BR102013027906A2 - Emenda de circunferência para unir estruturas de carcaça - Google Patents
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Abstract
RESUMO Patente de Invenção: "EMENDA DE CIRCUNFERÊNCIA PARA UNIR ESTRUTURAS DE CARCAÇA". A presente invenção refere-se a uma emenda da estrutura de carcaça e método que podem incluir um primeiro painel (110a) dotado de uma primeira borda (120a), um segundo painel dotado de uma segunda borda, sendo que a dita segunda borda é posicionada em alinhamento no sentido da borda com a dita primeira borda (120a) para formar uma junta de emenda, uma tira (12) que liga em ponte a junta de emenda e é presa ao primeiro painel (110a) e ao segundo painel, sendo que a tira (12) é dotada de uma primeira região afunilada e uma segunda região afunilada, um primeiro encaixe é dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, sendo que a seção afunilada é presa à primeira região afunilada da tira (12), e um segundo encaixe é dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, sendo que a seção afunilada é presa à segunda região afunilada da tira (12).
Description
Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "EMENDA DE CIRCUNFERÊNCIA PARA UNIR ESTRUTURAS DE CARCAÇA".
CAMPO
A presente descrição geralmente refere-se à união de estruturas de carcaça e, mais particularmente, a uma junta de emenda para unir as seções adjacentes de uma estrutura de carcaça, como as seções de fuselagem de uma aeronave.
ANTECEDENTES
Os elementos estruturais primários de grandes aeronaves são tipicamente feitos de metal ou materiais compostos. Por exemplo, as carcaças da fuselagem de tal aeronave podem tipicamente ser fabricadas de materiais de ligas de alumínio com alta resistência ou materiais de resina reforçada por fibra que têm relações de resistência para peso relativamente altas.
Uma aeronave pode incluir duas ou mais fuselagens, isto é, carcaça, seções, que são ligadas em ponto e unidas de maneira circunferencial em uma junta de emenda para interconectar as seções de fuselagem e formar a estrutura de fuselagem completa. Para instalar precisamente as juntas de integração, as seções de fuselagem são alinhadas e os furos de fixação são perfurados através das placas de emenda conectoras e da estrutura de carcaça subjacente. Por exemplo, as seções de fuselagem adjacentes podem ser unidas por uma emenda que consiste em uma armação ou anteparo que é posicionado no interior da fuselagem e nas pontes entre as Iongarinas de reforço da seção da fuselagem adjacente. Uma pluralidade de encaixes se estende através da armação e facilita a continuidade das seções de fuselagem. Como um outro exemplo, as seções de fuselagem adjacentes podem ser integradas juntas pela placa de emenda e pela pluralidade de encaixes de emenda presa entre um par de seções de fuselagem adjacentes para ligar em ponte a interface entre as seções de fuselagem adjacentes. Geralmente a placa de emenda é plana e forma uma corda de emenda plana que se estende através da junta de emenda. Dependendo do tipo de junta de emenda, a montagem pode exigir uma pluralidade de furos de rato dispostos na armação ou no anteparo através dos quais se estendem os encaixes de emenda.
Tipicamente, um encaixe de emenda pode ser formado de um material metálico, como titânio. Uma vez que o titânio é um material relativamente caro, os custos com material e de fabricação associados a um en5 caixe de emenda de titânio podem aumentar os custos associados à produção da aeronave. Adicionalmente, as seções de fuselagem podem se unir por uma pluralidade de prendedores que se estendem através da armação para conectar a armação às seções de fuselagem e uma pluralidade de prendedores que se estendem através dos encaixes de emenda para conec10 tar os encaixes às seções de fuselagem. A fim de instalar os prendedores, uma pluralidade de furos de fixação deve ser perfurada através da emenda para receber os prendedores. Uma desvantagem de tal processo de montagem é que a perfuração dos furos através de uma pilha de materiais diferentes que contêm encaixes de emenda de titânio leva um tempo significante, 15 desse modo, aumentando o tempo exigido para montar as seções de fuselagem assim como os custos de mão de obra associados a tal montagem. Ademais, os furos perfurados através de um encaixe de emenda feito de titânio ou outro material metálico geralmente exigem que as partes sejam separadas e rebarbadas, desse modo, somando tempo e custos associados 20 à montagem da fuselagem. Uma outra desvantagem de tal processo de montagem é que calços podem ser exigidos para alinhar a seção de fuselagem e encaixar os encaixes de emenda ao longo da interface da junta, desse modo, somando ainda mais tempo e custo.
