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Primer parcial. ( NO BORRAR) 1.Orden de trabajo, servicio, ingeneria, reparacion e inspeccion 2.tipos de reparacion 3.herramienta utilizada para cada tipo de reparacion 4.generalidades de la aeronave a reparar. 5.generalidades de la seccion a reparar.

__//**REPARACIONES ESTRUCTURALES **//__

1. DEFINICIÓN DE UNA ORDEN DE TRABAJO, SERVICIO, INGENIERÍA, REPARACIÓN E INSPECCIÓN.

1.1 ORDEN DE TRABAJO La orden de trabajo como tal, es un documento que contiene especificaciones generales sobre la falla estructural, es decir, a groso modo te dice la zona y sección del inconveniente y en el componente donde se encuentra.Con base a esta OT, el mecánico debe de saber que herramienta debe utilizar y revisar si el daño está o no dentro de límites de acuerdo al manual de mantenimiento o estructural de la aeronave.

1.2.ORDEN DE SERVICIO. La orden de servicio es de las mas comunes y usadas, como su nombre lo dice es una documento que especifica un servicio a una aeronave determinada. Cuando el avión llega a un taller para reparar cualquier tipo de daño, este ya trae una orden de servicio, que nos indica lo mas general de el porque el avión se va a reparar. ejemplo: el avión presenta un daño en el fuselaje requiere de un cambio de componente cuando algun componente requiere un cambio de aceite

1.3. ORDEN DE REPARACIÓN. Esta cuenta con mas especificaciones del daño, como zona del daño, parte a reparar, que tipo de daño se encontró, en base a que manual y tarea de este se tiene que reparar. ejemplo: reparación en el fuselaje del avión, zona ...... entre estaciones ...... y ...... reparación de acuerdo al ........ tarea No. ...... En la orden de reparación se especifica que procedimeinto se va a llevar a cabo para reparar el daño de acuerdo al manual pertinente (en este caso en el SRM)

1.4. ORDEN DE INGENIERÍA. Una orden de ingeniería regularmente se genera cuando la falla que presenta el avion esta fuera de los manuales, es decir que no se encuentra en estos. La orden de ingeniería se envía al fabricante para que la apruebe y o se puede aprovar con ref a un procedimiento o reparación similar.

1.5. ORDEN DE INSPECCION. Una orden de inspección nos indica la ubicación de los daños(parte, zona, etc.) nota: las inspecciones realizadas a la estructura del avión ya están programadas de acuerdo al manual del fabricante, si en una de esas inspecciones programadas se encuentra algún daño,a aunque también son echas por sospecha de daño en alguna área o componente en especifico. La orden de trabajo, de reparación, de inspección, de servicio y de ingeniería siempre llevan datos generales como lo son:


 * modelo de la aeronave
 * numero de parte y de serie (si aplica)
 * fecha de expedición
 * fecha de entrega
 * reparación
 * código ata de la sección
 * Consumibles
 * Referencias a manuales necesarios, (en el caso de reparaciones estructurales referenciado SRM)
 * Dibujos y diagramas y si es necesario fotografías para facilitar la reparación y evitar fallas posteriores

Nota: todas las reparaciones deben estar basadas en el manual correspondiente, o que estén aprobadas por el fabricante. Las instrucciones seguidas para realizar la reparación deben estar contenidas en: (1) Los manuales del fabricante del producto aeronáutico, o (2) En otros documentos técnicos que sean aceptables para la DGAC, o que sean aprobados por ésta.

2. TIPOS DE REPARACIONES

Se pueden identificar tres tipos de reparacion
 * permanente
 * Temporal
 * Provisional

- Reparación permanente: Es utilizada normalmente en un mantenimiento programado (overhaul). Esta reparación restaura la integridad estructural del avión. Generalmente remplazan a una reparación temporal o a una provisional antes de que su tiempo de vida (ciclos de vuelo y horas) terminen.

