ES2262870T3

ES2262870T3 - Metodo para formar y probar indirectamente una union en un componente de avion.

Info

Publication number: ES2262870T3
Application number: ES02785667T
Authority: ES
Inventors: Geoffrey Peter Mcbroom
Original assignee: Airbus UK Ltd
Current assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2001-12-22
Filing date: 2002-12-13
Publication date: 2006-12-01
Anticipated expiration: 2022-12-13
Also published as: DE60212996T2; US20050006526A1; WO2003055747A1; US7736452B2; EP1456082A1; AU2002350955A1; GB0130853D0; ATE332269T1; EP1456082B1; DE60212996D1

Abstract

Un método de formar una unión que comprende las siguientes etapas: proporcionar un componente de avión (1) que incluye un primer sitio (2) en el que se requiere una unión, formar la unión con un material de unión (5) en el primer sitio, caracterizado por unir un elemento de prueba (4) en un segundo sitio (3) del componente de avión formando de ese modo una unión de prueba, estando el segundo sitio en la proximidad del primer sitio, estando el elemento de prueba colocado de forma que, después de unir el elemento de prueba, se puede valorar la resistencia de la unión de prueba, en el que el elemento de prueba se une al componente de avión con el uso de material (6) que es el mismo que el material de unión (5), y las condiciones a las que se le somete al segundo sitio durante la formación de la unión de prueba son substancialmente las mismas que las condiciones a las que se le somete al primer sitio durante la formación de la unión, por lo que después de la formación de la unión en el primer sitio, la resistencia de la unión así formada se puede valorar, sin necesidad de probar la unión directamente, mediante la valoración de la resistencia de la unión de prueba.

Description

Método para formar y probar indirectamente una unión en un componente de avión.

La presente invención se refiere a un método de formar una unión sobre o en un componente de avión, por ejemplo, cuando se repara el daño en un componente de avión o cuando se fabrica un componente de avión. El método se refiere en particular, pero no exclusivamente, a reparar un componente de avión dañado conformado a partir de un material compuesto laminado.

En la industria aeronáutica ha existido una reticencia a desarrollar el trabajo de reparación en estructuras portantes de carga con seguridad crítica dañadas, especialmente si el trabajo de reparación incluye formar una unión que en su uso debe ser capaz de soportar una carga significativa. Se cree que esta reticencia es el resultado de las dificultades asociadas con demostrar, sin interferir con o afectar a la unión, de que la unión sea capaz de soportar las cargas necesarias para facilitar una operación segura.

La presente invención reclama proporcionar un método de formar una unión sobre o en un componente de avión, en donde se puede mejorar la confianza en la calidad de la unión realizada.

Según un primer aspecto de la presente invención se proporciona un método de formar una unión según la reivindicación 1 que comprende las siguientes etapas:

proporcionar un componente de avión que incluye un primer sitio en el que se requiere una unión.

formar la unión con el material de unión en el primer sitio, caracterizada por

unir un elemento de prueba en un segundo sitio del componente de avión formando de ese modo una unión de prueba, estando el segundo sitio en las proximidades del primer sitio, estando el elemento de prueba dispuesto de tal forma que, después de unir el elemento de prueba, se puede valorar la resistencia de la unión de prueba, en donde

el elemento de prueba se une al componente de avión con el uso de un material que es el mismo que el material de unión, y

las condiciones a las que se somete al segundo sitio durante la formación de la unión de prueba son substancialmente las mismas que las condiciones a las que se somete el primer sitio durante la formación de la unión, por lo que

después de la formación de la unión en el primer sitio, se puede valorar la resistencia de la unión así formada, sin necesidad de ensayar la unión directamente, mediante la valoración de la resistencia de la unión de prueba.

La unión se puede formar entre el componente y un componente adicional, entre el componente y el material usado para reparar el daño, o entre el componente y cualquier otro objeto o material que se requiera que esté unido al componente de avión. El método es de particular ventaja si la unión se realiza para una operación segura de un avión, de la que el componente del avión es una parte, por ejemplo si la unión se forma o es parte de una reparación de un revestimiento del ala de un avión.

