ремонтируемого участка. Собирают и зажимают в струбцине пакет из слоев ремонтной накладки 5 и производят частичный прогрев внутренних слоев ремонтной накладки 5 посредством электрического нагревателя с контролем температуры нагрева с целью частичного отверждения внутренних слоев ремонтной накладки в течение времени, равного половине паспортного времени отверждения препрега. Далее охлаждают нагретую ремонтную накладку 5 до температуры около 40-50°С, не снимая струбцину. После этого струбцину удаляют, производят механическую обработку частично отвержденного участка ремонтной накладки 5 в соответствии с геометрией ремонтируемого участка. Следует отметить, что в зависимости от особенностей используемых материалов и/или ремонтируемого участка возможно использование других технических приемов вместо указанных выше или в дополнение к ним.The molding of the repair pad at the place of its installation is carried out by methods known in the art. As an example, but not limitation, the following techniques may be used for this.
7. На ремонтную накладку 5 наносят точки направляющих отверстий под механические крепежные элементы 6. При этом точки направляющих отверстий выбирают таким образом, чтобы отверстия не попадали на силовые линии сетчатой нервюры 3. Для этого наносят на ремонтную накладку 5 «рисунок» сетчатой нервюры 3. Кроме того, отверстия под механические крепежные элементы 6 располагают вдоль края ремонтной накладки 5 и таким образом, чтобы они отстояли от края ремонтной накладки 5 на расстояние не менее двух диаметров упомянутых отверстий. Предпочтительно отверстия под механические крепежные элементы 6 размещают с постоянным шагом.7. The points of the guide holes for the mechanical fasteners are applied to the
8. Выполняют направляющие отверстия под механические крепежные элементы 6 на ремонтной накладке 5, используя подходящий инструмент, например пневматическую дрель.8. Perform guide holes for mechanical fasteners 6 on the
9. Устанавливают ремонтную накладку 5 на место ремонта с помощью клеевого соединения. При этом перед установкой ремонтной накладки 5 удаляют из выреза 4 заглушку и разделительную пленку (не показаны на чертежах).9. Install the
10. По направляющим отверстиям выполняют (например, высверливают) отверстия под механические крепежные элементы 6 в композиционной сетчатой нервюре 3 между ее силовыми элементами, а также в лонжеронах 2 кессона крыла.10. On the guide holes perform (for example, drill) holes for mechanical fasteners 6 in the
11. Устанавливают механические крепежные элементы 6, крепежные изделия для односторонней постановки и безударной клепки в отверстия для механических крепежных элементов 6.11. Install mechanical fasteners 6, fasteners for one-sided setting and shock-free riveting in the holes for mechanical fasteners 6.
Следует отметить, что выше описан лишь примерный вариант выполнения заявляемого способа, и специалистам в данной области техники будут очевидны возможные изменения в подробностях выполнения его этапов, не выходящие за рамки изобретательского замысла. Кроме того, притом, что этапы способа в описанном примере перечислены в определенной последовательности, это необязательно означает, что во всех вариантах выполнения способа этапы должны выполняться именно в такой последовательности. Специалистам в данной области техники будут очевидны возможные изменения в последовательности этапов способа и/или возможность выполнения некоторых этапов по существу одновременно, и/или пропуска некоторых этапов.It should be noted that the above describes only an exemplary embodiment of the proposed method, and specialists in this field of technology will be obvious possible changes in the details of the implementation of its steps, not beyond the scope of the inventive concept. In addition, despite the fact that the steps of the method in the described example are listed in a certain sequence, this does not necessarily mean that in all variants of the method, the steps must be performed in that sequence. Those skilled in the art will appreciate the possible changes in the sequence of steps of the method and / or the ability to perform some steps substantially simultaneously and / or skip some steps.
Перечисленные выше конкретные технические приемы, составляющие сущность предлагаемого способа, режимы, используемые при выполнении описанных выше этапов, а также конкретные материалы, используемые в способе согласно изобретению, являются примерными, и специалистам в данной области техники будет очевидна возможность использования других материалов с аналогичными свойствами и/или режимов, не выходящих за рамки объема настоящего изобретения. Все такие возможные изменения наряду с полным объемом эквивалентов вышеуказанных признаков считаются входящими в объем заявляемого изобретения, который определяется нижеприведенной формулой изобретения и не ограничен конкретными примерами, описанными выше и показанными на прилагаемых чертежах.The above specific technical methods that make up the essence of the proposed method, the modes used to perform the steps described above, as well as the specific materials used in the method according to the invention are exemplary, and it will be obvious to those skilled in the art that other materials with similar properties and / or modes not beyond the scope of the present invention. All such possible changes along with the full amount of equivalents of the above features are considered to be included in the scope of the claimed invention, which is determined by the following claims and is not limited to the specific examples described above and shown in the accompanying drawings.