- Reparación temporal: Restaura la condición aeronavegable por tiempo limitado (horas de vuelo o ciclos), cumpliendo los requisitos de aeronavegabilidad del momento y a corto plazo, quedando pendientes aspectos que puedan comprometer con el tiempo de servicio. El tiempo de vida de esta reparación viene establecida en el manual, depende de que reparacion sea y en que zona este; hay reparaciones temporales que permiten hasta 100 horas de vuelo dependiendo los limites que permita el manual. Se aplica una reparación temporal cuando no se tienen los materiales correctos para hacer una reparación permanente o cuando no se tiene el tiempo suficiente para hacer una reparación permanente. esta reparacion es remplazada por una permanente

- Reparación Provisional: Es una reparación pequeña q se hace normalmente por exigencias de tiempo y o escases de materiales por lo que se trata de contener el daño para transferir el avión de una base de mantenimiento a otra (denominado vuelo ferry)para recibir un mantenimiento superior Los limites establecidos para las reparaciones provicionales están indicados en el SRM (structural repair manual).

Nota: 1. no en todos los manuales se toman en cuenta las reparaciones provisionales. 2. para todo tipo de reparación se debe tomar en cuenta el alcance y dimensiones del daño, verificar el largo, ancho y profundidad del daño a reparar, de acuerdo a esto y al tiempo que se tenga se define el tipo de reparación a aplicar. 3. algunos manuales no recomiendan realizar una reparación provisional por lo que recomiendan realizar una reparación permanente después de una temporal 4. en algunos casos estas son las reparaciones que están fuera de manual y solo se ocupan en caso de que el avión se dañe en una estación y sea necesario mandarlo a el taller reparador estas reparaciones solo se permiten por un lapso no mayor a 3 horas 5.Una reparación provisional no restaura completamente la condición aeronavegable. Recupera técnicamente la aeronave a una condición segura sólo para efectuar un vuelo de traslado (ferry), con las restricciones apropiadas, hacia donde pueda efectuarse una reparación superior

**3. HERRAMIENTAS GENERALES**

Herramienta general

En la aeronáutica se utilizan infinidad de herramientas en los 3 tipos de reparaciones



los isntrumentos de medicion se usan en todas las reparaciones ...permanente, temporal y provicional

Por ejemplo se muestran acontinuacion herramientas utilizadas en reparaciones permanentes y temporales : taladros especiales para ansar lugares difisiles

taladros normales y pulidoras



Con las herramientas anteriores se podia realizar una reparacion permanente o provicional aunque solo son algunos pocos ejemplos ya que existen una infinidad de herramientas



squeegee flat
tongue depressor (imagenes en proceso)

4.1 Generalidades A320
Las estructuras principales del A320 son de construcción mixta con fibra de aramida (AFRP), fibra de vidrio (PRFV) y fibra de carbono (CFRP) plásticos reforzados. El A320 es el primer avión subsónico de incorporar materiales compuestos estructuras primarias. Dimensiones La longitud total 37,57m longitud de la cabina 27,51m ancho de fuselaje 3,95m Ancho máximo dela cabina 3,70 m Envergadura( geométrica) 34,10m altura 11 m  pista 7,59 m  Distancia entre ejes 12,64 m
 * Empenaje ** Este tipo de avión tiene un Empenaje convencional, donde los estabilizadores horizontales nacen del fuselaje del avión.