Según el método de la presente invención, se pude valorar la resistencia de la unión en el primer sitio, sin necesidad de ensayar la unión directamente, mediante la valoración de la resistencia de la unión de prueba del elemento de prueba y de ese modo se puede incrementar la confianza en la calidad de la unión formada en el primer sitio. Se entenderá que la valoración de la resistencia de la unión en el primer sitio no necesita, y de hecho preferentemente no necesita, valorar la fuerza requerida para provocar el fallo de la unión de prueba del elemento de prueba. Por el contrario, la valoración preferentemente incluye una etapa de aplicar una fuerza al elemento de prueba de una magnitud lo suficientemente grande para proporcionar la confianza en la integridad de la unión de prueba y por tanto de la unión formada en el primer sitio, aunque sin aplicar una fuerza significativamente mayor que la necesaria para este propósito. El elemento de prueba ventajosamente no se utiliza para función estructural alguna diferente de la requerida por la presente invención.

También se entenderá que la unión desarrollada en el primer sitio se puede realizar en una forma convencional usando materiales convencionales. Así, aunque la unión en el primer sitio pueda ser de una calidad no superior a la obtenida con los métodos de la técnica anterior, el método de la presente invención proporciona un medio de medir indirectamente la calidad o resistencia de esa unión.

El segundo sitio está ventajosamente y directamente contiguo al primer sitio. Al estar el primer y el segundo sitios contiguos uno junto al otro resulta más fácil asegurar que los dos sitios están sometidos a las mismas condiciones durante el desarrollo del método. Se sabe que, durante la operación subsiguiente, ciertos tipos de unión se pueden deteriorar inaceptablemente de forma rápida en condiciones de humedad y/o de calor. Durante la operación subsiguiente del componente, los primer y segundo sitios, que están contiguos, también están más que probablemente sometidos a condiciones idénticas, y así una valoración de aquellas condiciones que han causado que la unión en el primer sitio se deteriore de forma inaceptable se pueda hacer mediante la prueba de la unión de prueba. Sin embargo, el elemento de prueba no se localiza ventajosamente en una posición tal que esté tan próximo a la unión en el primer sitio que interfiera con la unión o la formación de la unión. Así, preferentemente, el segundo sitio está próximo, pero evita, al primer sitio.

Las etapas de formar la unión en el primer sitio y de unir a un elemento de prueba pueden incorporar el uso de un material de unión, por ejemplo un adhesivo, que se cure por calor. El material de unión puede ser en la forma de un adhesivo de película, por ejemplo, un adhesivo epoxi soportado por una película delgada fibrosa. En el caso de usar un material de unión de curado por calor, la unión del elemento de prueba se desarrolla preferentemente para producir una unión de prueba que tenga un área de contacto predeterminada mediante la proporción de una barrera para limitar el flujo del material de unión durante el curado de la unión de prueba. La formación de una unión de prueba que tenga un área predeterminada puede ayudar a la realización de cualquier cálculo que pudieran requerirse para valorar la resistencia de la unión de prueba. La unión del elemento de prueba preferentemente incluye las etapas de posicionar un perfil alrededor del material de unión usado para unir el elemento de prueba al componente de avión, a continuación curar por calor el material de unión, y a continuación retirar el perfil. El uso de dicho perfil puede facilitar la formación de un borde bien definido en la unión de prueba entre el elemento de prueba y el componente de avión. El método puede incluir las etapas de curar simultáneamente el material de unión en el primer sitio y en el segundo sitio, por ejemplo, mediante el curado por calor con la misma manta calefactora bajo vacío. Así, el ciclo de calentamiento al que se expone la unión en el primer sitio es ventajosamente el mismo ciclo de calentamiento al que se expone a la unión de prueba del elemento de prueba.