Dessa maneira, aqueles versados na técnica continuam com os esforços de pesquisa e desenvolvimento no campo de unir estruturas de carcaça, particularmente no campo de montagem de aeronave.
SUMÁRIO
Em uma modalidade, a emenda da estrutura de carcaça revelada pode incluir um primeiro painel dotado de uma primeira borda, uma tira presa ao primeiro painel e que se estende além da primeira borda, sendo que a tira é dotada de uma primeira região afunilada, e um primeiro encaixe dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, sendo que a seção afunilada é presa à primeira região afunilada da tira. Uma armação é opcionalmente conectada à tira.
Em uma outra modalidade, a emenda da estrutura de carcaça revelada pode incluir um primeiro painel dotado de uma primeira borda, um 5 segundo painel dotado de uma segunda borda, sendo que a segunda borda é posicionada em alinhamento no sentido da borda com a primeira borda para formar uma junta de emenda, uma tira que liga em ponte a junta de emenda e é presa ao primeiro painel e ao segundo painel, sendo que a tira é dotada de uma primeira região afunilada e uma segunda região afunilada, 10 um primeiro encaixe é dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, sendo que a seção afunilada é presa à primeira região afunilada da tira, e um segundo encaixe é dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, sendo que a seção afunilada é presa à segunda região afunilada da tira.
Em uma outra modalidade, a emenda revelada para unir os painéis adjacentes de uma estrutura de carcaça pode incluir uma tira dotada de uma primeira lateral, uma segunda lateral, uma região intermediária geralmente plana, uma primeira região afunilada que se estende para baixo próxima da região intermediária para aproximar a primeira lateral, e uma segunda região afunilada que se estende para baixo próxima da região intermediária para aproximar a segunda lateral, um primeiro encaixe dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, sendo que a seção afunilada é presa à primeira região afunilada da tira, e um segundo encaixe que é dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, sendo que a seção afunilada é presa à segunda região afunilada da tira. Uma armação da seção em Z ou uma seção em C pode ser presa á seção plana intermediária da tira de emenda.
Em uma outra modalidade, revela-se um método de unir uma estrutura de carcaça, o método pode incluir as etapas de: (1) fornecer um primeiro painel da estrutura de carcaça dotada de uma primeira borda, (2) for30 necer uma tira dotada de uma primeira região afunilada e uma segunda região afunilada, (3) posicionar a tira adjacente à primeira borda tal que a primeira região afunilada é adjacente ao primeiro painel e a segunda região afunilada se estende para fora da primeira borda, (4) prender a tira ao primeiro painel, (5) fornecer um primeiro encaixe dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, (6) posicionar o primeiro encaixe tal que a seção afunilada é adjacente à primeira região afunilada da tira e a seção plana é adja5 cente ao primeiro painel, (7) prender o primeiro encaixe à tira, e (8) prender o primeiro encaixe ao primeiro painel.
Em ainda outra modalidade, revela-se um método de unir uma estrutura de carcaça, o método pode incluir as etapas de: (1) fornecer um primeiro painel da estrutura de carcaça dotada de uma primeira borda, (2) 10 fornecer uma tira dotada de uma primeira região afunilada e uma segunda região afunilada, (3) posicionar a tira adjacente à primeira borda tal que a primeira região afunilada é adjacente ao primeiro painel e a segunda região afunilada se estende para fora da primeira borda, (4) prender a tira ao primeiro painel, (5) fornecer um primeiro encaixe dotado de uma seção afunila15 da e uma seção plana, (6) posicionar o primeiro encaixe tal que a seção afunilada é adjacente à primeira região afunilada da tira e a seção plana é adjacente ao primeiro painel, (7) prender o primeiro encaixe à tira, (8) prender o primeiro encaixe ao primeiro painel, (9) fornecer um segundo painel da estrutura de carcaça dotada de uma segunda borda, (10) posicionar o segundo 20 painel adjacente ao primeiro painel tal que as primeira e segunda bordas estão em alinhamento no sentido da borda formando uma junta de emenda e a segunda seção afunilada é adjacente ao segundo painel e a tira liga em ponte a junta de emenda, (11) prender a tira ao segundo painel, (12) fornecer um segundo encaixe dotado de uma seção afunilada e uma seção plana, 25 (13) posicionar o segundo encaixe tal que a seção afunilada é adjacente à segunda região afunilada da tira e a seção plana é adjacente ao segundo painel, (14) prender o segundo encaixe à tira, e (15) prender o segundo encaixe ao segundo painel.