4.2. GENERALIDADES DEL CESSNA SINGLE ENGINE MODELOS 172, 182, T182, 206 Y T206.
La construcción del fuselaje es semimonocoque convencional. la construcción consiste en forma de de mamparos, largueros longitudinales, canales de refuerzo (reinforcing channels) y paneles de revestimiento (skin panels). Las alas son de un solo metal, puntal reforzado (strut-braced), construcción semimonocoque, utilizan 2 largueros. cada ala consiste de un panel integral de combustible ubicado en la bahía, un alerón y un flap. El empenage es de un diseño de viga voladiza (cantilevered) y consta de un ruder convencional y un elevador. El estabilizador horizontal está construido en una sola pieza, consta de largeros, cuadernas y revestimientos. El elevador está construido de largueros, cuadernas y paneles de piel (skin panels). los paneles de piel (skin panels) están remachados en los largueros y cuadernas, un contrapeso está situado en el extremo exterior de cada elevador. El estabilizador vertical esta construido de largueros a proa y a popa, cuadernas y recubrimientos de piel. El ruder está construido por largueros, cuadernas y paneles de piel. El tren de aterrizaje principal consta de 6150M aleación de spring-stell, la viga voladiza (cantilevered) con piezas de fijación de alta resistencia forjadas de aleaciones de aluminio 7075-T73. Los componentes de la nariz son de aleaciones de acero 4045 y aleaciones forjadas de aluminio 7075-T73 El montante del motor está construido de tubo de acero (4130) soldado en las series 172 y 182, en la serie 206 tiene una chapa de aluminio en el montante del motor. Como este SRM (Structural Repair manual) es aplicable a distintos tipos de aeronave de la CESSNA AIRCRAFT COMPANY como son los modelos 172, 182, t182, 206 y t206, la información sobre las dimensiones, áreas y diagramas de estación, se devén de referir a cada AMM (Aircraft Maintenance Manual) de su respectiva aeronave en el capítulo 6 que trata sobre las dimensiones y áreas. FUSELAJE SEMIMONOCOQUE A continuacion muestro algunas de las secciones de fuselaje de las aeronaves ya mencionadas.

**5. GENERALIDADES DE LA SECCIÓN A REPARAR**

 * 5.1. RUDER - A320**

La estructura del timón principal tieneun mástil delantero,dos proyectilessecundariosy superiory una inferior de las costillas. Los proyectiles secundarios son construcciones de nido de abeja. El timón siete adjuntar accesoriosy el actuador tres adjuntaraccesorios son también parte de la estructuraprincipal del timón. Todos los demás componentesestán unidosa ella. Todos los componentes dela estructura del timón principal están hechos deláminas de plástico reforzado con fibrade carbono(CFRP).



5.2. FLAP CESSNA SINGLE ENGINE MODELOS 172, 182, T182, 206 Y T206
Cada conjunto de flap está construido por un larguero, costillas, recubrimientos de piel superior, inferior y borde de ataque. La clasificación de daño se encuentra de 3 formas: Todos los daños suaves en la piel del ala que no son más de 0,030 pulgadas por debajo de
 * Daño insignificante:

curvas de nivel y se puede circunscribir con un círculo de diámetro de 2 pulgadas que no tienen ninguna evidencia de grietas o perforaciones en la piel - que no sean arrugas de tensión y no interfieren con la estructura interna de un mecanismo, el re trabajo es considerado cosmético. Daños que sobrepasen los límites establecidos en la reparación insignificante, ya sean grietas melladuras, golpes, etc... Cuando la piel está muy dañada requiere una sustitución de panel de piel, al realizar esta operación se debe tomar en cuenta como esta conformado el panel ya que se debe colocar de la misma manera en en que estaban puestos los anteriores remaches. REPARACION DE UN PARCHADO.
 * Daño reparable:
 * Daño que requiere sustitución de parte:

=GENERALIDADES DEL BOEING 737-700=



el boeing 737 700 fue fabricado en estados unidos es una avion de pasajeros mide 33.6 m de largo y 35.8 de envergadura 126 pasajeros (con dos clases) 140 pasajeros (una clase) pesa 67.13 toneladas al despegue vuela con aproximadamente 100 aerolineas en todo el mundo (boeing 737/700, 800, 900)

GENERALIDADES DE FUSELAJE DE BOEING 737 700

esta dividido en zonas y las zonas en estaciones


 * **REMOCIÓN DE AGENTES CORROSIVOS EN LA SECCIÓN CENTRAL DEL ALA** ||

** REPARACIONES ESTRUCTURALES ** **SECCION CENTRAL DEL ALA** **REMOCIÓN DE AGENTES CORROSIVOS EN LA SECCIÓN CENTRAL DEL ALA** ** CORROSIÓN **


 * Es el deterioro de los metales por un proceso electroquímico El ejemplo típico de la corrosión es la formación de herrumbre u óxido de hierro. si el óxido no es adherente y es poroso, puede dar lugar a la destrucción de todo el metal. Lo que provoca la corrosión es un flujo eléctrico masivo generado por las diferencias químicas entre las piezas implicadas. Una corriente de electrones se establece cuando existe una diferencia de potenciales entre un punto y otro. **
 * Cuando desde una especie química se ceden y migran electrones hacia otra especie, se dice que la especie que los emite se comporta como un ánodo y se verifica la oxidación, y aquella que los recibe se comporta como un cátodo y en ella se verifica la reducción. **