La formación de la unión en el primer sitio puede incluir una etapa de preparar la superficie del componente. En tales casos, el segundo sitio también se prepara preferentemente en una forma tal que asegure que las propiedades y las características del segundo sitio, en la medida en que pudieran afectar a la calidad de la unión de prueba, son substancialmente idénticas a las correspondientes propiedades y características del primer sitio. Si el primer sitio se prepara antes de formar la unión, el método puede por ejemplo incluir una etapa de preparar la superficie del componente en el segundo sitio de una manera substancialmente idéntica. Tales preparaciones pueden incluir abradir la superficie y/o limpiar la superficie, por ejemplo mediante la limpieza con un disolvente.

Las condiciones a las que se somete al segundo sitio durante el método pueden, hasta donde es prácticamente posible, ser substancialmente las mismas que las condiciones a las que se somete al primer sitio. El método, en la medida en que se desarrolla por una persona, se desarrolla preferentemente por la misma persona.

Cuando se forma la unión y la unión de prueba se puede usar más de un tipo de material. Puede existir un material de relleno entre el componente y el elemento de prueba, estando el material de relleno opcionalmente formado íntegramente con el elemento de prueba. Las superficies respectivas del elemento de prueba y del componente de avión que se van a unir podrían no ser necesariamente del mismo perfil. Por ejemplo, la superficie del elemento de prueba puede ser plana, mientras que la superficie del componente de avión puede ser no plana. El dotar de un elemento de relleno entre las dos superficies puede ayudar a la formación de una unión de prueba adecuada.

El elemento de prueba es preferentemente de relativamente pequeño en tamaño, y puede, por ejemplo, tener una dimensión máxima que sea menos de 50 mm, y más preferentemente menos de 30 mm.

El componente de avión puede estar formado por una estructura de material compuesto laminado. En tal caso, las etapas de formar una unión y de unir un elemento de prueba incorporan preferentemente el uso de al menos una lámina de material compuesto laminado. Al menos una lámina de dicho material compuesto laminado puede formar el relleno como el descrito anteriormente. Al menos una lámina de dicho material compuesto laminado puede estar en la forma de fibra de vidrio tejida y/o tejido de fibra de carbono pre-impregnado con resina epoxi.

Si no, el componente de avión puede estar formado por un metal. En tal caso, las etapas de formar una unión y de unir un elemento de prueba pueden involucrar técnicas de unión de metales tales como soldadura.

Preferentemente, un material compuesto forma al menos la mayoría de la porción del elemento de prueba que se une al componente de avión. Preferentemente, la mayoría de la porción (o de la superficie) del elemento de prueba que se une al componente de avión está formado por un material que es del mismo tipo de material que el del material, o de la porción del objeto, que se une con la unión en el primer sitio al componente de avión. Por ejemplo, si la unión en el primer sitio es parte de una reparación de un material compuesto, la superficie del elemento de prueba unida con la unión de prueba es en su mayor parte, o preferentemente completamente, del mismo material compuesto. El elemento de prueba puede incluir un cuerpo de material compuesto reforzado con fibra tejida. El elemento de prueba puede adicionalmente tener una estructura que contenga metal. Por ejemplo, el elemento de prueba podía estar en la forma de una estructura soporte de metal alrededor de la cual se une un cuerpo de material compuesto. La estructura soporte de metal puede por ejemplo proporcionar una porción que permita sea aplicada una fuerza, por ejemplo un par, al elemento de prueba. El cuerpo del material compuesto puede por ejemplo proporcionar la superficie que se une al componente de avión. Tales características son especialmente ventajosas en el caso de que el componente de avión sea una estructura de material compuesto.

El elemento de prueba se dispone ventajosamente de forma que sea posible valorar la resistencia a cortante de la unión de prueba de una forma controlada. El elemento de prueba tiene ventajosamente una porción con un perfil tal que es capaz de cooperar con una porción correspondiente de una herramienta para aplicar un par. La porción del elemento de prueba está preferentemente en la forma de al menos un hueco de forma que la herramienta sea en la forma de una llave. Por supuesto también son posibles otras configuraciones. Por ejemplo, el elemento de prueba puede tener una cabeza con el perfil de una tuerca que pueda cooperar con una llave de tubo convencional, por ejemplo una llave de par, como se describe en el documento de patente de los EE.UU. número 4.476.727.

