CAPITOLO 60 TECNICHE DI RIPARAZIONE

TECNOLOGIE E MATERIALI AEROSPAZIALI – Ver. 01
CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
CAPITOLO
60
60
TECNICHE DI RIPARAZIONE
differiscono generalmente a seconda che vi sia la necessità
di effettuare la riparazione sul campo, nel qual caso si
tratta talvolta di interventi provvisori, oppure debba essere
eseguita presso gli stabilimenti preposti.
Sinossi
L
e strutture aeronautiche possono essere suddivise,
come è noto, nelle tre seguenti classi:
Strutture primarie: strutture la cui rottura porta alla
perdita del velivolo;
60.1 Structural manual Repair – SRM
I
Strutture secondarie: strutture la cui rottura influenza e
riduce la funzionalità del velivolo ma non porta alla
perdita dello stesso;
ndicazioni precise di tutto ciò che concerne una
riparazione qualsiasi che debba essere esguita sul
velivolo sono contenute nel manuale di riparazione
strutturale (Structural Repair Manual – SRM). Ogni
velivolo è infatti corredato da una serie di manuali e
documentazioni necessari alla descrizione delle sue
caratteristiche principali, ad un corretto impiego della
macchina, all’esecuzione delle corrette procedure di
manutenzione atte a preservare i requisiti minimi di
aeronavigabilità nel corso del tempo, ecc. Il manuale della
riparazione SRM contiene una serie di riparazioni, siano
esse generiche o specifiche, che il cliente è in grado di
eseguire in piena autonomia, previa approvazione della
casa costruttrice. Si tenga presente che l’Engineering
Customer Support di ogni azienda aeronautica ha
strutturato al suo interno un ufficio riparazioni che ha la
responsabilità, dalla classificazione alla realizzazione, di
tutte le riparazioni che debbano essere eseguite sul
velivolo. L’SRM è suddiviso in sezioni o volumi per
facilitare il recupero di informazioni ed il suo utilizzo da
parte dell’operatore. Qui di seguito si propone una
descrizione sintetica di due manuali, il primo è un
esempio di SRM standard ed è relativo all’elicottero
Strutture terziarie: strutture la cui rottura non incide
sulle funzionalità del velivolo.
I requisiti per l’ispezione, la valutazione di eventuali
danneggiamenti e la conseguente riparazione
differiscono in maniera sostanziale in funzione della
classificazione del componente strutturale in esame.
Nel singolo componente la riparabilità di un danno
dipende dunque anzitutto dalla criticità della regione
danneggiata. In secondo luogo si considera la tipologia
e l’entità del danno.
Indipendentemente dalle cause che l’hanno prodotto
un danno può essere valutato trascurabile, per cui non
è necessaria alcuna riparazione, oppure la sua entità
può essere tale da richiedere direttamente la
sostituzione del componente. Le procedure
d’intervento variano a seconda del materiale e della
forma del componente da riparare, dell’accessibilità
(singola, doppia, semplice o difficoltosa) della zona
danneggiata, delle caratteristiche funzionali e delle
prestazioni richieste al componente. Non ultimo esse
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autorizzazione. Copyright Dipartimento Ingegneria Aerospaziale - Legge Italiana sul Copyright 22.04.1941 n. 633.
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AgustaWestland AW109/AW119; il secondo è il
manuale di un Boeing DC10-10. Questi due esempi
permettono di evidenziare il livello di dettaglio con cui
è affrontata la riparazione in ambito aeronautico.
L’SRM contempla infatti la maggior parte delle
operazioni che possono essere compiute dall’utente
descrivendo in maniera approfondita ed esaustiva ogni
procedura d’intervento. Da questi manuali sono
peraltro tratte le modalità di riparazione esemplificate
nei paragrafi conclusivi del capitolo.
60.1.1
SRM
dell’elicottero
A109/A119
dell’elicottero; aumentano progressivamente
l’altezza a partire dalla linea di riferimento;
con
• Buttock Lines (BL): linee di riferimento orizzontali
disposte parallelamente all’asse longitudinale;
aumentano con l’aumentare della distanza dalla linea
di riferimento destra e sinistra.
60.1.1.2 Sezione 2
Questa sezione contiene una breve descrizione delle
diverse tipologie di danneggiamento che possono essere
riscontrate durante un’ispezione nonché tutte le
informazioni che possono aiutare l’operatore nella
comprensione del tipo di problema insorto sulla macchina.
In particolare sono date le definizioni e la classificazione
dei danni per categoria di struttura, si forniscono le
procedure per il rilevamento e la riparazione di aree
danneggiate da bruciature, di parti metalliche affette da
corrosione oppure, ancora, di pannelli a nido d’ape
danneggiati a seguito di urti e impatti accidentali.
AgustaWestland
60.1.1.3 Sezione 3
Questa sezione costituisce la base di partenza di tutte le
riparazioni. In essa sono descritti i criteri generali comuni
a tutte le riparazioni ovvero procedure standard di
rimozione di vernici e primer, di preparazione delle
superfici per incollaggi, di trattamento di cricche in
prossimità di fori, ecc.
Figura 60.1 – Elicottero AgustaWestland AW109.
Il manuale di riparazione strutturale del 109
rappresentato in Figura 60.1 è suddiviso in sei sezioni.
60.1.1.4 Sezioni 4 e 5
In queste sezioni vengono trattati tutti i casi di riparazione
già conosciuti e per i quali è già approntato un progetto di
riparazione. Qui sono riportate quindi tutte le soluzioni
affrontate in passato sullo stesso tipo di velivolo nonché le
procedure con cui tali riparazioni sono state eseguite.
60.1.1.1 Sezione 1
In questa sezione sono contenute le informazioni di
carattere generale, sia sull’elicottero in questione (ad
esempio le dimensioni e la composizione base della
struttura) sia sulla classificazione della riparazione
(repair o special repair) ed il tipo a cui essa appartiene
(ad esempio applicazione di una saldatura). Più in
generale in questa prima parte del manuale sono
contenute tutte le informazioni basilari necessarie per
comprendere al meglio il tipo di elicottero e la
problematica che si sta esaminando. Qui si trova anche
una prima suddivisione dell’elicottero, così da
permettere all’utente una individuazione più rapida e
intuitiva della parte esaminata. La struttura è
innanzitutto suddivisa in due parti: FWD FUSELAGE
e AFT FUSELAGE, e prosegue per suddivisioni
ulteriori sempre più dettagliate. Vengono qui distinte
le strutture primarie da quelle secondarie (Figura 60.2)
ed è infine definito un sistema di riferimento interno
per localizzare ogni parte dell’elicottero basato su:
60.1.1.5 Sezione 6
In questa sezione sono contenute le istruzioni per
effettuare riparazioni sul campo nella zona della fusoliera.
La prima parte di questa sezione è dedicata ad una
descrizione dettagliata della fusoliera e degli elementi che
la compongono. La sezione si sviluppa poi elencando una
serie molto ampia di casi di danno indicando per ciascuno
le procedure di rimozione dei componenti interessati e di
preparazione della riparazione.
60.1.2 SRM del velivolo Boeing DC10-10
La Figura 60.4 illustra il Boeing DC-10. Il suo SRM è
suddiviso in tre volumi.
60.1.2.1 Volume I
Analogamente al manuale visto in precedenza, in questo
volume sono riportati i dati generali del velivolo ed i
sistemi di riferimento adottati per rendere possibile la
precisa ed immediata localizzazione dell’elemento
danneggiato; è qui presentata un’amplia serie di
riparazioni strutturali, generali e specifiche. Vengono
trattate separatamente le diverse zone dell’aeromobile,
• Fuselage station lines (STA): linee di riferimento
verticali disposte lungo l’asse longitudinale
dell’elicottero;
aumentano
progressivamente
spostandosi dal muso alla coda a partire dalla linea
di riferimento;
• Water Lines (WL): linee di riferimento orizzontali
disposte parallelamente all’asse longitudinale
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Figura 60.2 – Strutture primarie e secondarie dell’elicottero AW109.
Figura 60.3 – Sistema di riferimento adottato nel SRM per localizzare le parti dell’elicottero AW109.
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• la seconda coppia indica il paragrafo relativo alla
sezione del velivolo considerata, e procede di dieci in
dieci partendo da “00” in cui si fa riferimento ad
aspetti generali;
distinguendo tra: portelloni (doors), fusoliera
(fuselage), gondole motore (nacelles) e piloni (pylons),
sezione di coda e relative superfici di controllo
(stabilizers), finestrini (windows) ed ali (wings).
• la terza coppia indica il sottoparagrafo.
60.2 Requisiti di riparabilità
O
gni qualvolta viene individuato un danno, attraverso
l’esecuzione dei controlli non distruttivi descritti al
capitolo precedente, deve essere innanzitutto valutata
l’entità di tale danno. Esso può essere valutato:
• danno trascurabile: nessuna riparazione è necessaria
ad eccezione di interventi per ripristinare l’estetica
originale del velivolo);
Figura 60.4 – Boeing DC-10.