 * TIPOS DE CORROSIÓN **


 * Corrosión filiforme.- es una forma de ataque en la cual el proceso de corrosión se manifiesta formando filamentos y representa un tipo particular de socavamiento anódico. Usualmente se produce en ambientes húmedos y es más común debajo de películas orgánicas aplicadas sobre acero, aluminio, magnesio y Zinc. Un ejemplo de esta corrosión esta mas adelante **


 * Corrosión uniforme: donde la corrosión química o electrolítica actúa uniformemente sobre toda la superficie del metal **
 * Corrosión galvánica: ocurre cuando metales diferentes se encuentran en contacto, ambos metales poseen potenciales eléctricos diferentes lo cual favorece la aparición de un metal como ánodo y otro como cátodo, a mayor diferencia de potencial el material con más activo será el ánodo. **
 * Corrosión por picaduras: aquí se producen hoyos o agujeros por agentes químicos. **
 * Corrosión intergranular: es la que se encuentra localizada en los límites de grano, esto origina perdidas en la resistencia que desintegran los bordes de los granos **
 * Corrosión por esfuerzo: se refiere a las tensiones internas luego de una deformación en frío. **


 * Protección contra la corrosión; Dentro de las medidas utilizadas industrialmente para combatir la corrosión están las siguientes: **


 * Uso de materiales de gran pureza y/o Presencia de elementos de adición en aleaciones, ejemplo aceros inoxidables. **
 * Tratamientos térmicos especiales para homogeneizar soluciones sólidas, como el alivio de tensiones **
 * Inhibidores que se adicionan a soluciones corrosivas para disminuir sus efectos, ejemplo los anticongelantes usados en la automoción. **
 * Recubrimiento superficial: pinturas, capas de oxido, recubrimientos metálicos **


 * Procedimiento de reparación: limpieza de corrosión en la sección central del ala **


 * Esta reparación es aplicable solo cuando se tengan las siguientes condiciones: **


 * 1.- La corrosión que se tenga no rebase del 40% de los límites acordes de espesor **


 * 2.-Que se tengan grietas con un diámetro de menos de 1/16 de pulgada **


 * 3.- El daño a limpiar es localizado en un mínimo de 4 sujetadores ubicados fuera del borde del daño (no incluyendo los sujetadores del montaje) y mínimo existiendo 4 sujetadores dentro del borde del daño, **


 * Más adelante se encuentra ilustrada la sección, su localización y la forma del daño (ver ilustraciones 6.1 y 6.2 que son los detalles I,II Y III) **

