METHOD OF ON-CONDITION REPAIR AND MODERNIZATION UP-DATING OF AN AIRCRAFT CENTER WING SECTION

• Main Authors: PODRIEZA, Serhii, ZHYHYNAS, Volodymyr, KIPROV, Oleksandr, TITLIANOV, Yevhenii, CHEKMAROVA, Tetiana, SOROKA, Borys, ZADOROZHNYI, Artem
• Format: Patent
• Language: English; French
• Published: 08.09.2017
• Subjects: AEROPLANES; AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING ORREPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLYADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFTCOMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HELICOPTERS; PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING

The utility model relates to the sphere of aviation and aircraft repair technology, namely to the Method of on-condition repair and modernization up-dating of an aircraft center wing section, in particular, of Antonov-32 (An-32) type aircraft, and its modifications. Method of aircraft on-condition repair and modernization up-dating is performed sequentially in time at several stages, according to which at the 1st stage the accepting of aviation engineering (AE] for repair is carried out, at the 2nd stage the extensional fault detection of the AE received for repair is provided, while there are used data on individual resource of the elements, failures and malfunctions of the products that were revealed during their operation and repairs, as well as statistical data collected in the database of the aircraft repair plant to determine the feasibility of one or another method of the AE components maintenance and repair, appropriate updating of the repair technological cycle is carried out, and the properly systematized data obtained during the AE inspecting are transmitted to the database of the aircraft repair plant, at the 3rd stage the AE disassembly is carried out pursuant to approved list of works in accordance with the repair technology, and when conducting the AE disassembling and inspection of removable and non-removable equipment the dismantle is performed of only those elements that need additional diagnostics or maintenance, scheduled repair or overhaul, at the 4th stage cleaning and washing of dismounted parts, assemblies, units and the whole object are performed, at the 5th stage the items are completed in groups for further delivery for repair, considering the equipment that need repair on-condition or overhaul is transferred to the appropriate areas for implementation of the 7th stage of the repair operations, while the equipment that does not need additional operations is transferred, either directly or via an intermediate keeping in store, for further reassembly, installation and testing at the 8th stage of the repair, at the 6th stage the technical diagnosis is carried out, which is aimed to determine the technical condition of the items delivered for repair and remedial procedures for detected faults and defects, at the 7th stage the repair is performed with simultaneous structural modification, at the 8th stage there are carried out sequential operations on reassembly, installation and testing with subsequent transfer of the repaired AE to the flight test station for acceptance tests, at the 9th stage the ground and flight tests are carried out, which represent together check and acceptance tests, recent data on faults and defects revealed after the 6th - 9th stages of the repair are systematized and transmitted to the database of the aircraft repair plant, at the 10th stage there are performed operations of the AE processing, painting, storage, packaging and delivery to the customer, which is characterized in that at the 7th stage the structural modification of the center wing section is performed by modification of the rear end of the center wing section, spars, and strengthening of lower panels of the center wing section, replacement of the upper ledge of load-carrying part of the wing-root fillet of the center wing section and the fuselage, wherein the removable panels are mounted on the rear end of the center wing section, while the lower panels of the center wing section are provided with at least three endurance reinforcing plates of corresponding thickness: length - 6200 mm, width - 380 mm, 520 mm, 390 mm, which are mounted and fixed from No.4 rib of a half-wing to No.4 rib of another half-wing through the openings in the upper part of the fuselage, total thickness of the plates and web is 7 mm, the plates are made of aluminum alloy D16ATV (Д16ATB) sheets, and their configuration takes in account the existing corrosion damages of the lower panels of the center wing section, bushings and bolts are mounted at fixing straps and fuselage bows with account of results of eddy currents test on faults detecting, and at that the ledge of load-carrying part of the wing-root fillet of the center wing section and the fuselage is made of D16T extruded profile of 2410 mm length, which configuration takes in account a thickness of the reinforcing plates, and one more point - spacer plates are installed in the ledges setting area between