Outras modalidades da superfície de ligação enxertada revelada se tornarão evidentes a partir da descrição detalhada, dos desenhos em anexo e das reivindicações anexas seguintes.
BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS A Figura 1 é uma vista em perspectiva de uma aeronave montada de acordo com a presente descrição;
A Figura 2 é uma vista em perspectiva explodida de uma pluralidade de seções de fuselagem da aeronave da Figura 1;
A Figura 3 é uma vista em perspectiva parcial de uma junta de
emenda entre as seções de fuselagem adjacentes da aeronave da Figura 1;
A Figura 4 é uma vista em perspectiva parcial da única emenda da junta de emenda da Figura 3;
A Figura 5 é uma vista em perspectiva lateral parcialmente explodida da emenda da Figura 4;
A Figura 6 é uma vista em perspectiva superior parcialmente explodida da emenda da Figura 4;
A Figura 7 é uma vista superior da emenda da Figura 4;
A Figura 8 é uma vista lateral da emenda da Figura 4;
A Figura 9 é uma vista em perspectiva explodida parcial da e
menda; e
A Figura 10 é uma vista em seção transversal de uma placa de emenda da emenda revelada.
DESCRIÇÃO DETALHADA A descrição detalhada seguinte refere-se aos desenhos em ane
xo, que ilustram as modalidades específicas da descrição. Outras modalidades dotadas de diferentes estruturas e operações não se separam do escopo da presente descrição. As referências numéricas iguais podem se referir ao mesmo elemento ou componente nos diferentes desenhos.
Referindo-se às Figuras 1 e 2, uma aeronave 100 pode incluir
uma fuselagem 102 dotada de uma pluralidade de seções de fuselagem 104 (identificadas individualmente como seções de fuselagem 104a-e). As seções de fuselagem 104 podem ser unidas por uma pluralidade de juntas de emenda correspondentes 106 (identificadas individualmente como juntas de emenda 106a-e).
Cada seção de fuselagem 104 pode incluir um revestimento de composto 108 que se estende trezentos e sessenta graus (360°) ao redor de um eixo geométrico longitudinal A da fuselagem 102. Por toda esta descrição, o termo "seção de fuselagem" é usado por conveniência para se referir a qualquer estrutura de carcaça que se estenda trezentos e sessenta graus (360°) ao redor de um eixo geométrico. Um versado na técnica pode obser5 var que uma seção de fuselagem 104 pode não ser limitada às estruturas geralmente cilíndricas, mas pode incluir estruturas que têm formatos circular, elíptico, oval, ovalado, retilíneo, afunilado ou outros formatos em seção transversal. Além disso, um versado na técnica pode observar que as seções de fuselagem 104 podem ser seções de uma peça em que os revesti10 mentos 108 são revestimentos de uma peça que se estendem continuamente por trezentos e sessenta graus (360°) ao redor do eixo geométrico ou podem ser formados de dois ou mais segmentos de revestimento unidos para formar a seção de fuselagem 104 de trezentos e sessenta graus (360Q) completa.
A fuselagem 102 pode incluir adicionalmente uma cabine de
passageiro configurada para prender uma pluralidade de assentos de passageiro. Cada seção de fuselagem 104 também pode incluir uma pluralidade de recortes para janela (não mostrados) para fornecer aos passageiros sentados na cabine de passageiro vistas para fora da aeronave 100. A fuse20 Iagem 102 também pode incluir portas para passageiro, portas para carga, antenas e semelhantes.