** 1 ** ** . Vacié completamente el combustible y deje ventilar el tanque en donde se presenta el daño como se indica en el AMM28-23-0 ** ** 3 ** ** . Retire los sujetadores próximos del área donde se va a reparar ** ** 5 ** ** . Inspeccione si existen grietas utilizando la prueba de corrientes de Foucault o corriente Eddymétodo aplicado a la parte 6,51-00-00 del Manual de Pruebas No Destructivas, D6- 48875. Limpie las superficies de contacto tal como se ilustran en elSRM 51-20-4. ** ** 6 ** ** . Hacer la reparación de parte tal como se indica en la Tabla Iy como se muestra en detalle III. ** ** 7 ** ** . procure limpiar las superficies del reemplazo del material retirado indicado en la instrucción 4. ** ** 8 ** ** . Ensamble la parte de la reparación y perfore los hoyos de los sujetadores que se encuentren localizados en la estructura ** ** 9 ** ** . Retire todas las discontinuidades como melladuras, arañazos, rebabas, puntiagudosu otros daños en los bordes y esquinas, si se llegaran a presentar ** ** 10 ** ** . Aplicar un recubrimiento de conversión química para las superficies desnudas. Para esto consulte el SRM 51-10-2. ** ** 11 ** ** . Sellar la superficie con sellador BMS5-26. Instale o coloque los reemplazos de elementos de fijación y la tapa de cierre hermético, posteriormente selle con BMS5-26. ** ** 12 ** ** . Recupere el acabado original que tiene el elemento tal como se ilustra en el AMM51-20. Y en el detalle III ** ||  ||   || reparacion estructural a 320
 * ** ADVERTENCIA ** ** : Se deben purgar y dejar ventilar los tanques de combustible para evitar el riesgo de que el combustible explote por los vapores dejados **
 * 2 . Obtenga acceso a la zona dañada. Véase detalle 1 **
 * 4 . Remueva la corrosión de la parte dañada tal y como se indica en el SRM51-10-6 . En el caso de los lugares o partes con sujetadores, se deben de inspeccionar visualmente y limpiar bien la superficie por si existe el caso de que se presenten manchas frente o alrededor del asiento delespaciador , arandelasy de losbordes. **
 * Como nota **
 * La reparación tendrá un efecto en los componentes estructurales de la sección pero las inspecciones ordinarias a esta seguirán siendo las mismas Se tendrán que hacer estas inspecciones constantemente para evitar que vuelva a aparecer corrosión en la estructura y para la inspección de documentos consultar el SRM 51-00-4 **
 * La inspección y/o reparación de esta sección se recomienda que no rebase del limite el cual es de 35000 horas de vuelo **
 * Consultar la siguiente lista al realizar la operación **
 * SRM 51-10-2 TRATAMIENTO DE PROTECCIÓN DE METAL **
 * SRM 51-20-4 PARA TANQUE DE COMBUSTIBLE JUNTAS Y SELLADO **
 * SRM 51-30 CÓDIGO DE CIERRE, DE REMOCIÓN **
 * AMM 51-20 PARA INTERIOR Y EXTERIOR DE ACABADOS **
 * SÍMBOLOS DEL SUJETADOR **
 * INSTALAR UN 1/32 pulgada OVER SIZE Sobresaliendo cabeza de la cizalla HEX-DRIVE TORNILLO **
 * DEL MISMO TIPO QUE EL CIERRE INICIAL. **
 * BOLETINES DE SERVICIOS **
 * Los boletines de servicio que se presentan en imagen contienen reparaciones de ajuste que están disponibles para utilizar cuando el daño específico ha sido encontrado. Por lo general, el servicio de anuncios también cubre los datos de prevención y de modificación en que los operadores se les animan a utilizar para eliminar la necesidad de reparación. **
 * En la ilustración 8.1 se puede observar el control de todos los boletines de servicio que se le han hecho al avión en esta seccion **

seccion 32 ruder



Reparación de Impacto delaminación, grietas, agujerosy abrasionesen la ZONA"B" (REFERENCIA FIGURA 1)NOTA: Antes dereparar la estructura dañada, usted debe hacer una evaluación de los daños.

(1) MATERIALES DE REPARACION

ESPECIFICACIONES ||
 * REFERENCIA DE FABRICANTES Y/O

Paragraph 6.B.(8)) ||
 * Bonding and Adhesive Compound (Lamination Resin) || ARALDITE LY560 Material No. 08-001C ||
 * Bonding and Adhesive Compound (Epoxy Resin) || HYSOL EA934 NA Material No. 08-051 ||
 * Special Material (Microbaloons) || BJO-0930 Material No. 05-057 ||
 * Cleaning Agent || TT−M−261 Material No. 11-003 ||
 * Bonding and Adhesive Compound (Masking Tape) || MASKING TAPE Material No. 08-074 ||
 * Bonding and Adhesive Compound (Self Adhesive Aluminum Tape) || SCOTCH 425 Material No. 08-052 ||
 * Glassfabric (dry) || (Refer to Chapter 51-77-11,
 * Epoxide Prepreg Glassfabric || LN29549-8.4321.1A-EP ||
 * Epoxide Prepreg Glassfabric || LN29549-8.4321.2A-EP ||
 * Backing Material || Hostaphan foil RN75 or equivalent ||
 * Parting Film || E-3760 ||
 * Abrasive Cloth || Grade 200, 400 ||

