Patent WO-2017151081-A1 (WO)
Title: Procédé de réparation et de mise à jour de modernisation d'une section d'aile centrale d'aéronef
Inventor: PODRIEZA SERHII
IPC: B64C13/40
Filed: 2016-07-06
Abstract: La présente invention concerne un modèle d'utilité se rapportant au domaine de l'aviation et des technologies de réparation d'aéronef, et plus précisément au procédé de réparation et de mise à jour de modernisation de section d'aile centrale d'aéronefs de type Antonov-32 (An-32), et ses modifications. Le procédé de réparation et de mise à jour de modernisation d'aéronef est réalisé de façon séquentielle en plusieurs étapes dont la première consiste en la validation d'ingénierie aéronautique (AE) des réparations, la deuxième consiste en la détection étendue de défauts pour l'AE reçu pour réparations, les données utilisées par des ressources individuelles des éléments, les pannes et les dysfonctionnements des produits révélés pendant l'utilisation et les réparations ainsi que les données statistiques collectées dans la base de données de l'atelier de réparation d'aéronef étant utilisées afin de déterminer la faisabilité d'une ou plusieurs méthodes de réparation et de maintenance des composants AE, une mise à jour appropriée du cycle technologique de réparation étant réalisée et les données correctement normalisées obtenues pendant l'inspection de l'AE étant transmises à la base de données de l'atelier de réparation d'aéronef, la troisième consiste au démontage conformément à la liste des travaux et à la technologie de réparation approuvées, et lors du démontage et de l'inspection AE des équipements amovibles ou non, seuls les éléments nécessitant des diagnostics ou une maintenance, des réparations ou une réfection supplémentaire sont démontés, la quatrième consiste au nettoyage et au lavage des pièces, des ensembles, des unités démontés et de l'intégralité de l'objet, la cinquième consistant au regroupement des éléments traités pour une livraison en vue de réparations ultérieures, en prenant en compte que les équipements nécessitant des réparations ou une réfection sont transférés aux zones appropriées pour le déploiement de la septième étape des opérations de réparation, les équipements ne nécessitant pas de travaux supplémentaires étant transférés soit directement soit par l'intermédiaire d'un atelier pour remisage afin d'être réassemblés, installés et testés lors de la huitième étape des réparations, la sixième étape consiste au diagnostic qui vise à déterminer l'état technique des articles livrés pour des procédures de réparation ou de correction en raison de pannes et de défaillances détectées, la septième consiste en l'application des réparations avec modification structurelle simultanée, la huitième consiste en la réalisation des opérations séquentielles de réassemblage, d'installation et de test avec transfert ultérieur des AE réparés vers la station de test en vol pour les test d'acceptation, la neuvième consiste en la réalisation des tests au sol et en vol qui constituent les tests de vérification et d'acceptation, les données récentes ainsi que les pannes et défaillances découvertes après les étapes 6 à 9 des réparations étant normalisées et transmises à la base de données de l'atelier de réparation d'aéronefs, la dixième étape consistant en la réalisation d'opérations AE de traitement, de peinture, de stockage, d'emballage et de livraison au client, ledit procédé étant caractérisé en ce que la modification structurelle de la section d'aile centrale réalisée lors de la septième étape l'est en modifiant la partie arrière de la section d'aile centrale et les longerons d'aile, en renforçant les panneaux inférieurs de la section d'aile centrale, et en remplaçant le rebord supérieur de la partie porteuse de charge du carénage de raccordement d'embase d'aile de la section d'aile centrale et du fuselage, les panneaux amovibles étant montés sur l'extrémité arrière de la section d'aile centrale là où les panneaux inférieurs de la section d'aile centrale sont dotés de trois plaques de renfort d'endurance ou plus d'épaisseur correspondante : longueur - 6 200 mm, largeur - 380 mm, 520 mm, 390 mm, qui sont montées et fixées à partir de la nervure N°4 d'une demi-aile jusqu'à la nervure N°4 d'une autre demi-aile par l'intermédiaire d'ouvertures dans la partie supérieure du fuselage, l'épaisseur totale des plaques et du revêtement étant de 7 mm, les plaques étant fabriquées en feuilles d'alliage d'aluminium D16ATV ( Д16ATB ) et leur configuration prenant en compte les dégâts de corrosion existants sur les panneaux inférieurs de la section d'aile centrale, des bagues et des boulons étant montés au niveau des sangles de fixation et des arceaux de fuselage en prenant en compte les résultats de tests de courants de Foucault sur la détection des défaillances, la partie porteuse de charge du carénage de raccordement d'embase d'aile de la section d'aile centrale et le fuselage étant fabriqués à partir de profilés extrudés D16T de 2410 mm de long dont la configuration prend en compte une épaisseur des plaques de renfort, et des plaques d'entretoise étant installées sur les zones où reposent les rebords entre les plaques sur les lisses N°3 et N°7.