• danno minore: danno grave ma riparabile le cui
procedure d’intervento sono generalmente contenute
nell’SRM;
60.1.2.2 Volume II
In esso sono descritte le procedure passo passo per la
realizzazione delle riparazioni presentate nel Volume
I; particolare attenzione è dedicata al problema della
corrosione e all’equilibratura delle superfici di
controllo. Viene infine presentata tutta la serie di
giunzioni meccaniche installate, con il catalogo
completo di ribattini, rivetti e bulloni utilizzati sul DC10.
• danno maggiore: danno non riparabile per motivi
strutturali ed economici. La sua riparazione non
consentirebbe di ripristinare le prestazioni meccaniche
e funzionali ottimali del componente oppure tale
intervento risulterebbe troppo costoso e quindi si
preferisce sostituire direttamente il componente stesso
con uno nuovo.
Generalmente, i requisiti richiesti ad un intervento di
riparazione possono essere riassunti nei seguenti punti:
60.1.2.3 Volume III
In questo volume è contenuto l’elenco di tutti i pezzi
che compongono la struttura del velivolo, completo di
sigle di identificazione (part numbers), materiali in cui
ogni pezzo è realizzato, disegni e schemi per una
migliore comprensione di parti complesse o
particolarmente importanti e delicate.
• la procedura d’intervento deve essere la più semplice
possibile. Quest’aspetto assume importanza rilevante
per le riparazioni da effettuarsi sul campo laddove
l’accesso alla parte danneggiata e la disponibilità di
attrezzature possono essere limitate. E’ importante
quindi utilizzare materiali facilmente immagazzinabili
e la cui messa in opera non sia particolarmente
difficoltosa.
Un esempio di part numbers è il seguente:
Vol I
57.00.01 pg2 fig.1
Esso indica che si sta facendo riferimento al Volume I
del manuale di riparazione strutturale, capitolo relativo
all’ala, paragrafo che si occupa delle riparazioni di tipo
generico, sottoparagrafo che si occupa della
classificazione dei danni ammissibili per questa zona
del velivolo, con interesse mirato alla figura 1
presentata a pagina 2.
• la riparazione deve essere poco invasiva sulla struttura
e deve ripristinare il livello prestazionale richiesto allo
specifico componente in termini di:
○ resistenza;
○ rigidezza;
○ stabilità;
Le tre coppie di numeri presenti nella parte centrale
hanno infatti i seguenti significati:
○ forma aerodinamica;
○ sigillatura.
• la prima coppia indica il capitolo dell’argomento
trattato in base alla numerazione seguente:
○ 51
structures
○ 52
doors
○ 53
fuselage
○ 54
nacelles, pylons
○ 55
stabilizers
○ 56
windows
○ 57
wings;
Per esempio, per pannelli di rivestimento alare è
importante assicurare adeguati livelli di resistenza in
tensione e compressione; per le superfici di controllo è
necessario ripristinarne le caratteristiche di rigidezza;
• la riparazione non deve compromettere altre funzioni
proprie del componente, ovvero non deve interferire
sulla cinematica di parti mobili oppure influenzare
l’aerodinamica e l’equilibrio delle superfici di
controllo;
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• la riparazione deve determinare un incremento di
peso minimo;
prevenire fenomeni di corrosione galvanica. Previa
asportazione della parte danneggiata mediante cut-out,
l’applicazione delle pezze avviene mediante chiodatura
nel caso di parti metalliche mentre è preferibile basarsi su
giunzioni incollate nel caso di laminati in composito. Ciò
è dovuto alle caratteristiche peculiari dei laminati ed alle
problematiche connesse alla presenza di un pattern di
foratura (fattore di intensificazione degli sforzi maggiore,
elevata possibilità di indurre delaminazioni, ecc.).
• la riparazione deve richiedere tempi d’intervento
ridotti al fine di minimizzare il tempo di fermo del
velivolo;
• la riparazione deve essere circoscritta all’area
danneggiata ovvero l’intervento deve estendersi il
meno possibile alle zone non danneggiate del
componente.
60.3.1 Riparazioni senza applicazione di pezze
Le riparazioni senza applicazione di pezze sono le
riparazioni che interessano danni di lieve entità.
60.3 Tecniche di riparazione
I
n linea generale, le riparazioni sono divise in due
categorie principali:
Per componenti metallici tali danni sono generalmente
graffi, tacche, ammaccature o danni da corrosione. La
procedura standard prevede in tali casi di rimuovere per
abrasione la zona danneggiata visibile eliminando
eventuali spigoli vivi che potrebbero dar luogo alla
nucleazione di cricche.
• riparazioni senza applicazione di pezze (without
repair doubler o flash repair);
• riparazioni con applicazione di pezze (with repair
doubler).
Queste ultime possono a loro volta suddividersi in
funzione della modalità di giunzione delle pezze al
componente strutturale in esame:
Nel caso di danno da corrosione come ad esempio
esfoliazione o pitting di una struttura di lega di alluminio è
sempre necessario, dopo il blend out, eseguire un
trattamento superficiale mediante applicazione di un
primer protettivo (al quale segue la verniciatura finale). Se
la corrosione è particolarmente profonda e lo spessore del
pannello si riduce oltre i valori limite consentiti (riportati
sul manuale di riparazione) si deve provvedere a
rinforzare il pannello stesso applicandovi una pezza
opportuna.
○ riparazione con pezze chiodate;
○ riparazione con pezze incollate.
All’interno delle singole categorie è poi possibile
distinguere fra le tecniche di riparazione eseguibili sul
campo (Field level) e quelle che richiedono
necessariamente di trasportare il velivolo presso gli
stabilimenti preposti alla manutenzione dello stesso
(Depot level). Nel primo caso si tratta di interventi
realizzati direttamente sul velivolo, da personale non
altamente specializzato ed in assenza di attrezzature ed
impianti specifici. Si tratta di riparazioni di danni
minori e di lieve entità relativi a strutture secondarie o
terziarie oppure a parti non critiche di strutture
primarie. Questi interventi sono spesso provvisori (la
riparazione definitiva viene eseguita successivamente
presso gli stabilimenti) motivo per il quale è richiesto
che siano ad invasività quasi nulla ovvero che la zona
d’intervento sia il più possibile circoscritta all’area
danneggiata.
Nel caso di cricche di piccola dimensione è talvolta
consentito procedere alla riparazione mediante la semplice
esecuzione di un foro all’apice della cricca (stop drilling o
stop-hole). Questa procedura è da intendersi come una
riparazione provvisoria sia per la difficoltà di localizzare
esattamente l’apice della cricca sia, soprattutto, per la
concentrazione di sforzi associata alla cricca nella zona
circostante. Per ridurre questo problema si può introdurre
nel foro un inserto speciale che, espandendosi, introduce
uno stato di sforzo di compressione attorno al foro stesso.
Questa soluzione è efficace nell’ostacolare lo sviluppo di
un’ulteriore cricca ma è poco damage tolerant
nell’eventualità in cui la cricca dovesse nuclearsi. In tal
caso infatti lo stato di compressione tenderebbe a far
propagare la cricca in modo instabile e repentino.
Un’ultima suddivisione è quella basata sul materiale di
cui è costituita la parte danneggiata. Gli interventi su
componenti in composito differiscono ad esempio da
quelli su parti metalliche. Talvolta le procedure sono
analoghe e le differenze sono minime; in altri casi gli
interventi possono essere radicalmente diversi fin dalla
classificazione del danno. Prendendo ad esempio in
esame la tecnica di riparazione mediante applicazione
di pezze, una regola generale è quella secondo la quale
la pezza di riparazione debba essere realizzata dello
stesso materiale del componente da riparare. Ciò evita
problemi legati all’accoppiamento di materiali diversi
quali la nascita di tensioni interne dovute a coefficienti
di espansione termica differenti oppure la necessità di
effettuare particolari trattamenti superficiali per
Per componenti in composito i danni riparabili senza
applicazione di pezze sono in genere piccole
delaminazioni o danneggiamenti della matrice. La
procedura d’intervento consiste in questi casi in una
semplice iniezione di resina. La procedura può essere
sintetizzata nei seguenti punti:
1) Rimozione eventuale umidità;
2) Preriscaldamento del laminato;
3) Iniezione;
4) Polimerizzazione.
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Oltre ad essere compatibile con quella presente nel
composito, la resina iniettata deve possedere una
viscosità molto ridotta così da avere un potere di
penetrazione
molto
elevato.