Reparación Permanente (Ver Figura 4). ADVERTENCIA: El polvo de los materiales compuestos es PELIGROSO.PRECAUCIÓN: Use sólo un procedimiento mecánico para quitar la superficie(A) Retire la protección de la superficie del área a reparar. (B) Retire el material dañado. Cortar la piel en una forma regular y el chaflán de la piel en buen estado en una superposición (Ver Figura 4). (C) Retirar el material no deseado de la zona de reparación con una aspiradora. ADVERTENCIA: AGENTE DE LIMPIEZA (. MATERIAL NO 11-003) ES PELIGROSO. (D) Limpiar el área de reparación con el agente de limpieza (N º 11-003, o 11-004 material). ADVERTENCIA: COMPUESTO DE UNIÓN Y EL ADHESIVO (. MATERIAL NO 08-074) ES PELIGROSO. (E) Ponga un poco de compuesto de unión y adhesiva (masking tape) (N º 08-074 de material) alrededor del borde exterior de la zona de solape (Ver Figura 4). Esto le ayudará a quitar el adhesivo no deseado de la zona de reparación. (F) Si la profundidad del daño es superior a 1,0 mm (0,04 pulg), hacer una placa de soporte de aluminio para poner la reparación de capas (Ver Figura 4). ADVERTENCIA: COMPUESTO DE UNIÓN Y EL ADHESIVO (. MATERIAL NO 08-074) ES PELIGROSO. (G) Coloque partiendo la película sobre la placa de soporte de aluminio. Utilice la unión y el compuesto adhesivo (masking tape) (N º 08-074 de materiales) para fijar la placa de soporte al área de reparación (Ver Figura 4). (I) Obtener el correcto secado de material de tela (Consulte manual). (J) Preparar las capas de reparación (K) Aplicar una capa de unión y masa adhesiva (resina de laminación) (Material No. 08-001C) para el área de reparación con un cepillo o una espátula. (l) Eliminarel material de refuerzodeellado de la capa de la primera reparación. . (M) Poner la capa de reparación por primera vez en su posición de reparación. Eliminar las arrugas o burbujas de aire con un rodillo. Hacerlo desde el centro de la capa de reparación a los bordes. (N) Eliminar el material de soporte desde el otro lado de la capa de reparación. (O) hacer los pasos (k) a través de (n) para cada capa de reparación necesarias para la reparación de la temperatura ambiente. Cubrir la reparación con una capa de película de separación. (P) Que el curado de la resina de laminación durante 24 horas a temperatura ambiente bajo condiciones de vacío.(Q) Retire la placa trasera de aluminio de la zona de reparación. (R) hacer los pasos (h) a través de (p) para el otro lado de la reparación (Refiérase a la Figura 4). (S) Después de que el tiempo de curado, retire la película de separacion, cinta adhesiva y el adhesivo no deseado de la zona de reparación. Utilice un paño suave abrasivo para la zona de reparación en el exterior puliendo cuidadosamente sólo la cubierta externa - capa (Capa N º 0) y para igualar la superficie de contorno. Utilice 200 de primer grado y luego terminar con 400 grados.ADVERTENCIA: AGENTE DE LIMPIEZA (. MATERIAL NO 11-003) ES PELIGROSO.ADVERTENCIA: AGENTE DE LIMPIEZA (. MATERIAL NO 11-004) ES PELIGROSO.(T) Limpie el área de reparación con el agente de limpieza (Material N º 11-003 o de 11 a 004). ADVERTENCIA: El polvo de los materiales compuestos es PELIGROSO.

(U) Cortar el borde de la reparación para mezclar con el borde existente (Ver Figura 4).

