1, restauration extérieure à l'aide de pavage humide et de méthode de débondinage à double vide
En général, les patchs de couche humide ne fonctionnent pas aussi bien que les correctifs fabriqués avec des préreg; Cependant, les performances du processus de couche humide peuvent être améliorées à l'aide de la méthode de débondinage à double vacuum (méthode DVD), une technique qui élimine l'air stagnant qui provoque la porosité dans des panneaux laminés par humides. Les patchs humides-laminés sont préparés dans l'outil DVD, puis collés secondaires à la structure de l'avion. Comme le montre la figure 70 ci-dessous, le processus de laminage est similaire au processus de mise à la ligne humide standard. La différence est dans la façon dont le patch est appliqué.
1.1 Principe du double compactage sous vide
Le processus d'ensachage à double vide est utilisé dans la fabrication d'un délai de réparation humide ou d'un contreplaqué de réparation pré-imprégné. Il est illustré à la figure 70 ci-dessous. Pour démarrer le processus de décompression, l'air est retiré du sac à vide flexible intérieur. La boîte extérieure rigide est ensuite scellée vers le sac à vide intérieur et l'air de volume entre la boîte extérieure rigide et le sac à vide intérieur est expulsé. Étant donné que la boîte extérieure est rigide, une deuxième ventilation empêche le rapiération du sac à vide intérieur sous pression atmosphérique. Cela empêche par la suite les bulles d'air d'être pincées dans le stratifié et favorise l'élimination de l'air par le vide interne. Ensuite, le stratifié est chauffé à une température prédéterminée de dé-expansion pour réduire la viscosité de la résine et améliorer encore l'élimination de l'air et des volatils de l'intérieur du stratifié. La chaleur est appliquée via une couverture de transfert de chaleur, qui est contrôlée par un thermocouple placé directement sur la couverture de transfert de chaleur. Une fois le cycle de décompression terminé, le stratifié est comprimé et connecté à une boîte rigide externe via une source de vide d'échappement pour consolider la couche, permettant à la pression atmosphérique de rentrer dans la boîte et de fournir une pression positive sur le sac à vide interne. À la fin du cycle de compactage, le stratifié est retiré de l'assemblage et préparé pour le durcissement.
Les outils de DVD peuvent être achetés commercialement, mais peuvent également être fabriqués localement à partir de 2- par -4 du bois et du contreplaqué, comme le montre la figure 70.
Figure 70: outil de DVD en bois deux par quatre et contreplaqué
1.2 Installation de patch aéronef
Une fois le patch retiré de l'outil DVD, il peut toujours être formé dans le contour de l'avion, mais le temps est généralement limité à 10 minutes. L'adhésif du film ou l'adhésif en pâte est placé sur la peau de l'avion et le patch est placé sur l'avion. Un sac à vide et une couverture de chauffage sont utilisés pour guérir l'adhésif. Ceci est illustré aux figures 71 et 72.
Figure 71: Diagramme schématique du double compactage sous vide
Figure 72: cycle de durcissement du DVD
2, réparations externes à l'aide de laminage pré-carré
Les réparations pré-certes ne sont pas très flexibles et ne peuvent pas être utilisées sur des surfaces hautement incurvées ou composées. La procédure de réparation est similaire à une réparation liée à l'extérieur à l'aide de prereg. Reportez-vous à SRM pour une taille, une épaisseur et une orientation correctes. Vous pouvez stratifier et guérir le patch pré-carré dans un atelier de réparation et le lier secondaire à la sous-structure primaire ou obtenir un correctif pré-carré standard. Comme le montre la figure 73. Appliquer l'adhésif du film ou l'adhésif en pâte à la zone endommagée et placer la réparation pré-carrée sur le dessus. Les sacs à vide sont réparés et durcis à des températures appropriées pour l'adhésif du film ou l'adhésif. La plupart des adhésifs cinématographiques guérissent à 250 degrés F (121 degrés) ou 350 degrés F (176,67 degrés). Certains adhésifs en pâte guérissent à température ambiante, bien que des températures élevées puissent être utilisées pour accélérer le processus de durcissement.