La
fase
di
preriscaldamento del laminato ha a tal proposito la
funzione di favorire la penetrazione della resina
essendo la viscosità della stessa inversamente
proporzionale con la temperatura. La fase di
polimerizzazione consiste invece, come è noto,
nell’esecuzione di prestabiliti cicli di temperatura e di
pressione e richiede pertanto l’utilizzo di impianti e
attrezzature specifiche. Nel caso in cui la riparazione
venga effettuata direttamente sul velivolo questa fase è
spesso condotta con il solo ausilio del sacco da vuoto e
di opportune termocoperte (non vi è quindi l’azione
della pressione esterna). La Figura 60.5 mostra
l’adozione di una speciale coperta siliconica
contenente delle termoresistenze che si applica
direttamente sulla zona da riparare prima di effettuare
la chiusura del sacco. Generalmente questo tipo di
intervento si effettua esclusivamente su componenti in
composito a matrici termoindurenti essendo quelle
dotate di ottima fluidità (queste resine sono peraltro
quelle
maggiormente
impiegate
in
ambito
aerospaziale). Viceversa, l’iniezione è difficilmente
praticabile con le matrici termoplastiche (proprio a
causa della loro elevata viscosità) nel qual caso è
tuttavia praticabile la riparazione per fusione (che
sfrutta cioè la reversibilità del processo di
polimerizzazione). E’ importante infine evidenziare
che la riparazione mediante iniezione di resina non
viene mai eseguita per riparare difetti di produzione.
Eventuali delaminazioni sarebbero infatti indice della
presenza di inclusioni o vuoti oppure di una non
corretta compattazione del laminato e la loro
riparazione non escluderebbe la presenza di altre
difettosità.
accurato controllo con i CND per escludere
danneggiamenti più severi (soprattutto nel caso dei
laminati) la geometria originale del componente può
essere ripristinata mediante l’applicazione di un
riempitivo che è generalmente costituito da resina e fibre
di vetro discontinue (chopped).
60.3.2 Riparazioni con applicazione di pezze
Le riparazioni con applicazione di pezze sono effettuate
per danni minori sia su componenti metallici sia su
componenti in composito.
Nel caso di componenti metallici i manuali di riparazione
impongono generalmente l’utilizzo di pezze anch’esse
metalliche unite al componente mediante rivettatura o
bullonatura. La procedura può essere riassunta nei punti
seguenti:
1) Asportazione della zona danneggiata;
2) Esecuzione del pattern di foratura;
3) Trattamento superficiale dell’area circostante la zona
danneggiata;
4) Applicazione sigillante;
5) Installazione pezza;
6) Esecuzione giunzione.
Le modalità di asportazione della zona danneggiata
dipendono dal tipo di danno e soprattutto dalla profondità
dello stesso. Nel caso di cricche si procede mediante cutout, ovvero rimozione completa della parte del
componente interessata dal danno; nel caso di corrosione è
spesso possibile effettuare una rimozione parziale, ovvero
l’asportazione del solo materiale effettivamente
danneggiato. La foratura spesso viene eseguita
manualmente dotandosi di opportune maschere per
facilitare l’operazione. I trattamenti superficiali quali
l’applicazione di primer così come l’applicazione del
sigillante hanno azioni protettive, soprattutto dagli effetti
ambientali, e vengono pertanto eseguiti solo se necessario
(ad esempio su parti esterne).
Una procedura analoga a questa viene eseguita anche su
parti in composito. In tal caso i passi principali sono:
1) Asportazione zona danneggiata;
2) Preparazione superficiale;
3) Incollaggio.
La principale differenza rispetto alle tecniche di
riparazione di parti metalliche risiede, come già spiegato
pocanzi, nella modalità di applicazione della pezza che in
questo caso viene incollata. Ciò che richiede, dopo
l’asportazione della zona danneggiata (mediante utensili
per compositi, carburo di tungsteno), un’adeguata
preparazione superficiale dell’area interessata alla
riparazione così da favorire l’azione dell’adesivo. Di
norma sulla parte viene eseguita una leggera sabbiatura o
in alternativa una più semplice abrasione. Per
l’incollaggio si usano film adesivi tenacizzati ad alta
Figura 60.5 – Sacco da vuoto per riparazioni di parti in
composito effettuate direttamente sul velivolo.
Un altro tipico danno che può interessare sia
componenti in metallo sia componenti in composito e
che può entro certi limiti essere riparato senza
l’applicazione di pezze è quello provocato da impatti
accidentali di piccola energia. Si tratta per lo più di
piccole ammaccature e indentazioni che non
comportano la degradazione delle proprietà
meccaniche del componente. In tal caso, previo
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temperatura la cui polimerizzazione viene eseguita
seguendo le stesse modalità ed attrezzature indicate nel
paragrafo precedente. Questa procedura d’intervento è
molto semplice e per questo è ampliamente utilizzata
soprattutto nelle riparazioni sul campo; se eseguita
correttamente essa è in grado di ripristinare all’incirca
il 70% della resistenza del laminato integro.
Generalmente vengono riparati in questo modo
laminati con spessore inferiore ai 2mm. Le pezze
vengono sempre rastremate ai bordi così da evitare
forti discontinuità geometriche che causerebbero
pericolose intensificazioni di sforzo. In particolare,
l’applicazione della pezza esternamente al componente
comporta la nascita di un carico eccentrico con
conseguente flessione della pezza e generazione
nell’adesivo e nel composito di elevati sforzi di taglio
e di peeling, analogamente a quanto avviene nelle
giunzioni a singola sovrapposizione. La rastremazione
della pezza consente di limitare l’entità di tale stato di
sollecitazione.
sufficientemente piccolo, circa 3° per pezze di
spessore di 1mm);
• abbia rigidezza e coefficiente di dilatazione termica
uguali a al componente da riparare;
• ricopra completamente l’area danneggiata asportata
nella parte non rastremata.
Con queste assunzioni ed ipotizzando un’idealizzazione
elasto-perfettamente plastica della curva sforzo
deformazione dell’adesivo, il massimo carico trasferibile
dalla giunzione per unità di larghezza P può essere
ottenuto dalla seguente formula:
12
⎡
⎛1
⎞ ⎤
P = 2 ⎢ητ p ⎜ γ e + γ p ⎟ Et ⎥
⎝2
⎠ ⎦
⎣
dove:
τp sforzo di snervamento effettivo dell’adesivo;
γe deformazione elastica corrispondente al punto di
snervamento;
γp deformazione plastica a rottura
η spessore dell’adesivo;
t spessore della pezza (assunto uguale a quello del
componente da riparare);
E modulo elastico della pezza (e del componente da
riparare).
Figura 60.6 – Schema di riparazione di componente in
composito mediante incollaggio di pezza in composito
rastremata sovrapposta alla zona danneggiata.
Determinato attraverso la formula lo spessore necessario
per la pezza, per la determinazione della lunghezza di
sovrapposizione L è necessario calcolare prima il carico
limite ammissibile per unità di larghezza della pezza
stessa Pu che può essere espresso come
Come mostrato dalla Figura 60.6 la zona del laminato
danneggiata e asportata viene solitamente riempita
mediante opportuno filler.
Pu = Eε u t
Il dimensionamento delle pezze, siano esse metalliche
siano esse di composito, dipende principalmente dal
livello di resistenza e rigidezza che deve essere
ripristinato e dalla modalità di installazione. In
particolare le dimensioni in pianta dipendono dall’area
di sovrapposizione necessaria all’esecuzione di una
corretta giunzione della pezza al componente; il
corretto dimensionamento viene infatti eseguito
adottando i principi di progettazione della tipologia di
giunzione in esame. Rimandando ai paragrafi
successivi il dimensionamento di pezze metalliche
chiodate, di seguito viene riportata la procedura per il
dimensionamento di una pezza in composito incollata.
dove:
εu deformazione massima ammissibile per il composito.
La lunghezza di sovrapposizione L del giunto (escludendo
la zona rastremata della pezza) si ottiene infine da:
L=
Pu
τp
+
2
⋅K
(2G ηEt )1 2
dove:
G modullo elasticità tangenziale dell’adesivo;
K coefficiente di sicurezza.
Ipotizzando di trascurare gli effetti della flessione
(dovuti al carico eccentrico) questo caso può essere
modellato come la metà di una giunzione a doppio
coprigiunto. Si assume in genere che la pezza soddisfi
ai seguenti requisiti:
Generalmente si usano valori di K elevati così da ottenere
sovrapposizioni ampliamente sovradimensionate per tener
conto di eventuali difetti introdotti durante l’esecuzione
della riparazione oppure di eventuali danni da fatica.
Le pezze così dimensionate possono essere prodotte per
formatura in autoclave (ed incollate a posteriori) oppure
possono essere realizzate in loco laminando gli strati
direttamente sulla parte da riparare. Il primo modo è
quello che consente di conferire le caratteristiche
• sia dotata di rastremazione in modo tale da
minimizzare i picchi di sforzo a taglio e a peeling
(l’angolo
di
rastremazione
deve
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
meccaniche migliori alla pezza ma può evidenziare
problemi nella successiva fase di installazione in
quanto è difficile ottenere il profilo esatto della parte
danneggiata. Viceversa la laminazione in loco del
preimpregnato risolve questo problema a discapito
però delle prestazioni meccaniche. E’ chiaro infatti che
questo modo di operare comporta difficoltà sia nella
stesura delle lamine (che è resa meno agevole) sia
soprattutto nella fase di polimerizzazione (per la
difficoltà di applicare una pressione esterna che
migliori la compattazione). Una soluzione efficace è la
suddivisione delle lamine che costituiscono la pezza in
un certo numero di sub-laminati che vengono
polimerizzati a parte e successivamente sovrapposti
sulla parte da riparare interponendo strati di adesivo.