(V) hacer una inspección del área de reparación

(W) remplace el tipo inicial de protección superficial



**REPARACION DE UNA GRIETA EN EL FLAP CESSNA** Para comenzar la reparación se debe empezar con limpiar la zona donde se encuentra el daño y remover la pintura de la zona con algún tipo de disolvente. Se debe de proceder con la revisión de si el daño es permisible, que no rebase las 2 pulgadas de longitud, esto se puede realizar con una regla de acero. STOP DRILL Se precede con STOP DRILL, este realizara con una broca del N° 30 (0.128 pulgadas de diámetro o 0.094 pulgadas de diámetro como mínimo). Este se realizara en los extremos de la grieta. Si se tiene una grita que se genera más allá de un agujero antes realizado por un STOP DRILL, se repara o se remplazara. Un flap que este afectado por corrugación en la piel y tiene un STOP DRILL, y la grieta que contiene no se extiende más allá del agujero realizado por este, puede continuar sin una reparación adicional. Imagen APLICACIÓN DE SOLDADURA TIG La aplicación de la soldadura será por el método TIG (tugsten inert gas), para esto se necesita de una fuente de poder DC, AC, el contenedor del gas inerte, electrodo, un arco. Se utilizara un electrodo de tungsteno puro, o bien con 2% de torio, como máximo, no es recomendable. El gas inerte a utilizar será argón, ya que da mayor arranque en el arco y ayuda a remover el óxido. El generador debe estar en corriente alterna de alta frecuencia a 60 A El material de aporte será 4043, aluminio al silicio El método de aplicación de la soldadura será por puntos. La zona de trabajo debe estar limpia.

COLOCACION DEL TRASLAPE La colocación del traslape será con una placa de aluminio, con un tratamiento térmico T73 (en solución y sobreenvejesido, para obtener mejor resistencia al a corrosión por tenciones). Se corta la lamina con unas tijeras para lamina o una cortadora de lámina, que abarque un área mayor a la dañada Se procede a realizar los orificios sobre la lámina, donde se colocaran los remaches, estos orificios pueden ser realizados con una broca, dependiendo del diámetro de los remaches y si se van a colocar remaches tipo avellanado se puede utilizar un countersink. Si el daño se encuentra en un borde del flap donde se forme un ángulo se procede a medir ese ángulo con el combination set, si es el caso se procede a doblar la lamina al ángulo encontrado. Colocar la lamina sobre la superficie a reparar y asegurar con los remaches.



EN LAS IMÁGENES SE MUESTRAN 2 FORMAS DE REPARAR EL FLAP LA 1° ES LA REPARACION E SI MENCIONADA Y LA OTRA ES SIMPLEMENTE UN CAMBIO DE PANEL DE PIEL


 * REPARACIONES EN LA PIEL DEL FUSELAJE**

La piel del fuselaje esa dividida en secciones.. y las secciones en estaciones, en cada zona dependiendo de cual sea varían los daños que esta puede tener.

Reparación 1 - Reparación externa de la piel fuselaje en un larguero con los remaches sólidos

aplicabilidad: A. -La reparación 1 es aplicable a los daños del fuselaje de la piel en un larguero entre los marcos, donde el larguero no es joggled. -Reparación 1 no es aplicable a los daños: (1) Que va a más de un larguero (2) que va a un marco de (3) En un empalme piel (4) En los cinturones de la ventana (5) en los cortes de la piel (6) En las principales bahías del cuerpo conjuntas. (7) En 10 pulgadas (254 mm) o menos de distancia desde el borde de una reparación existente. (A) Si el daño se produce en esta zona, a continuación, retire la reparación existente y hacer una reparación que incluye las dos áreas de daño. - No lo utilice cerca de una reparación de puertos estáticos o de ángulo de ataque de los sensores.

Instrucciones para la reparación: 1. Quite los tornillos necesarios en el área de la piel dañada, como se muestra en la disposición de las piezas de reparación, - (Figura 13.1) Corte y retire la parte dañada de la piel del fuselaje, como se muestra en el diseño de las piezas de reparación, - (Figura 13.1). 2. Hacer el corte en la forma de un rectángulo con los lados paralelos o perpendiculares al larguero o marco. - Hacer los radios de la esquina de la corte de un mínimo de 0,50 pulgadas. 3. Coloque la piel alrededor de la corte de nuevo al contorno inicial. - Haga las piezas de recambio. Hacer la parte [1] doblador, que forma parte [2] de relleno, y si es necesario, la parte [3] Correa. Consulte la Tabla 3.1.1 (A) La parte [3] Correa es necesario sólo si el daño es entre los largueros S-10L y 10R-S. Hacer las arandelas avellanado para las ubicaciones iniciales de sujeción de la piel inicial. 4. a montar las piezas de reparación, como se muestra en el diseño de las piezas de reparación, - (Figura 13.1) 5. Taladre los orificios de sujeción necesarios. Refiérase a la Tabla 13.1.2 para el tipo de sujetador, el diámetro y el espaciamiento. 6. Desmonte las piezas de recambio. 7. Eliminar todos los cortes, arañazos, rebabas y bordes filosos de las piezas de recambio y las superficies desnudas de la parte inicial 8. Aplicar un recubrimiento de conversión química a las piezas de reparación y de las superficies desnudas de las partes iniciales. 9. Instale las arandelas de reparación avellanado con SBA 5-95 sellador en los lugares de acoplamiento iniciales. 10. Aplique dos capas de SC 10-11, Tipo I imprimación para las piezas de recambio y las superficies desnudas de la parte inicial. 11. Instale las piezas de recambio.