El método incluye ventajosamente llevar a cabo una etapa adicional, después de formar la unión, de aplicar una fuerza al elemento de prueba para valorar indirectamente la resistencia de la unión. Una etapa tal se aplica preferentemente inmediatamente después de que la unión se ha formado y después de que la formación de la unión de prueba se ha formado completamente (permitiendo por algún tiempo, el enfriamiento, el curado o el tiempo de fraguado que según las circunstancias pudiera ser requerido). Esta etapa adicional también se lleva a cabo preferentemente periódicamente durante el uso operacional del componente de avión para que se pueda monitorizar la integridad de la unión a lo largo de la vida útil del componente.

La fuerza aplicada al elemento de prueba, si se valora indirectamente la resistencia de la unión en el primer sitio, se elige preferentemente para que se corresponda a una fuerza que sea igual o mayor que la carga mínima a la que la unión en el primer sitio debe ser capaz de soportar para juzgar si es lo suficientemente fuerte para el uso operacional seguro del componente. Preferentemente, la fuerza aplicada se elige para que sea significativamente mayor que la fuerza correspondiente a la carga mínima, pero significativamente menor que la fuerza requerida para provocar el fallo de la unión de prueba. Por ejemplo, el material de unión se puede elegir para que tenga propiedades tales que la unión cuando se forme en condiciones ideales pueda soportar fuerzas de al menos 6 veces mayores que la carga máxima que se esperaría durante una operación normal. En circunstancias excepcionales puede ser posible que para las fuerzas mantenidas durante la operación estas sean hasta 2,5 veces las cargas experimentadas durante la operación normal. La carga mínima (que determina la fuerza que se va a aplicar) puede en este caso por lo tanto ser aproximadamente 3 veces la carga máxima mantenida durante la operación normal, ésta es significativamente mayor que las cargas normalmente esperadas, mayor que la carga máxima esperada en los casos de lo más excepcional y aún sólo la mitad de la resistencia última teórica de la unión. La fuerza se aplica preferentemente sólo una vez durante cada valoración. La fuerza se aplica preferentemente durante un periodo de entre 0,1 y 10 segundos. En las pruebas llevadas a cabo la fuerza se ha aplicado durante uno o dos segundos. La fuerza se aplica preferentemente en la forma de un par aplicado.

La unión se puede formar en el primer sitio como parte de una etapa de reparar una porción dañada en el primer sitio del componente de avión. Tal daño puede estar causado por ejemplo por un impacto.

Según el segundo aspecto de la invención se proporciona un componente de avión según la reivindicación 10 que incluye una unión en un primer sitio y un elemento de prueba unido al componente en un segundo sitio con una unión de prueba que usa un material que es el mismo material que el usado en la unión en el primer sitio.

Además se proporciona un avión que incluye un componente de avión. El avión puede por ejemplo haber sido dañado y reparado según la presente invención.

Además, la presente invención aún proporciona según un tercer aspecto un kit que incluye un material de unión según la reivindicación 12 para formar una unión y un elemento de prueba, teniendo el elemento de prueba una porción para unir a un componente de avión y estando el elemento adaptado para tener una fuerza aplicada al mismo por el que se aplica una fuerza cortante a la unión. El kit de las partes puede por ejemplo formar un kit de reparación.

A continuación se describirán diferentes realizaciones de la presente invención por medio del ejemplo en relación a los dibujos que se acompañan, de los cuales:

La Figura 1 muestra un botón y un componente reparado según una primera realización de la invención.

La Figura 2 muestra el botón mostrado en la Figura 1 en más detalle;

La Figura 3 muestra un avión que incluye el componente mostrado en la Figura 1; y

Las Figuras 4a y 4b muestran un botón para su uso en una segunda realización de la invención.