In questo modo è possibile far aderire perfettamente i
sub laminati al profilo del componente senza far
nascere elevate tensioni interne. Per quanto riguarda le
sequenze di laminazione delle pezze, l’optimum è
replicare le sequenze originali dei componenti in
esame. Pur tuttavia questa soluzione diventa
difficilmente praticabile soprattutto per laminazioni
eseguite in loco. In questi casi si progettano sequenze
quasi isotrope, che riducono la pericolosità di errori di
posizionamento, spesso utilizzando tessuti (più
maneggevoli e drappabili) al posto di lamine di UD. In
genere questo comporta la realizzazione di pezze più
spesse. L’utilizzo di pezze di tessuto laminate
direttamente sulla parte da riparare è una procedura
molto praticata nelle riparazioni a umido (wet lay-up).
Si tratta per lo più di riparazioni di parti secondarie
non soggette a sollecitazioni particolarmente elevate.
pezze esterne a sottolineare che essa implica una
variazione della geometria della parte riparata; in
particolare si ottiene sempre un aumento considerevole
dello spessore (al minimo raddoppia). A differenza dei
metalli, con i compositi è possibile applicare le pezze con
una modalità differente basata sulle tecniche di giunzione
a bisello. Una riparazione di questo tipo è denominata
riparazione con pezze a bisello (o riparazione SCARF) ed
è applicata per la riparazione di componenti aventi
spessore compreso fra i 2mm e gli 8mm.
Come si può vedere in Figura 60.8 questo tipo di
riparazione consente di minimizzare l’aumento di
spessore. La rastremazione della pezza può essere
realizzata direttamente sovrapponendo lamine con
lunghezze a scalare. Oltre alla giunzione a semplice
bisello è possibile adottare altre configurazioni di
giunzioni simili quali quella a doppio bisello o quella a
gradini (Figura 60.8). La principale caratteristica di
queste tipologie di giunzione è quella di consentire una
distribuzione uniforme dello sforzo di taglio nell’adesivo
nonché la nascita di sforzi di peeling ridotti grazie
all’assenza di eccentricità nella condizione di carico.
A differenza di quelle in composito, le pezze
metalliche non comportano in genere difficoltà di
realizzazione particolari. Esse possono essere formate
direttamente durante l’installazione (nel caso di forme
particolarmente semplici in cui è ammessa la nascita di
lievi tensioni interne) oppure in una fase precedente
mediante deformazione plastica. Talvolta esse
vengono utilizzate anche per la riparazione di
componenti in composito. In tal caso le pezze sono
costituite da un multistrato ottenuto sovrapponendo
sottili lamiere di lega di Titanio interposte con film di
adesivo. Solitamente tra il componente da riparare ed
il primo strato metallico della pezza viene posizionata
una lamina di tessuto in fibra di vetro al fine di ridurre
la rigidezza a taglio della zona di giunzione e ivi
diminuire le concentrazioni di sforzo. Il principale
vantaggio di utilizzare fogli di lega è legato
all’isotropia del materiale che non richiede il controllo
dell’orientazione dei fogli durante la fase di
laminazione. Di contro è necessario trattare
superficialmente i fogli (sabbiatura ed applicazione di
un primer) prima di effettuare l’incollaggio.
Figura 60.7 – Tecnica di riparazione a bisello (SCARF).
Di contro l’esecuzione di riparazioni SCARF è più
difficoltosa e richiede tempi più lunghi rispetto alla
tecnica vista in precedenza motivi per i quali è una tecnica
che non si presta ad essere praticata sul campo.
Un altro svantaggio, soprattutto per la pezza a singolo
bisello, è quello di comportare la rimozione di una estesa
quantità di materiale non danneggiato per consentire
l’esecuzione di angoli di rastremazione adeguati. La
realizzazione di queste pezze avviene effettuando la
laminazione del preimpregnato direttamente nella sede
ricavata nel componente danneggiato e riproducendo la
medesima sequenza di laminazione. La polimerizzazione
avviene mediante cocuring con il ciclo dell’adesivo
(utilizzato per evitare problemi di accoppiamento pezzacomponente).
La tecnica di riparazione descritta finora essendo
basata sull’applicazione di pezze sovrapposte alla parte
danneggiata è spesso denominata riparazione con
Sebbene nel caso dei compositi l’applicazione mediante
incollaggio di pezze di riparazione anch’esse in composito
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
sia il metodo più efficiente e che più di ogni altro
riduce la possibilità di causare successivi
danneggiamenti, in taluni casi è necessario procedere
all’installazione mediante bullonatura di pezze
metalliche. E’ la procedura seguita ad esempio per
riparazioni sul campo di laminati con spessore molto
elevato (8-25mm) in cui gli sforzi di taglio in gioco
non consentono l’applicazione di pezze esterne
incollate ed allo stesso tempo la complessità intrinseca
della riparazione SCARF ne preclude l’utilizzo per
spessori così elevati.
di delaminazioni preesistenti (o di prevenirne la
nucleazione di nuove) grazie all’azione benefica della
pressione di serraggio. Le pezze ed i bulloni sono
generalmente in lega di titanio così da evitare fenomeni di
corrosione galvanica nel caso in cui il laminato in
composito sia realizzato in fibra di carbonio.
60.3.3 Pezze chiodate e pezze incollate a confronto
Benché l’installazione di pezze di riparazione su
componenti metallici avvenga generalmente mediante
chiodatura, tale modalità di installazione è meno efficiente
rispetto all’incollaggio. Ciò può essere evidenziato
confrontando i due schemi riportati in Figura 60.10 in cui
la riparazione mediante pezza, sia chiodata sia incollata, è
modellata come l’equivalente giunzione a semplice
sovrapposizione (o a singolo coprigiunto). Nella
giunzione meccanica il carico è trasferito tra gli elementi
di giunzione esercitando principalmente uno stato di
compressione in corrispondenza dei bordi interni dei fori
di giunzione che crea elevate concentrazioni locali di
sforzo. Una più piccola componente del carico è poi
trasmessa a taglio per attrito tra le facce a contatto degli
aderendi. Questa componente è funzione della pressione
di serraggio esercitata dalla chiodatura. Le giunzioni
meccaniche, per come sono realizzate, sono generalmente
abbastanza cedevoli o flessibili. Tale comportamento, che
può essere modellato con una molla di lunghezza elevata,
è determinato da una serie di ragioni fra cui:
Figura 60.8 – Tipologie di giunzioni SCARF.
La Figura 60.9 illustra la procedura di esecuzione di
una riparazione di questo tipo: essa è relativamente
semplice da eseguire, non richiede personale altamente
specializzato e non sono necessarie attrezzature
particolarmente complesse.
• la necessità di mantenere una certa distanza tra i fori e
d il bordo libero degli aderendi, il che si traduce
nell’avere un’area non direttamente vincolata
abbastanza estesa (ad esempio l’area circostante il
danno);
• la necessità di avere tolleranze non troppo ridotte nelle
dimensioni dei fori di giunzione al fine di favorire
l’introduzione dei rivetti;
• le concentrazioni locali di sforzo in corrispondenza dei
fori che comportano spostamenti locali elevati;
• La capacità di trasmissione del carico per attrito può
diminuire sotto l’azione di carichi ciclici per la
riduzione del coefficiente di attrito.
A causa della sua relativa ridotta efficienza la riparazione
mediante pezza chiodata è una tecnica che viene in genere
progettata per ripristinare la resistenza statica. Il suo
comportamento a fatica risente infatti della facilità con cui
eventuali cricche possono enuclearsi anche per carichi di
modesta entità a partire dalle zone dei fori.
Figura 60.9 – Procedura di riparazione mediante pezze
in composito bullonate.
Viceversa, nella riparazione mediante pezze incollate il
carico è trasferito per taglio attraverso tutta la superficie di
sovrapposizione degli aderendi. Anche la superficie in
prossimità del danno collabora alla giunzione e ciò si
traduce in una intrinseca superiore rigidezza rispetto al
giunto meccanico nonostante le modeste caratteristiche
meccaniche dell’adesivo. Tale riparazione può essere
modellata come una molla corta applicata in prossimità
L’applicazione della pezza mediante bullonatura
riproduce le condizioni di una giunzione chiodata a
singolo coprigiunto. Le concentrazioni di sforzo
associate ai carichi di bearing nell’intorno dei fori di
giunzione in genere non creano particolari problemi
nel laminato in composito; la bullonatura ha peraltro il
vantaggio di ostacolare nel composito la propagazione
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
• l’eccellente formabilità dei compositi permette di
mantenere contenuti i costi di produzione di pezze con
forme anche complesse.
del danno. La lunghezza della sovrapposizione incide
in questo caso fortemente sulle caratteristiche della
giunzione: più la zona è amplia e minore sarà la
rigidezza del giunto. Tale lunghezza deve inoltre
aumentare in funzione dello spessore dello strato di
adesivo utilizzato.