tabla 13.1.2

REPARACIÓN 2 - Reparación externa de la piel del fuselaje en un larguero con remaches ciegos Aplicabilidad: - es aplicable a los daños en la piel del fuselaje en un lugar larguero entre los marcos, donde el larguero no es joggled - Se sustituirá Reparación 2 con una reparación antes de llegar al número de ciclos de vuelo que figura en el Límite de vuelo del ciclo para el Panel de la piel de la Corona, (figura 14.1) para el panel de la piel de la corona. (A) Para todos los paneles de la piel, reparación de dos límite es de 20.000 ciclos de vuelo.C. Reparación 2 no es aplicable a los daños:
 * 1) Que va a más de un larguero
 * 2) que va a un marco de
 * 3) En los empalmes de la piel
 * 4) En los cinturones de la ventana
 * 5) en los cortes de la piel
 * 6) En las principales bahías del cuerpo conjuntas.

- No utilice Reparación 2 cerca de puertos estáticos y el ángulo de ataque de los sensores. E. Reparación 2 se puede utilizar sólo si se asegura de que los remaches ciegos puede estar sentado correctamente en el interior de la estructura. Instrucciones de la reparación: 1. Retire los sujetadores necesarios en el área de la piel dañada Corte y retire la parte dañada de la piel del fuselaje, como se muestra en el diseño de las piezas de reparación, la figura (figura 14.2) - Hacer el corte en la forma de un rectángulo con los lados paralelos o perpendiculares al larguero o marco. - Hacer los radios de la esquina de la corte de un mínimo de 0,50 pulgadas. 2. Coloque la piel alrededor de la corte de nuevo al contorno inicial. 3. Haga las piezas de recambio. - Hacer la parte [1] doblador, que forma parte [2] de relleno, y si es necesario, la parte [3] la correa como se indica en la Tabla 1.1.1.(A) La parte [3] Correa es necesario sólo si el daño es entre los largueros S-10L y 10R-S. - Hacer que las arandelas de reparación avellanado para las ubicaciones iniciales de sujeción de la piel inicial. 4.Coloque las piezas de reparación, como se muestra en el diseño de las piezas de reparación (figura 14.2) 5.Taladre los orificios de sujeción necesarios. Refiérase a la Tabla 14.1.2 para el tipo de sujetador, el diámetro y el espaciamiento 6. Desmonte las piezas de recambio. 7. Eliminar todos los cortes, arañazos, rebabas y bordes filosos de las piezas de recambio y las superficies desnudas de la parte inicial. 8. Aplicar un recubrimiento de conversión química a las piezas de repuesto y las superficies desnudas de las partes iniciales. 9. Instale las arandelas de reparación avellanado con SBA 5-95 adhesiva en los lugares de acoplamiento iniciales. Consulte el 51-40-08.K. Aplique dos capas de SC 10-11, Tipo I imprimación para las piezas de recambio y las superficies desnudas de la parte inicial. Consulte SOPM 20-41-02.L. Instale las piezas de recambio. Consulte el 51-20-05. (1) Aplicar BMS 5-95 o sellador a las superficies de contacto. Consulte el 51-20-05. (2) Instale los cierres sin sellador. (3) Aplicar un sello de filete a las piezas de reparación en el lado exterior de la zona de reparación con BMS 5-95 sellador. Consulte el 51-20-05. (4) Aplicar el acabado decorativo si es necesario.