La primera realización de la invención se refiere a un método de reparar una sección dañada de un componente de un avión, en donde el componente está en la forma de un componente de avión laminado. La sección dañada del componente se repara y al mismo tiempo se une un botón de prueba al componente en una posición contigua a la sección dañada. La fijación del botón de prueba al componente se realiza exactamente de la misma forma, en la medida en que sea posible, y al mismo tiempo que la reparación de la sección dañada.

La sección dañada se prepara para la reparación. La preparación de la sección dañada incluye tratar mecánicamente la sección para producir una pendiente de pequeño gradiente (1 a 20 a 1 a 30), a continuación abradir con un papel seco y húmedo de grado 120 y tratar la superficie con un disolvente, tal como acetona. El mecanizado de la sección para formar la pendiente es una técnica estándar conocida en la técnica y la reparación una vez completada se menciona comúnmente como una reparación en bisel. Tales reparaciones (experto el mecanizado) también se llevan a cabo en relación a la región del componente en donde el botón de prueba se va a fijar para que la superficie de la sección preparada (previamente dañada) coincida tan cerca como sea posible de la superficie sobre la que se va a fijar el botón. También, los mismos materiales que se usan para unir el botón al componente son los mismos que se usan en el trabajo de reparación. Los materiales de reparación usados en este ejemplo comprenden una capa de tejido de fibra de carbono tejida curada a 120ºC pre-impreganada con resina epoxi, y una capa de adhesivo de película (una hoja de adhesivo epoxi, con buenas propiedades humectantes, colocada sobre un substrato fibroso muy delgado). Los materiales de unión usados en relación al botón y a la reparación se curan simultáneamente con la misma manta calorífica y bolsa de vacío, para que el curado resulte afectado en el mismo tiempo y bajo las mismas condiciones. Por ejemplo, los materiales de unión se someten al mismo vacío durante el mismo periodo de tiempo, y se someten al mismo ciclo de calor durante el curado. En este caso, la reparación y el botón se unieron simultáneamente usando un curado de 90 minutos a una temperatura constante de 120ºC bajo vacío. El trabajo se lleva a cabo por el mismo operario. Así, las propiedades mecánicas de la unión debajo del botón y debajo de la reparación deberían ser muy semejantes.

La Figura 1 muestra una sección de un revestimiento del ala 1 de un avión 18 (mostrado en la Figura 3) después de haber sido reparada según la primera realización de la presente invención. El revestimiento 1 incluye una sección reparada 2 y una sección de prueba 3 que incluye un botón de prueba 4 unido al revestimiento del ala 1. El revestimiento 1 está formado por un componente de avión laminado, siendo el material compuesto una lámina 16, colocada quasi-isotrópicamente de 4 mm de espesor. (Por supuesto, la colocación y orientación de las láminas de eligen para que se ajusten a la región que está siendo reparada). El material 5 usado para reparar la sección dañada es el mismo que el material 6 usado para unir el botón 4 al revestimiento 1. La sección reparada incluye una pendiente realizada mecánicamente con un gradiente suave de 1 a 20 (el gradiente no se muestra a escala en la Figura 1).

La Figura 2, que muestra el botón en mayor detalle, incluye una sección de un corte que muestra la estructura interna del botón 4. El botón 4 tiene una estructura de acero básica que forma una cabeza hexagonal 7 y una lámina 10 que está unida a la cabeza 7, la lámina 10 que tiene un anillo de orificios formados en la misma. La cabeza 7 es de aproximadamente 25 mm (1 pulgada) de diámetro. Una estopa gruesa de fibras de vidrio seca 8 se teje a través de los orificios de la lámina 10. La lámina 10 de la estructura de acero y las vibras de vidrio 8 se revisten mediante un material compuesto 11 formado a partir de un líquido de resina epoxi al que se le añaden hebras cortadas de fibra de vidrio, siendo el líquido curado a 130ºC. De este modo se dispone la cabeza 7 del botón 4. El botón 4 también incluye un marco de plástico de quita y pon 9 (sólo una parte del mismo se muestra en la Figura 2) que se usa, durante la fijación del botón al revestimiento 1, para producir un borde bien definido de la línea de unión entre el botón 4 y el revestimiento 1. Después del curado de la unión entre el botón 4 y el revestimiento 1, se retira el marco de plástico 9.