Un ulteriore vantaggio dei compositi è la semplicità delle
operazioni preparatorie all’applicazione della pezza.
Generalmente le pezze in composito vengono installate
mediante incollaggio ed il trattamento superficiale delle
parti è decisamente più semplice e rapido. Inoltre, le pezze
hanno già la finitura superficiale idonea (conferita alla
stessa dall’utilizzo del peel-ply in fase di produzione).
Le ragioni per cui, nonostante tutto ciò, sia ancora
prevalentemente utilizzata la tecnica della riparazione
mediante chiodatura sono principalmente legate alla
tendenza dell’industria aeronautica ad essere, nel
campo delle riparazioni, piuttosto conservativi oltre
che ad una certa diffidenza che ancora permane nei
confronti delle resine e degli incollaggi in genere.
Per tutti i vantaggi qui evidenziati, l’impiego delle pezze
in composito è in costante aumento anche per la
riparazione di parti metalliche. Il principale inconveniente
è in questo caso legato alla possibile nascita di tensioni
interne dovute ai differenti coefficienti di dilatazione
termica dei materiali impiegati (fibre di carbonio piuttosto
che fibre di vetro, leghe di alluminio piuttosto che di
Titanio).
(a)
60.3.5 Riparazione di pannelli sandwich
Analogamente a quanto visto per i pannelli solidi, anche le
tecniche di riparazione dei pannelli sandwich, siano essi
pannelli con skin in composito e nido d’ape in honeycomb
oppure pannelli interamente metallici, differiscono a
seconda dell’entità del danno da riparare. In particolare è
possibile individuare quattro classi di riparazione:
• Classe 1: Riparazione da erosione superficiale;
(b)
• Classe 2: Riparazione da danno su una singola pelle;
Figura 60.10 – Modelli di riparazione mediante pezza
chiodata (a) ed incollata (b).
• Classe 3: Riparazione da danno su entrambe le pelli e
core;
• Classe 4: Sostituzione componente.
60.3.4
Pezze in composito e pezze metalliche a
confronto
Sfruttando le caratteristiche peculiari dei materiali
compositi, l’applicazione di pezze in composito
incollate
permette
di
ottenere
riparazioni
complessivamente più efficienti. In particolare:
Appartengono alla classe 1 tutti quei danni di lieve entità
che rimangono confinati ad una sola delle due skin del
sandwich e che non riducono le proprietà meccaniche del
pannello. Questi danni e le relative tecniche di riparazione
sono gli stessi visti nel paragrafo 60.3.1.
• l’elevata direzionalità delle caratteristiche di
rigidezza permette l’utilizzo di pezze più sottili
(importante
per
riparazioni
esterne)
e
l’applicazione di rinforzi solamente nelle direzioni
desiderate;
La classe 2 identifica la riparazione di un danno che
interessa solamente una delle due skin e che,
apparentemente, non è propagato nel core. Per motivi di
sicurezza in tal caso si provvede alla rimozione oltre che
della parte di skin danneggiata anche della parte del core
adiacente ad essa. Il core, che può essere asportato
mediante l’utilizzo di apposite frese o utensili da taglio,
viene sostituito con un riempitivo o con pelli di
preimpregnato in fibra di vetro oppure anche con del nido
d’ape che viene fissato attraverso adesivi appositamente
formulati per i pannelli sandwich. La skin viene riparata
mediante l’applicazione di una pezza incollata che può
essere sia una pezza esterna sia una pezza SCARF. Anche
in questo caso le procedure di realizzazione della pezza
sono analoghe a quelle già viste nel paragrafo 60.3.2.
• l’elevata deformazione a rottura e l’ottimo
comportamento a fatica minimizza i pericoli di
rottura della pezza anche in corrispondenza di
livelli di deformazione elevati nel componente
metallico;
• la bassa densità e quindi il minor peso della
riparazione costituisce un vantaggio importante per
componenti quali le superfici di controllo in cui è
richiesto di evitare modifiche sostanziali al
bilanciamento del componente stesso.
La riparazione di classe 3 è relativa a danni che sono
propagati attraverso tutto lo spessore del sandwich, e
quindi interessano sia il core che entrambe le skin, ma che
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hanno un’estensione abbastanza limitata. La procedura
prevede in tal caso la rimozione della zona
danneggiata attraverso l’asportazione di un disco
circolare o ellittico di sandwich completo. Il pannello
può essere ripristinato posizionando un inserto in nido
d’ape (opportunamente vincolato mediante giunzione
splice incollata con il core adiacente) ed applicando
delle pezze esterne su entrambe le facce (Figura
60.11-b). Se non si ha la doppia accessibilità oppure
nel caso in cui si debba preservare la funzione
aerodinamica di una delle due facce del sandwich è
possibile posizionare una delle due pezze internamente
(Figura 60.11-c).
incollaggio e non più, come per i pannelli solidi, mediante
chiodatura. Una differenza che è utile sottolineare è
relativa alla riparazione dei nidi d’ape metallici. A
differenza dell’honeycomb è possibile eseguire delle
brasature o delle saldature per unire ad esempio gli inserti
con il nido d’ape pre-esistente.
60.4 Esempio di riparazione di pannelli di
rivestimento alare del Boeing DC 10-10
L
e tipologie di danno contemplate nel manuale di
riparazione del velivolo DC10-10 relativamente ai
pannelli di rivestimento alare (pannelli metallici) sono
sostanzialmente riconducibili a quattro categorie:
La classe 4 infine è quella che prevede la sostituzione
di una zona di sandwich particolarmente estesa.
• graffi, intagli, tacche (rispettivamente scratches,
gouges, nicks)
• ammaccature (dents)
• cricche (cracks)
• corrosione (corrosion)
In particolare nei pannelli della zona dell’intradosso alare
possono occorrere tutte e quattro queste tipologie. Se
graffi, cricche e corrosione sono comunemente presenti
sui pannelli di rivestimento dell’intero velivolo,
l’intradosso alare è infatti una delle poche zone in cui
sono frequenti danni da ammaccatura causati dai detriti
sollevati dal carrello principale del velivolo durante le fasi
di decollo e atterraggio.
(a)
Di seguito è presentato un esploso dell’ala del velivolo in
cui vengono evidenziate le principali componenti della
struttura alare (Figura 60.12). Con riferimento a Vol I 5700-00 pg3 è possibile indicare la posizione del carrello
principale rispetto al “wing station diagram”: FUS STA
1441, XCW 208.
I pannelli di intradosso alare che possono essere soggetti
ad ammaccatura sono compresi tra le stazioni XCW 118
(zona di raccordo tra outer wing box e center wing box) e
XCW 332 (dove si trova il pilone della gondola motore).
Particolarmente critici sono quelli situati nella zona di
intersezione tra inner rear spar e cassone alare centrale
(stazioni XORS 154.81) e nella zona di intersezione tra
inner rear spar ed asse del pilone (XORS 385.5014).
(b)
Tali pannelli sono indicati nel Vol III 51-20-00 pg11 fig2
sheet1 ed appartengono a cinque componenti alari
distinte:
(c)
• outer wing box
Figura 60.11 – Procedura di riparazione di pannelli
sandwich: riparazione di classe 2 (a) e riparazione di
classe 3 mediante pezze esterne applicate su entrambe le
facce (b) e mediante l’applicazione di una singola pezza
esterna e di una pezza interna.
• inboard trailing edge
• inboard flap vane
• inboard aileron
• inboard flap
E’ importante sottolineare come per i sandwich le
modalità di riparazione siano essenzialmente le stesse
sia che essi siano interamente metallici sia che essi
siano realizzati in materiale composito. In particolare
anche le pezze metalliche vengono installate mediante
60.4.1 Analisi delle singole componenti
Con riferimento alla Figura 60.13 si possono esaminare le
caratteristiche di tali cinque componenti.
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Figura 60.12 – Esploso dell’ala del Boeing DC-10.
Outer wing box
Inboard trailing edge
Inboard flap vane
Inboard aileron
Inboard flap
Figura 60.13 – Pannelli di intradosso alare frequentemente soggetti a tutte e quattro le tipologie di danno contemplate nel manuale
SRM.
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• Per graffi appartenenti al primo ed al terzo quadrante
(zona non ombreggiata) la profondità massima risulta
pari a 0.20t;
Outer wing box
La maggior parte dei pannelli che costituiscono il
rivestimento del ventre sono in Al 2024-T351; è
inoltre presente un doubler nella zona del carrello
principale in Al 7075-T651. Tale doubler ha spessore
1inch mentre i pannelli hanno spessore variabile, come
evidenziato in Vol III 51-20-00 fig2 sheet1.
• Per graffi appertenenti al secondo ed al quarto
quadrante (zona ombreggiata) la profondità massima
risulta essere di 0.10t;
Graffi, intagli e tacche le cui dimensioni eccedono i limiti
sopra indicati vanno trattati come se fossero cricche.