Referindo-se à Figura 3, uma emenda, geralmente designada 10, pode ligar em ponte entre e estruturalmente unir um par de seções de fuselagem posicionadas de maneira adjacente 104 definindo a junta de e25 menda 106 entre elas. Esta vista está voltada para fora em uma parte de uma junta de emenda 106 de dentro da fuselagem 102. As emendas 10 podem ser geralmente localizadas em extremidades opostas das seções de fuselagem 104. A emenda 10 pode ser posicionada no interior das seções de fuselagem 104 para integrar as seções de fuselagem 104 e fornecer re30 sistência e estabilidade para a fuselagem resultante 102. Muito embora apenas uma parte da emenda que se estende de maneira circunferencial 10 seja ilustrada na Figura 3, a emenda pode se estender ao redor de toda a circunferência interna das seções de fuselagem 104 ou pode se estender ao redor de apenas uma ou mais partes dela.
Cada seção de fuselagem 104 pode incluir um painel 110 (identificado individualmente como um primeiro painel 110a e um segundo painel 5 110b). Uma primeira seção de fuselagem 104a pode incluir um primeiro painel 110a e uma segunda seção de fuselagem 104b pode incluir um segundo painel 110b posicionado em alinhamento no sentido da borda com o primeiro painel 110a. Em uma modalidade, os painéis 110 podem estar pelo menos geralmente semelhantes em estrutura e função para conhecer as partes de 10 painel das seções de fuselagem da aeronave. Por exemplo, o painel 110 pode incluir uma pluralidade de reforçador ou Iongarinas de reforço 114 presas ao revestimento 108. O revestimento 108 pode ser preso e cobre a pluralidade de Iongarinas de reforço 114 para formar a superfície externa da seção de fuselagem 104.
Referindo-se às Figuras 4 a 8, cada Iongarina de reforço 114
pode incluir uma parte elevada 116 que se projeta para longe do revestimento 108 e de uma pluralidade de partes do flange 118 presas diretamente ao revestimento 108. Na modalidade ilustrada, as Iongarinas de reforço 114 podem ter seções transversais com formato geralmente em "U". No entanto, 20 um versado na técnica pode observar que as Iongarinas de reforço 114 podem ter outros formatos em seção transversal, inclusive formatos em "L", formatos em "C", formatos em "T" invertidos, formatos em "I", etc. Ainda em outras modalidades, os painéis 110 podem incluir outras características; como elementos de suporte ou deslocamentos compatíveis com as partes do 25 flange 118 da Iongarinas de reforço 114.
As Iongarinas de reforço 114 podem ser posicionadas no revestimento 108 para que a parte do flange 118 de uma Iongarina de reforço 114 seja alinhada com uma parte do flange correspondente 118 de uma Iongarina de reforço adjacente 114. Ao alinhar as partes do flange 118 de tal ma30 neira, as partes do flange 118 podem formar uma pluralidade de superfícies de suporte pelo menos aproximadamente contínuas que se estendem entre as partes elevadas 116 das Iongarinas de reforço 114. Em uma outra modalidade, conforme ilustrado, as Iongarinas de reforço 114 podem ser espaçadas entre si no revestimento 108 para que a parte do flange 118 de uma Iongarina de reforço 114 seja circunferencialmente deslocada (ou espaçada de outro modo) de uma parte do flange correspondente 118 de uma Iongarina de reforço adjacente 114.
Referindo-se, em seguida, às Figuras 4 a 8, que retratam um segmento da junta de emenda 106 para ilustrar mais claramente a emenda revelada 10. A emenda 10 pode incluir uma tira 12 que se estende pelo menos parcialmente de maneira circunferencial ao redor da junta de emenda 10 106 das seções de fuselagem 104. A tira 12 pode ter uma largura, conforme definida na direção longitudinal da fuselagem 102, que é suficiente para ligar em ponte através das partes e cobrir as partes de ambas as seções de fuselagem adjacentes 104.
A tira 12 pode incluir uma superfície de fundo 14 para fazer contato com o revestimento 108 dos painéis adjacentes 110. A superfície de fundo 14 pode ser curvada e a curvatura da superfície de fundo pode corresponder à curvatura da fuselagem 102 (Figura 2). Uma superfície de fundo plana 14 também é contemplada.