Claims (23)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127555A RU2652765C1 (en) | 2017-08-02 | 2017-08-02 | Method for repairing the wing caisson with the netted composite ribs, composite skin and metallic spars |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127555A RU2652765C1 (en) | 2017-08-02 | 2017-08-02 | Method for repairing the wing caisson with the netted composite ribs, composite skin and metallic spars |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2652765C1 true RU2652765C1 (en) | 2018-04-28 |
Family
ID=62105423
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017127555A RU2652765C1 (en) | 2017-08-02 | 2017-08-02 | Method for repairing the wing caisson with the netted composite ribs, composite skin and metallic spars |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2652765C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU320413A1 (en) * | ||||
| US20140141190A1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-05-22 | Mitsubishi Aircraft Corporation | Method of repairing composite material and composite material |
| RU2549043C1 (en) * | 2014-04-17 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Национальный институт авиационных технологий" (ОАО НИАТ) | Wing box, reinforced with polymer composite material |
| US20170029088A1 (en) * | 2015-07-27 | 2017-02-02 | The Boeing Company | Repairing a contoured composite panel |
-
2017
- 2017-08-02 RU RU2017127555A patent/RU2652765C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU320413A1 (en) * | ||||
| SU252086A1 (en) * | ||||
| US20140141190A1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-05-22 | Mitsubishi Aircraft Corporation | Method of repairing composite material and composite material |
| RU2549043C1 (en) * | 2014-04-17 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Национальный институт авиационных технологий" (ОАО НИАТ) | Wing box, reinforced with polymer composite material |
| US20170029088A1 (en) * | 2015-07-27 | 2017-02-02 | The Boeing Company | Repairing a contoured composite panel |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10744747B2 (en) | Repairing a contoured composite panel | |
| USRE37673E1 (en) | Methods for fabricating a helicopter main rotor blade | |
| KR20180022609A (en) | Wing and method of manufacturing | |
| US9015941B2 (en) | Method of repairing honeycomb core using pourable structural foam | |
| EP2848394A1 (en) | Repair of a damaged composite structure | |
| EP3137288B1 (en) | Structural bonded patch with tapered adhesive design | |
| US9149999B2 (en) | Method of repairing, splicing, joining, machining, and stabilizing honeycomb core using pourable structural foam and a structure incorporating the same | |
| US10180070B2 (en) | Tooling for fastening metal reinforcement on the leading edge of a turbine engine blade, and a method using such tooling | |
| US10005267B1 (en) | Formation of complex composite structures using laminate templates | |
| US9597826B2 (en) | Method of repairing, splicing, joining, machining, and stabilizing honeycomb core using pourable structural foam and a structure incorporating the same | |
| Woerden et al. | Maintenance of glare structures and glare as riveted or bonded repair material | |
| EP3009259B1 (en) | Method of repairing a core stiffened structure | |
| US20080115887A1 (en) | Method for forming a feature in a piece of composite material | |
| JP2010507530A (en) | Wing panel structure | |
| US9885651B2 (en) | Method for testing the fracture toughness of an adhesive joint to be formed | |
| RU2652765C1 (en) | Method for repairing the wing caisson with the netted composite ribs, composite skin and metallic spars | |
| EP3249163B1 (en) | System and method for nose cone edge delamination repair | |
| EP4074499A1 (en) | Methods for repairing composite material using pre-cured plugs | |
| US8800149B2 (en) | Process for repairing airplane panels | |
| US20140119930A1 (en) | Method of Repairing, Splicing, Joining, Machining, and Stabilizing Honeycomb Core Using Pourable Structural Foam and a Structure Incorporating the Same | |
| US20210316519A1 (en) | Method of repairing composite sandwich panels | |
| EP2727698B1 (en) | Method of machining and stabilizing a core member with cells using pourable structural foam | |
| Falken et al. | From development of multi-material skins to morphing flight hardware production | |
| Jones et al. | Bonded repairs to surface flaws | |
| Wong | Design, Build and Certification of Composite Airplane Structure |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190803 |