L’andamento degli spessori a XORS fissata è
deducibile da Vol III 51-20-00 fig3 sheet1,2,3,4,5. Lo
spessore medio è pari a 0.317 inches (circa 8mm).
Inboard trailing edge
(Vol III 57-32-01)
I pannelli in tale zona sono in Al Clad 7075-T6. Lo
spessore è costante, pari a 0.016inch (circa 0.4mm).
Inboard flap vane (Vol III 57-53-01)
Questo elemento è realizzato con struttura a nido
d’ape, core in Al 3/16 HEX, skin in Al Clad 7075-T6
di spessore 0.016inch (circa 0.4mm).
Inboard aileron (Vol III 57-51-01)
Il rivestimento è in Al Clad 2024-T3, lo spessore di
0.020inch (circa 0.5mm).
Inboard flap
(Vol III 57-52-01)
I pannelli di questo componente sono realizzati in Al
Clad 2024-T3; per quanto riguarda gli spessori è
possibile distinguere tre zone:
• leading edge zone, spessore 0.04inch (circa 1mm);
• central zone, spessore 0.05inch (circa 1.3 mm);
Figura 60.14 – Inboard flap in completa estensione.
• trailing edge zone, spessore 0.04inch (circa 1mm).
Si prenda ora in esame la riparazione di pannelli di
rivestimento dell’intradosso alare appartenenti alla
leading edge zone dell’inboard flap (vedi Figura 60.14
e Figura 60.15). Questa zona è delimitata dal bordo
d’attacco del flap e dal longherone anteriore; più
precisamente essa è compresa tra le stazioni YIFH -10
ed YIFH 8.
60.4.2 Tipologie di danno e limiti di riparabilità
A seconda della zona in cui va eseguito l’intervento,
l’S.R.M. indica i limiti di riparabilità per ciascuna
delle quattro categorie di danno precedentemente
introdotte.
60.4.2.1
Graffi, tacche, intagli (Vol I
57.00.01
pg5)
Detto t lo spessore della lamiera danneggiata, la
lunghezza massima riparabile di un graffio risulta
essere pari a 50t.
La profondità massima considerata riparabile varia a
seconda dell’orientazione del danno rispetto alla
direzione individuata dal longherone.
Figura 60.15 – Vicinanza dell’inboard flap con il
carrello principale.
Con riferimento alla Figura 60.16:
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○ Classe-B: distanza minima tra due ammaccature:
1ft;
- profondità massima: 0.064inch<D<0.100inch;
- diametro minimo: L = 15D;
○ Classe-C: distanza minima tra due ammaccature:
10ft
- profondità massima 0.100inch<D< 0.250inch;
- diametro minimo L = 15D.
Figura 60.18 –Schema di un’ammaccatura.
Figura 60.16 –Limiti di riparabilità per graffi, intagli,
tacche.
La profondità massima di una ammaccatura affinché possa
essere considerata riparabile è pari a 0.250inch.
60.4.2.2 Ammaccature (Vol II 51.80.01 pg1)
Per l’inboard flap ci si riferisce alle sezioni 57.00.00
fig48 e 57.00.01 fig1B del primo volume dell’S.R.M.
60.4.2.3 Cricche
(Vol I 57.00.01 pg12)
Per pannelli in lega di alluminio di spessore compreso tra
0.032inch e 0.090inch (approssimativamente tra 0.8mm e
2.3mm) eventuali cricche presenti risultano essere
“riparabili” a condizione che la loro lunghezza non ecceda
la misura di 5inch (circa 127mm).
60.4.2.4 Corrosione
(Vol I 57.00.01 pg5 fig1A)
Il manuale di riparazione strutturale non riporta alcuna
procedura di intervento specifica per il rivestimento
inferiore dell’inboard flap; ci si riferisce pertanto alle
pagine relative alle riparazioni generiche.
Le caratteristiche di una zona corrosa possono essere
ripristinate eseguendo un blend out dal raggio minimo di
1inch per poi ristabilire la planarità mediante l’utilizzo di
un riempitivo, purché il materiale da asportare non abbia
raggiunto una profondità superiore al 20% dello spessore
del pannello. Qualora questo accadesse si applica la
procedura di riparazione relativa alle cricche.
Figura 60.17 –Zone di suddivisione dell’inboard flap per
il danno da ammaccatura.
Relativamente a questa tipologia di danno presente sul
lower skin dell’inboard flap vanno distinte due zone:
• central box e trailing edge
Ammaccature in tali settori, che non prevedono
rivetti spezzati oppure mancanti, sono da ritenersi
strutturalmente accettabili; è prevista una
ispezione visiva periodica per scongiurare
l’eventuale formazione di cricche.
• leading edge
In base alla distribuzione delle eventuali
ammaccature sulla superficie si distinguono tre
classi di danno:
○ Classe-A: qualsiasi distribuzione geometrica;
-profondità massima: D = 0.064inch;
Figura 60.19 –Schema di un danno da corrosione.
- diametro minimo: L = 20D;
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
○ il raggio di raccordo tra i lati del rettangolo
60.4.3 Modalità di riparazione
Introdotte le diverse tipologie di danno ed i relativi
limiti di riparabilità, in questo paragrafo sono illustrati
i corrispondenti interventi convenzionali di riparazione
riportati dall’SRM.
○ la distanza tra i lati del cut-out e l’asse del foro di
alloggiamento del fastener appartenente alla fila
interna della chiodatura
Eseguito il cut-out si procede all’applicazione della
pezza. Il manuale impone l’utilizzo di pezze dello
stesso materiale e del medesimo spessore del pannello
oggetto della riparazione. Al più consentito aumentare
di e avente spessore uguale o al più superiore rispetto
al
60.4.3.1 Graffi: riparazione convenzionale
Graffi che non penetrano lo strato clad del pannello
non richiedono alcun tipo di intervento.
Qualora il danno attraversi completamente lo strato
protettivo e si estenda fino ad una profondità massima
pari al 20% dello spessore della lamina (30% nel caso
in cui non ci si trovasse in prossimità di un
longherone: si veda la Figura 60.16) è sufficiente
asportare mediante abrasione una piccola parte di
materiale, in modo da eliminare eventuali spigoli vivi
che potrebbero dar luogo alla nucleazione di cricche.
Durante tale procedura di blend-out va prestata
particolare attenzione nel preservare il pezzo da
eventuale corrosione (Vol II 51.00.00); inoltre, a
blend-out ultimato, i pannelli riparati vanno soggetti ad
un trattamento superficiale di pallinatura (shotpeening) (Vol I 57.00.01).
La riparazione prevede dunque sempre l’applicazione di
un repair doubler che copra la zona danneggiata. Esso
deve essere realizzato dello stesso materiale e dello stesso
spessore del pannello oggetto della riparazione. Nel caso
specifico, è consentito l’utilizzo di pezze con spessori
superiori fino ad un massimo di 1,8mm (i pannelli
dell’inboard flap sono spessi 1mm). Le pezze devono
essere installate mediante rivettatura previa applicazione
di un opportuno sigillante.
60.4.3.4 Corrosione: riparazione convenzionale
Qualora il danno resti compreso nei limiti
precedentemente indicati, l’intervento di riparazione
risulta essere del tutto analogo a quello descritto per
graffi, intagli, tacche.
Graffi e tacche che raggiungano profondità superiore
al 20%-30% dello spessore complessivo del pannello,
o che presentino una lunghezza superiore a 50 volte lo
spessore stesso, vanno trattati come se fossero cricche.
Se la zona interessata da corrosione eccede tali limiti, la
riparazione va eseguita come se si trattasse di una cricca.
60.4.3.2 Ammaccature: riparazione convenzionale
Qualora il danno resti compreso nei limiti
precedentemente indicati, l’intervento di riparazione
risulta essere del tutto analogo a quello ora descritto
per graffi, intagli, tacche.
La rimozione (blend out)della parte danneggiata può
essere effettuata nei seguenti modi:
• Attacco chimico: vengono usati degli acidi sulla zona
corrosa per un adeguato periodo di tempo,facendo
attenzione ovviamente a proteggere tutte le zone
circostanti;
Se l’ammaccatura eccede tali limiti, la riparazione va
eseguita come se si trattasse di una cricca.
• Carteggiatura a mano: mediante carta abrasiva
all’ossido di alluminio oppure lana d’alluminio
imbevuta di kerosene; per corrosioni lievi e
superficiali;
60.4.3.3 Cricche: riparazione convenzionale
Dopo aver ricordato come una cricca sia considerata
riparabile solo nel caso in cui non superi una
lunghezza di 5inch, è possibile eseguire due differenti
tipi di intervento:
• Smerigliatura: il metodo più diffuso, mediante
smerigliatrici (a 20000rpm);
• Riparazione mediante stop-holes: si realizzano
degli stop-holes del diametro di 0.250inch (6.4
mm) alle estremità della cricca in questione, quindi
si procede all’installazione di una pezza
opportunamente dimensionata (repair doubler).
Questa procedura viene seguita in genere solo per
la riparazione di componenti prodotti per
estrusione.
• Sabbiatura : per pezzi piccoli facilmente smontabili.