La resistencia del botón 4 se puede probar mediante la aplicación de una tensión cortante dada. La tensión cortante aplicada se elige de forma que exceda a la tensión cortante de la sección dañada reparada 2 que debe ser capaz de soportar durante la operación normal más un margen de tolerancia (es decir 50%) aunque no debe ser tan grande que exceda la tensión cortante última del botón 4. A través de la cabeza hexagonal 7 se aplica un par al botón 4 usando una llave de par. El par aplicado es igual a (o mayor que) un par Tmin, en donde Tmin = ½ Pi* r3Ssafe, en donde r es el radio medio del botón y Ssafe es la tensión cortante mínima que la sección reparada debe ser capaz de soportar para una operación segura del componente. Por ejemplo, si un componente debe ser capaz de soportar una tensión cortante del orden de 10 MPa durante una operación normal, la prueba puede requerir que el botón sea sometido a una tensión cortante del orden de 15 MPa para permitir que la reparación sea determinada como satisfactoria. Por lo tanto, el par aplicado para un botón con un radio de 0,0125 m (12,5 mm)necesitaría ser 46 Nm. Si la unión 6 entre el botón 4 y el revestimiento 1 puede soportar dicho par aplicado entonces se supone que la reparación se ha realizado de un modo satisfactorio. A partir de esto, la integridad de la unión 6 entre el botón 4 y el revestimiento 1 se puede probar de vez en cuando para valorar si la sección reparada 2 es aún de un estándar satisfactorio.

Las pruebas han demostrado que la estructura del botón 4 puede soportar pares de hasta 80 Nm, que es con mucho en exceso los pares requeridos para ser aplicados durante la prueba normal.

Las Figuras 4a y 4b muestran un botón 104 según una segunda realización de la invención. La Figura 4a muestra al botón 104 en sección transversal y la Figura 4b es una vista en perspectiva del botón 104. El botón 104 es en la forma general de un disco plano que tiene un diámetro de aproximadamente 20 mm. El botón 104 en este caso comprende un cuerpo de resina de polímero reforzado con fibra de vidrio 111, que rodea a una estructura de acero 115. La estructura de acero tiene una base en forma de disco 112 y una cabeza 116 conectada a la base 112. La cabeza 116 tiene un hueco 113 que tiene una sección transversal en la forma de una estrella de 6 puntas. El hueco 113 actúa como un encaje dentro del cual se puede insertar una llave con el perfil apropiado (no mostrada) para aplicar el par al botón 104. El cuerpo de resina 111 no se extiende por el interior o sobre el hueco 113 de la cabeza 116 o por la superficie superior de la cabeza 116 (en la orientación mostrada en las Figuras 4a y 4b). La base con forma de disco 112 tiene un anillo de orificios 114 alrededor de su periferia para ayudar a la unión de la estructura de metal 115 con el cuerpo de resina 111. El método de la segunda realización es por todo lo demás idéntico al método de la primera realización descrita anteriormente con relación a las Figuras 1 a 3.

Además, el botón de la primera realización no necesita ser reforzado con fibras de vidrio tejidas 8. Por supuesto, la invención por supuesto no se limita a hacer reparaciones y a los métodos similares de las realizaciones descritas anteriormente y se puede usar cuando se fabriquen componentes de avión.