the plates on No.3 and No.7 stringers. La présente invention concerne un modèle d'utilité se rapportant au domaine de l'aviation et des technologies de réparation d'aéronef, et plus précisément au procédé de réparation et de mise à jour de modernisation de section d'aile centrale d'aéronefs de type Antonov-32 (An-32), et ses modifications. Le procédé de réparation et de mise à jour de modernisation d'aéronef est réalisé de façon séquentielle en plusieurs étapes dont la première consiste en la validation d'ingénierie aéronautique (AE) des réparations, la deuxième consiste en la détection étendue de défauts pour l'AE reçu pour réparations, les données utilisées par des ressources individuelles des éléments, les pannes et les dysfonctionnements des produits révélés pendant l'utilisation et les réparations ainsi que les données statistiques collectées dans la base de données de l'atelier de réparation d'aéronef étant utilisées afin de déterminer la faisabilité d'une ou plusieurs méthodes de réparation et de maintenance des composants AE, une mise à jour appropriée du cycle technologique de réparation étant réalisée et les données correctement normalisées obtenues pendant l'inspection de l'AE étant transmises à la base de données de l'atelier de réparation d'aéronef, la troisième consiste au démontage conformément à la liste des travaux et à la technologie de réparation approuvées, et lors du démontage et de l'inspection AE des équipements amovibles ou non, seuls les éléments nécessitant des diagnostics ou une maintenance, des réparations ou une réfection supplémentaire sont démontés, la quatrième consiste au nettoyage et au lavage des pièces, des ensembles, des unités démontés et de l'intégralité de l'objet, la cinquième consistant au regroupement des éléments traités pour une livraison en vue de réparations ultérieures, en prenant en compte que les équipements nécessitant des réparations ou une réfection sont transférés aux zones appropriées pour le déploiement de la septième étape des opérations de réparation, les équipements ne nécessitant pas de travaux supplémentaires étant transférés soit directement soit par l'intermédiaire d'un atelier pour remisage afin d'être réassemblés, installés et testés lors de la huitième étape des réparations, la sixième étape consiste au diagnostic qui vise à déterminer l'état technique des articles livrés pour des procédures de réparation ou de correction en raison de pannes et de défaillances détectées, la septième consiste en l'application des réparations avec modification structurelle simultanée, la huitième consiste en la réalisation des opérations séquentielles de réassemblage, d'installation et de test avec transfert ultérieur des AE réparés vers la station de test en vol pour les test d'acceptation, la neuvième consiste en la réalisation des tests au sol et en vol qui constituent les tests de vérification et d'acceptation, les données récentes ainsi que les pannes et défaillances découvertes après les étapes 6 à 9 des réparations étant normalisées et transmises à la base de données de l'atelier de réparation d'aéronefs, la dixième étape consistant en la réalisation d'opérations AE de traitement, de peinture, de stockage, d'emballage et de livraison au client, ledit procédé étant caractérisé en ce que la modification structurelle de la section d'aile centrale réalisée lors de la septième étape l'est en modifiant la partie arrière de la section d'aile centrale et les longerons d'aile, en renforçant les panneaux inférieurs de la section d'aile centrale, et en remplaçant le rebord supérieur de la partie porteuse de charge du carénage de raccordement d'embase d'aile de la section d'aile centrale et du fuselage, les panneaux amovibles étant montés sur l'extrémité arrière de la section d'aile centrale là où les panneaux inférieurs de la section d'aile centrale sont dotés de trois plaques de renfort d'endurance ou plus d'épaisseur correspondante : longueur - 6 200 mm, largeur - 380 mm, 520 mm, 390 mm, qui sont montées et fixées à partir de la nervure N°4 d'une demi-aile jusqu'à la nervure N°4 d'une autre demi-aile par l'intermédiaire d'ouvertures dans la partie supérieure du fuselage, l'épaisseur totale des plaques et du revêtement étant de 7 mm, les plaques étant fabriquées en feuilles d'alliage d'aluminium D16ATV (Д16ATB) et leur configuration prenant en compte les dégâts de corrosion existants sur les panneaux inférieurs de la section d'aile centrale, des bagues et des boulons étant montés au niveau des sangles de fixation et des arceaux de fuselage en prenant en compte les résultats de tests de courants de Foucault sur la détection des défaillances, la partie porteuse de charge du carénage de raccordement d'embase d'aile de la section d'aile centrale et le fuselage étant fabriqués à partir de profilés extrudés D16T de 2410 mm de long dont la configuration prend en compte une épaisseur des plaques de renfort, et des plaques d'entretoise étant installées sur les zones où reposent les rebords entre les plaques sur les lisses N°3 et N°7.