Figure 73: Réparation pré-carrée
3, liaison et réparation de boulons
Le concept de réparations collé a trouvé l'applicabilité dans deux types de méthodes d'assemblage de fabrication. Ils ont l'avantage de ne pas introduire les concentrations de contraintes folles trous de fixation pour les installations de patch et peuvent être plus forts que le matériau de la pièce d'origine. L'inconvénient des réparations adhésives est que la plupart des matériaux de réparation nécessitent des procédures spéciales de stockage, de manutention et de durcissement.
Les réparations boulonnées sont plus rapides et plus faciles que les réparations adhésives. Ils sont généralement utilisés sur des boîtiers composites supérieurs à 0. 125 pouces d'épaisseur pour assurer une zone de roulement de fixation adéquate pour le transfert de charge. Ils sont interdits pour une utilisation dans des assemblages en sandwich en nid d'abeille en raison du potentiel d'intrusion d'humidité à travers les trous de fixation et de la dégradation de la couche centrale. Les réparations boulonnées sont plus lourdes que les réparations adhésives similaires, limitant leur utilisation sur les surfaces de contrôle de vol sensibles au poids.
Les composants sandwich en nid d'abeille ont généralement des panneaux de surface minces où l'utilisation d'une réparation de type ronde à la corne est la plus efficace. Un patch à pas externe lié peut être utilisé comme alternative. Les réparations boulonnées sont inefficaces pour le contreplaqué mince en raison des contraintes de soulèvement bas des stratifiés composites. Les stratifiés solides plus épais utilisés sur des avions plus grands peuvent avoir une épaisseur jusqu'à un pouce d'épaisseur dans des zones de charge élevée, et ces types de stratifiés ne peuvent pas être réparés efficacement à l'aide d'une réparation d'angle liée. Comme le montre la figure 74.
3.1 Réparation des boulons
Des avions conçus dans les années 1970 ont utilisé des structures en nid d'abeille sandwich composites comme structures secondaires à charge légère, mais des avions plus récents et plus grands utilisent des stratifiés solides épais comme structures primaires plutôt que de structures en nid d'abeille sandwich. Ces stratifiés solides épais sont très différents des structures en nid d'abeille sandwich traditionnelles et sont utilisés pour les commandes de vol, les portes d'atterrissage, les volets et les spoilers dans les avions d'aujourd'hui. Ils présentent un défi à réparer et sont difficiles à réparer avec des méthodes de réparation liées. Des méthodes de réparation de boulons ont été développées pour réparer les stratifiés solides plus épais.
Les structures de sandwich en nid d'abeille ne nécessitent pas de réparations de boulons en raison de la résistance à chargement limitée du stratifié et des trous percés affaiblissent la structure en nid d'abeille. L'avantage des réparations boulonnées est que seuls le matériau du patch et les fixations doivent être sélectionnés et la méthode de réparation est similaire à la réparation de la tôle. Il n'est pas nécessaire de guérir la réparation et de stocker le matériau de réparation préimprégné et de filmer l'adhésif dans un réfrigérateur. Les patchs peuvent être en aluminium, en titane, en acier ou en matériaux composites pré-carrés. Les réparations composites sont généralement fabriquées à partir de fibre de carbone avec de l'époxy ou de la fibre de verre avec de l'époxy.
Vous pouvez réparer une structure en fibre de carbone avec une plaque en aluminium, mais vous devez placer une couche de chiffon en fibre de verre entre la partie en fibre de carbone et la plaque en aluminium pour empêcher la corrosion galvanique. Les panneaux composites en titane et en composite pré-carré sont préférés pour réparer des composants hautement chargés. Les patchs en carbone / époxy pré-carré ont la même résistance et la même rigidité que le substrat car elles guérissent généralement de manière similaire.
Des attaches en titane ou en acier inoxydable sont utilisées pour les réparations des boulons sur les structures en fibre de carbone. Les attaches en aluminium se corroderont si elles sont utilisées avec de la fibre de carbone. Les rivets ne peuvent pas être utilisés comme installation de rivets à l'aide d'un pistolet à rivet peuvent endommager le trou et la structure environnante, les rivets se dilatent pendant l'installation, ce qui n'est pas souhaitable pour les structures composites car elle peut provoquer l'élargissement de ses limites le matériau composite.