In conclusione, l’applicazione di un repair doubler sul
rivestimento del pannello danneggiato è una procedura
richiesta nel caso in cui il danno in questione sia una
cricca oppure nel caso in cui le dimensioni delle restanti
tipologie di difetto eccedono i limiti di riparabilità
presentati in precedenza.
• Riparazione mediante cut-out: si asporta
completamente la parte di pannello danneggiata,
eseguendo un taglio che può essere in alternativa
rettangolare o circolare. Nel primo caso è
necessario adottare una serie di restrizioni (in base
a quanto indicato in Vol I 57.00.01 fig4 pg12)
riguardanti:
60.4.4 Progettazione del repair doubler
Essendo nel caso in esame già imposto il materiale da
utilizzare per la pezza e la modalità di installazione della
stessa, la fase di progettazione richiede essenzialmente di
definire:
• le dimensioni geometriche della pezza, ovvero il suo
spessore e le dimensioni in pianta;
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
• il pattern di chiodatura, ovvero il numero ed il tipo
di rivetti e la sua distribuzione.
rispettivamente la dimensione longitudinale e
quella trasversale della zona asportata.
Questi due aspetti sono fortemente dipendenti l’un con
l’altro: infatti per la determinazione del numero di
rivetti necessario si deve conoscere lo spessore degli
elementi da unire (quindi anche lo spessore della
pezza) mentre le dimensioni in pianta della pezza
dipendono ovviamente dal numero di rivetti e dalla sua
distribuzione; infine la disegnazione del pattern di
foratura non può prescindere dalla forma del danno (o
del cut-out effettuato) e dalla forma della pezza stessa.
Il procedimento generale può essere sintetizzato nei
seguenti punti:
• Lo sforzo a rottura del materiale FTU si ricava dalle
“F.A.A. approved material specifications”, oppure dal
“F.A.A. approved handbook” MIL-HDBK-5B (in Vol
I 51.00.01 pg7 fig1A del manuale è riportata una
tabella con gli FTU caratteristici dei materiali più
comunemente utilizzati);
• Il carico a taglio ammissibile dei rivetti è funzione del
modello impiegato e del relativo materiale. Viene qui
di seguito riportata la procedura per l’identificazione
di tale valore:
○ si specifica il tipo di fastener adottato, solitamente
analogo a quelli già presenti nella zona da riparare;
1) Determinazione dello spessore della pezza;
2) Scelta del tipo di rivetti;
○ noto il relativo “part number”, dalla tabella Vol-I51-1.00.01-pg1-fig2 si ricava la figura di
riferimento a seconda del tipo di materiale che si
deve riparare;
3) Determinazione del numero di rivetti;
4) Determinazione delle dimensioni in pianta della
pezza.
○ dalla figura di riferimento in questione, noto lo
spessore della lamina da riparare ed il diametro
nominale del fastener, si ricava il valore di Pa da
inserire nella formula.
Come già accennato, lo spessore della pezza deve
essere stabilito entro un range imposto dal manuale in
funzione dello spessore del componente da riparare.
Analogamente per la scelta del tipo di rivetti si deve
operare la selezione tra quelli proposti. Per la
determinazione del numero di rivetti atto a garantire il
trasferimento di carico dal pannello danneggiato al
doubler è necessario invece applicare la formula
seguente:
N=
Determinato il numero totale di rivetti necessari, la
geometria in pianta della pezza viene definita
soddisfacendo le seguenti prescrizioni relative al pattern di
foratura che deve essere realizzato per l’alloggiamento dei
ribattini:
• i rivetti vanno disposti almeno su due file;
t ⋅ w ⋅ F TU ⋅ 1.15
Pa
• il passo della chiodatura p deve essere entro il range
seguente
dove:
4D +
N = numero di rivetti richiesti da ciascun lato del
danno;
1
1
inch < p < 6 D + inch
16
16
dove D rappresenta il diametro nominale del foro di
alloggiamento del rivetto;
t = spessore del pannello danneggiato;
w = lunghezza di riferimento del danno;
• la distanza z tra fastener e bordo libero della lamiera
deve essere
FTU = sforzo massimo a rottura del materiale utilizzato
per il pannello di rivestimento del velivolo;
Pa = carico a taglio ammissibile per il tipo di rivetto
utilizzato nella giunzione.
z > 2D +
Si sottolinea inoltre che:
1
inch
16
• il pattern di chiodatura deve essere quanto più
possibile regolare; ciò implica l’aggiunta di fasteners
qualora questo non si verifichi.
• N è riferito a ciascun lato del danno ovvero il
numero totale è pari a NTOT = 2 * N;
• la lunghezza w da prendere come riferimento
dipende dalla tecnica di asportazione della zona
danneggiata:
○ stop-holes: w è la dimensione longitudinale del
danno;
○ cut-out circolare: w è il diametro della zona
asportata;
○ cut-out rettangolare: è necessario applicare la
formula due volte indicando con w
Figura 60.20 – Indicazioni da S.R.M. per la realizzazione del
pattern di chiodatura.
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
Esempio di progettazione di una pezza per la
riparazione di una cricca di lunghezza 32,5mm su un
pannello di spessore 1mm.
Il minimo numero di ribattini necessari per
eseguire la riparazione è pertanto pari a:
N tot = 2 ⋅ (N1 + N 2 ) = 24 fasteners
1) Determinazione dello spessore della pezza
Rispettando infine i vincoli legati al passo della
chiodatura, alla minima distanza tra asse del
foro di alloggiamento del ribattino e bordo libero
del doubler, e necessità di disporre i chiodi su
almeno due file, si giunge alla realizzazione di
una patch di forma quadrata e lato 102mm così
come presentata nella seguente figura; sono stati
evidenziati i ribattini richiesti in direzione
orizzontale “w1” (in verde), in direzione
verticale “w2” (in rosso), e quelli aggiunti in
modo da rendere uniforme il pattern di
chiodatura (in bianco).
Spessore 1mm;
2) Scelta del tipo di rivetti
Un tipico rivetto utilizzato per giunzioni chiodate
applicate su componenti di materiale e spessore
analoghi a quelli qui considerati è il seguente:
tipo: solid rivet
part number: MS 20470 AD
materiale: Al 2117-T3
testa: tonda
diametro nom.: 5/32’’
FTU: 60 k.s.i.
Pa: 575 Lb
3) Determinazione del numero di rivetti;
4) Determinazione delle dimensioni in pianta della
pezza.
Essendo il danno in esame una cricca
sviluppatasi prevalentemente in direzione
longitudinale la riparazione può essere
effettuata mediante cut out rettangolare;
conseguentemente anche la pezza avrà forma
rettangolare. Per il calcolo del numero di
rivetti è pertanto necessario applicare due
volte la formula vista in precedenza dove w
corrisponderà in direzione longitudinale alla
lunghezza della zona asportata mentre in
direzione trasversale sarà pari a due volte il
raggio minimo richiesto dal cut-out (che da
direttiva S.R.M. risulta essere R = 0.5inch):
Figura 60.21 – Geometria e pattern di chiodatura del repair
doubler per cricca e graffio.
60.5 Esempio di due riparazioni effettuate in
ambito elicotteristico
60.5.1 Riparazione di Tipo Standard
Si tratta di una riparazione descritta nella sezione III
dell’SRM della classe di velivoli Agustawestland
A109/A119; essa fa riferimento a danneggiamenti che si
verificano sul rivestimento in fibra di vetro dei pannelli in
nido d'ape.
Direzione longitudinale
t = 0.040inch
Di seguito viene esposta la procedura (così come citata nel
manuale) che l'ente di manutenzione è tenuto ad eseguire
in presenza dei suddetti danneggiamenti.
w = w1= 1.28inch
FTU = 60000psi
• Rimozione della sezione di rivestimento/bordatura che
deve essere sostituita. E’ necessario asportare ulteriori
6.5mm di materiale attorno all'area danneggiata;
Pa = 575Lb
N = N1 =
t ⋅ w1 ⋅ F TU ⋅ 1.15
= 6.15 = 7
Pa
• Controllo della superficie esposta, per verificare la
presenza di danni dovuti a corrosione o
contaminazione; se il danno esiste determinazione
della sua estensione ed effettuazione della riparazione
secondo la procedura descritta all'interno del manuale
1 (da eseguirsi prima di procedere con il
riposizionamento della bordatura);
Direzione trasversale
t = 0.040inch
w = w2 = 1inch
FTU = 60000psi
Pa = 575Lb
N = N2 =
• Pulitura del pannello e preparazione della superficie
per l'incollaggio come descritto nell’apposita sezione
del manuale (riportata nel paragrafo 60.5.1.1);
t ⋅ w1 ⋅ F ⋅ 1.15
= 4.8 = 5
Pa
TU
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
• Preparazione degli strati di fibra da utilizzare per la
riparazione del bordo tenendo conto che la
dimensione dello strato da applicare deve essere
sovrabbondante di 1 pollice rispetto allo strato
sottostante. Il numero di strati da riposizionare si
determina in base al numero di strati rimossi più
uno;
• La pulitura deve essere attentamente controllata
durante tutte le fasi di preparazione ed incollaggio. I
guanti devono essere puliti, asciutti, durante il
processo di trattamento delle parti e durante le
operazioni di incollaggio. I guanti devono essere
cambiati quando sono sporchi. Il contatto con grasso o
agenti tossici devono essere evitati.