Claims

1. Un método de formar una unión que comprende las siguientes etapas:

proporcionar un componente de avión (1) que incluye un primer sitio (2) en el que se requiere una unión,

formar la unión con un material de unión (5) en el primer sitio,

caracterizado por unir un elemento de prueba (4) en un segundo sitio (3) del componente de avión formando de ese modo una unión de prueba, estando el segundo sitio en la proximidad del primer sitio, estando el elemento de prueba colocado de forma que, después de unir el elemento de prueba, se puede valorar la resistencia de la unión de prueba, en el que

el elemento de prueba se une al componente de avión con el uso de material (6) que es el mismo que el material de unión (5), y

las condiciones a las que se le somete al segundo sitio durante la formación de la unión de prueba son substancialmente las mismas que las condiciones a las que se le somete al primer sitio durante la formación de la unión, por lo que

después de la formación de la unión en el primer sitio, la resistencia de la unión así formada se puede valorar, sin necesidad de probar la unión directamente, mediante la valoración de la resistencia de la unión de prueba.

2. Un método según la reivindicación 1, en el que el segundo sitio (3) está directamente contiguo al primer sitio.

3. Un método según la reivindicación 1 o la reivindicación 2, en el que las etapas de formar la unión y de unir un elemento de prueba incorporan el uso de material de unión (6) que se cura por calor.

4. Un método según cualquiera reivindicación precedente, en el que la etapa de unir el elemento de prueba (4) se desarrolla para producir una unión de prueba que tiene un área de contacto predeterminada mediante la aportación de una barrera para limitar del flujo de material de unión durante el curado de la unión de prueba.

5. Un método según la reivindicación 3 o la reivindicación 4, cuando la reivindicación 4 es dependiente de la reivindicación 3, en el que la etapa de unir el elemento de prueba (4) incluye colocar un perfil (9) alrededor del material de unión usado para unir el elemento de prueba al componente de avión (1), a continuación curar por calor el material de unión (5), y a continuación retirar el perfil.

6. Un método según cualquier reivindicación precedente, en el que el componente de avión es una estructura de material compuesto laminado y las etapas de formar una unión y de unir un elemento de prueba incorporan el uso de al menos una lámina de una material compuesto laminado.

7. Un método según cualquiera reivindicación precedente, que incluye desarrollar una etapa adicional, después de formar la unión, de aplicar una fuerza al elemento de prueba (4) para valorar indirectamente la resistencia de la unión en el primer sitio.

8. Un método según cualquiera reivindicación precedente, en el que la unión se forma en el primer sitio (2) como parte de una etapa de reparar una porción dañada en el primer sitio del componente de avión.

9. Un método según cualquiera reivindicación precedente, en el que la unión se forma en el primer sitio (2) como parte de una etapa de fabricar un componente de avión.

10. Un componente de avión que incluye una unión en un primer sitio (2) y caracterizada por un elemento de prueba (4) unido al componente (1) en un segundo sitio con una unión de prueba que emplea un material que es el mismo que el material usado en la unión en el primer sitio.

11. Un componente de avión según la reivindicación 10 cuando se incorpora a un avión.

12. Un kit que incluye un material de unión (6) para formar una unión y que está caracterizado por un elemento de prueba (4), teniendo el elemento de prueba una porción para unirse a un componente de avión (1) y estando adaptado para tener una fuerza aplicada al mismo por el que se aplica una fuerza cortante a la unión.

13. Un kit como en la reivindicación 12 en el que el elemento de prueba (4) incluye una porción (7, 113) conformada para cooperar con una porción correspondiente de una herramienta para aplicar un par a la unión.

14. Un kit como en la reivindicación 13 en el que la porción conformada para cooperar con una herramienta comprende un hueco (113).

15. Un kit como en la reivindicación 13 ó 14 en el que la porción (7, 113) conformada para cooperar con una herramienta que está hecha de metal y la mayoría de la porción (11, 111) que se une al componente de avión comprende un material compuesto.

16. Un kit como en cualquiera de las reivindicaciones 12 a 15 en el que el elemento de prueba (4) incluye un cuerpo de material compuesto reforzado con fibra tejida (8, 10, 11).

17. Un kit como en cualquiera de las reivindicaciones 12 a 16 que incluye un perfil para colocarlo alrededor del material de unión usado para unir el elemento de prueba al componente de avión.