3.2 Procédure de réparation
Étape 1: inspection des dommages
Dans un contreplaqué épais, le test du robinet n'est pas efficace pour détecter la délamination à moins que les dommages ne soient proches de la surface.
Une inspection à ultrasons est nécessaire pour déterminer la zone des dommages. Consultez SRM pour trouver la procédure NDI applicable.
Étape 2: retrait des dommages
Pour éviter les concentrations de contraintes, la zone endommagée doit être coupée dans un trou rond ou rectangulaire avec un rayon lisse. Retirez les dégâts avec une ponceuse, une planeur ou un outil similaire.
Étape 3: Préparation de la réparation
Déterminez la taille du patch en fonction des informations de réparation dans le SRM. Couper, façonner et régler le patch avant de l'appliquer à la structure endommagée. Il est plus facile de rendre le patch légèrement plus grand que calculé et de tailler à la taille après le forage de tous les trous de fixation. Dans certains cas, le patch est pré-forme et pré-percé. Si la coupe doit être effectuée, les procédures d'atelier standard applicables au matériau du correctif doivent être utilisées. Le titane est difficile à travailler et nécessite un solide rouleau à glissement pour plier le matériau. Les patchs métalliques doivent être déposés à plat pour empêcher la fissuration autour de la coupe. Lors du forage des trous pilotes dans les composites, les trous utilisés pour réparer les attaches doivent être au moins 4 diamètres de la fixation existante et avoir une distance de bord minimale de 3 diamètres de fixation. Cela diffère de la pratique standard de l'aluminium, ce qui permet une distance de deux diamètres. La taille spécifique des trous de guidage et le type de foret utilisé doivent suivre des instructions SRM spécifiques. Comme le montre la figure 75.
Figure 75: Disposition de réparation des matériaux pour la réparation des boulons des structures composites
Étape 4: Disposition des trous
Pour localiser la réparation dans la zone endommagée, tracez deux lignes centrales perpendiculaires sur la sous-structure primaire et le matériau du patch qui définissent la charge primaire ou la direction géométrique. Ensuite, dessinez le motif de trou sur le patch et de la perceuse des trous du matériau du patch. Alignez les deux lignes centrales verticales du patch avec les lignes de la sous-structure primaire et transférez les trous de guidage vers le matériau du substrat primaire. Fixez la réparation avec une différence minimale. Marquez les bords de la réparation afin qu'il puisse être facilement remis dans sa position d'origine.
Étape 5: Percez et réchauffer les trous dans le patch et la sous-structure principale
La peau composite doit être sauvegardée pour éviter la séparation. Élargir les trous pilotes dans le patch et le substrat principal avec un foret plus petit que 1/64, puis appuyer tous les trous à la bonne taille. Une tolérance de +0. 0025 / -0. 000 pouces est généralement recommandée pour les pièces de l'avion. Pour les composites, cela signifie aucune attache d'interférence.
Étape 6: installation de fixation
Une fois que les trous de fixation sont percés en taille réelle et altérés, les attaches permanentes sont installées. Avant l'installation, mesurez la longueur du luminaire de chaque fixation avec une jauge de longueur de luminaire. Étant donné que différentes réparations nécessitent des attaches différentes, reportez-vous au SRM pour les types de fixation autorisés et les procédures d'installation; Cependant, installez toutes les attaches mouillées avec du scellant, en appliquant le couple approprié pour installer des vis et des boulons.
Étape 7: scellage des fixations et réparations
Les scellants sont appliqués pour les réparations des boulons pour empêcher l'intrusion d'eau ou d'humidité, les dommages chimiques, la corrosion galvanique et les fuites de carburant. Ils fournissent également le lissage des contour. Les scellants doivent être appliqués sur une surface propre. Le ruban de masquage est généralement placé sur la périphérie du patch, parallèle au bord du patch et laissant un petit espace entre le bord du patch et le ruban de masquage. Le scellant est appliqué à cet écart.
Étape 8: Appliquer la couche de finition et le filet de foudre
La réparation devra être poncée, amorcée et peinte à l'aide d'un système de peinture approuvé. Si une réparation composite est utilisée dans une zone sensible aux coups de foudre, un filet de foudre devra être ajouté.
À suivre
Source "Composites Frontier" Site Web public