• Posizionamento ed incollaggio degli strati (ovvero
realizzazione della pezza vera e propria) secondo
apposita procedura descritta nel manuale.
• Quando necessario marcare le parti in dettaglio o le
posizioni delle aree da incollare prima di procedere;
per marcare superfici di metallo non usare inchiostro
indelebile.
PRECAUZIONI: Non usare pennarelli per superfici
metalliche per tracciare o matite per segnare le aree da
incollare.
• Prima di eseguire l’incollaggio le superfici di contatto
devono essere pulite come segue:
ATTENZIONE: Prima di usare solventi spegnere tutte
le fiamme e le fiammelle pilota. Tenere i prodotti e
vapori lontani da fonti di calore, scintille e fiamme.
Durante l'applicazione e fino a che i vapori siano
spariti, evitare di usare interruttori elettrici o simili che
causino scintille. Evitare di respirare vapori e ripetuti
contatti con le superfici trattate.
Figura 60.22 – Schema riposizionamento degli strati di
fibra di vetro.
○ Tutti i metalli quando possibile, devono essere
puliti, chimicamente o con carta abrasiva No. 400,
e puliti con nafta. Nel caso componenti o parti non
possano essere puliti con abrasivi, deve essere
usato solvente appropriato per assicurare le
caratteristiche minime di tenuta dell'adesivo
indicate nelle tabelle.
60.5.1.1
Procedura per l’incollaggio di strutture
secondarie con adesivo epossidico
La procedura per il vincolo delle strutture secondarie è
basata sull'utilizzo di adesivi epossidici. I materiali che
possono essere incollati secondo questa procedura
sono metalli, polimeri ed elastomeri.
Caso particolare è quello del teflon che può essere
incollato utilizzando questa procedura ma necessita di
trattamenti particolari prima di procedere. I materiali
in silicone non possono essere incollati con gli adesivi
descritti in questa procedura.
NOTA: l'integrità di questo incollaggio deve essere
qualificata da prova di carico se richiesto dalle
istruzioni di manutenzione.
○ Gomma. L'area incollata deve essere pulita con
agenti pulenti, irruvidita con spazzola metallica o
carta abrasiva avente grana 80 oppure carta
imbevuta di solvente. Le parti devono essere
asciugate con stracci puliti.
Preparazione della superficie:
• Condizioni iniziali
○ Equipaggiamento di supporto: nessuno;
NOTA: Le gomme siliconiche non possono essere
incollate con gli adesivi di questa procedura.
○ Materiali consumati:
ƒ Inchiostro;
○ Plastica. La plastica deve essere irruvidita con fogli
di carta abrasiva grana 400 e pulita con stracci
asciutti o getti d'aria per rendere la superficie
perfettamente pulita, asciugare e liberare dall'olio e
dal grasso la superficie prima di eseguire
l’incollaggio.
ƒ Carta abrasiva;
ƒ Nafta;
ƒ Metiletilchetone;
ƒ Toluene.
○ Altre raccomandazioni:
○ Tessuti, gomma (schiumati, gomma piuma). Questi
materiali devono essere puliti e asciugati.
ƒ Le superfici da accoppiare devono essere
pulite precedentemente all'incollaggio e
devono avere un buon contatto sull'intera
area da incollare; devono inoltre essere
prive di sbavature o altre imperfezioni
superficiali.
○ Superfici verniciate. Le superfici di contatto
devono avere l'area di contatto irruvidita con carta
abrasiva grana 100, è necessario rimuovere i
residui della sabbiatura con stracci imbevuti di
nafta. Le parti devono essere asciugate prima che la
nafta evapori. Dopo che l'incollaggio è completato
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
tutte le superfici esposte devono essere
rifinite/ripromette come le zone circostanti.
60.5.2.3 Programma di rimessa in efficienza
Sulla base della perizia eseguita è stato stilato un
programma di rimessa in efficienza dell'elicottero allo
scopo di definire gli interventi di revisione e riparazione
dei componenti. Di seguito vengono analizzate le
metodologie di riparazione che si è deciso di approntare
sull'elicottero.
60.5.2 Riparazione di Tipo Minor
La riparazione qui analizzata è stata classificata come
MINOR nonostante l'ampiezza dei danni in quanto non
sono stati riscontrati problemi tali da modificare le
caratteristiche strutturali, il peso ed il bilanciamento
dell'elicottero, gli impianti adiacenti all'area
dell'impatto e le caratteristiche operative del velivolo.
60.5.2.1 Dinamica dell’incidente
L'elicottero CH47 appena rientrato da una missione, ha
riportato la rottura di un DROOP STOP 1 (Figura
60.23) durante la fase di spegnimento motori.
Cedimenti di questo tipo possono verificarsi a causa di
un cattivo assemblaggio del pezzo in fase di
manutenzione. Nel caso in esame esso provocato
l’impatto di una pala con la zona centrale della
fusoliera provocando diversi danni.
Figura 60.23 – Droop Stop.
60.5.2.2 Ispezione
Durante la fase di ispezione sono state riscontrate
molte parti danneggiate. In particolare l’incidente ha
interessato tre tipologie di elementi strutturali:
• ordinate e semi-ordinate (dalla STA 220 alla STA
280);
• correntini di supporto;
• rivestimento.
Le zone danneggiate sono ben visibili dalle immagini
riportate in Figura 60.24.
Figura 60.24 – Danni rilevati a seguito della rottura del
droop stop su velivolo CH47.
1
Dispositivo che impedisce alla pala di abbassarsi eccessivamente a
rotore fermo così da evitare il contatto con la fusoliera.
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CAP. 60 – TECNICHE DI RIPARAZIONE
Assieme riparazione ordinate
Assieme riparazione rivestimento
La riparazione delle ordinate viene eseguita in
corrispondenza delle STA 220, 240, 260 e 280 con
opportuni coprigiunti ricavati da ordinate nuove unite
per sovrapposizione con la struttura esistente mediante
rivetti ed incollati con adesivo EA934; ove tale
soluzione non è applicabile (area eccessivamente
danneggiata) si è deciso di procedere con la
sostituzione parziale dell'ordinata.
La riparazione del rivestimento è avvenuta infine
mediante la rimozione della zona danneggiata e la
sostituzione della stessa con porzioni di guscio nuove; la
giunzione delle parti è eseguita per sovrapposizione delle
pelli metalliche e successiva chiodatura.
Bibliografia
[1]
A. Brent Strong:
“Fundamentals of Composites Manufacturing, Materials, Methods,
and Applications”, 2nd Edition.
Society of Manufacturing Engineers, 2009
[2]
Baker, A.A., Rose, L.R.F. and Jones, R.:
“Advances in the Bonded Composite Repairs of Metallic Aircraft
Structure”
Published by Elsevier Science Ltd, 2002
[3]
Baker, A.A.:
“Repair techniques for composite structures”
In: Middleton DN, editor. Composite materials in aircraft
structures. Longman Scientific & Technical, Longman Group UK
Ltd., 1990. p. 207–27. (chapter 13).
[4]
Figura 60.25 – Riparazione ordinate CH47.
Tosini L.:
“FIBER METAL LAMINATES: NUOVI MATERIALI PER GLI
AEREI FUTURI - Riparazione di pannelli alari mediante pezze in
Glare”
E’ da notare che l’anima delle ordinate è costituita da
una lamiera in lega di alluminio Al 7075 T6. Al fine di
ripristinare le caratteristiche strutturali con opportuno
margine di sicurezza, si è scelto di utilizzare i
coprigiunti in acciaio AISI 301 avente caratteristiche
strutturali migliori.
Tesi di laurea, Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale del
Politecnico di Milano, 2005
[5]
Pilotto A.:
“Progettazione riparazioni strutturali”
Tesi di laurea, Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale del
Politecnico di Milano, 2006
Assieme riparazione correnti
[6]
La riparazione dei correnti è stata effettuata mediante
asportazione della parte danneggiata e la relativa
sostituzione, utilizzando opportuni coprigiunti per
vincolare le parti nuove con quelle esistenti.
Pinto D.:
“Analisi dei processi di riparazioni strutturali dell’ufficio
progettazione riparazioni dell’Agustawestland: resoconto di un
tirocinio”
Tesi di laurea, Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale del
Politecnico di Milano, 2008
[7]
Boeing.:
“Structural Manual Repair”
Manuale di riparazione del Boeing DC 10-10.
[8]
AgustaWestland.:
“Technical Manual, Overhaul manual A109C”
Manuale di riparazione dell’elicottero A109.
[9]
VV. AA. :
“Composites”
ASM International, Metals Park – Ohio, 1987
Figura 60.26 – Riparazione correnti CH47.
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