As laterais opostas 16 (identificadas individualmente nas Figuras 4 e 5 como primeira lateral 16a e segunda lateral 16b) da tira 12 podem se estender para longe da junta de emenda 106 e podem ser presas a uma borda 120 (identificada individualmente nas Figuras 4 e 5 como primeira borda 120a e segunda borda 120b) do revestimento 108. Uma superfície de topo 18 da tira de emenda 12 pode incluir uma região intermediária geralmente plana 20 e regiões afuniladas de maneira descendente opostas 22 (identificadas individualmente nas Figuras 4 a 6 como primeira região afunilada 22a e segunda região afunilada 22b) que se estendem próximo da (isto é, na ou perto da) região intermediária 20 até próximo das laterais 16. Conforme ilustrado, em uma modalidade, a tira de emenda 12 pode ter um formato em seção transversal de trapézio geralmente isósceles; no entanto, um versado na técnica pode observar que a tira 12 pode ter outros formatos geralmente trapezoidais ou outros formatos poligonais. Conforme será descrito em mais detalhes no presente, em uma modalidade, a tira 12 pode ser formada de um material composto, como um polímero reforçado por fibra de carbono (CFRP), um polímero reforçado por fibra de composto, um grafite-epóxi, ou material semelhante, de modo a for5 necer a resistência e a estabilidade exigidas para unir, estruturalmente, as seções de fuselagem adjacentes 104 enquanto reduz os custos de material, peso, e tempo de perfuração e de montagem com relação às emendas mais convencionais que utilizam partes de emenda metálicas. Em outras modalidades, a tira 12 pode incluir outros materiais, inclusive materiais metálicos 10 como alumínio, titânio, aço, etc.
A tira 12 pode ser presa próxima da primeira borda 120a do revestimento 108 do primeiro painel 110a e próxima da segunda borda 120b do revestimento 108 do segundo painel 110b para emendar os painéis 110. A tira 12 pode se estender continuamente ou pelo menos aproximadamente
de maneira contínua, ao redor da junta de emenda 106. Alternativamente, a tira 12 pode ser segmentada ao redor da junta de emenda 106; por exemplo, a junta de emenda 106 pode incluir uma pluralidade de segmentos da tira 12. A tira 12 pode ser presa a um lado interno dos respectivos revestimentos 108 para manter uma superfície aerodinâmica e lisa no exterior da fusela20 gem 102. A tira 12 pode ser presa aos revestimentos 108 por uma pluralidade de prendedores que se estendem através da tira 12 e dos revestimentos 108. Alternativamente, a tira 12 pode ser ligada aos revestimentos 108 ou ligada e presa aos revestimentos 108.
A tira 12 pode ser pelo menos aproximadamente tão espessa 25 quanto os revestimentos 108, mas mais espessa do que as partes do flange adjacentes 118 das Iongarinas de reforço 114. Em uma modalidade, conforme ilustrado, as Iongarinas de reforço 114 não se estendem completamente até a borda 120, o revestimento 108 e as laterais 16 da tira 12 podem se estender próximas da extremidade terminal das Iongarinas de reforço 114. 30 Em outras modalidades, as Iongarinas de reforço 114 podem se estender até a borda 120 do revestimento 108 e terminarem nela. Se necessário, para evitar um degrau entre as superfícies adjacentes, coxins de calço ou enchimentos (não mostrados) podem ser posicionados nas partes do flange 118 adjacentes à tira 12. Os enchimentos podem incluir materiais compostos, materiais metálicos ou materiais semelhantes. Em outras modalidades, a tira 12, os revestimentos 108 e as partes do flange 118 podem ter outras espessuras relativas tal que os enchimentos podem não ser necessários.
A emenda 10 também pode incluir uma pluralidade de encaixes de emenda 24 (identificados individualmente como um primeiro encaixe 24a e um segundo encaixe 24b) que são dispostos na tira 12 e que se estendem em uma direção longitudinal para longe da junta de emenda 106. Cada en10 caixe 24 pode incluir uma primeira extremidade 26, uma segunda extremidade 28 e laterais longitudinais 30. Uma base 32 do encaixe 24 pode incluir uma seção afunilada de maneira ascendente 34 que se estende próxima da primeira extremidade 26 e uma seção geralmente plana 36 que se estende próxima da seção afunilada 34 até perto da segunda extremidade 28. Os 15 encaixes 24 podem ser formados de um material composto, como um plástico reforçado por fibra de carbono ou material semelhante, como o mesmo composto que forma a tira 12. Alternativamente, os encaixes 24 podem ser formados de um metal ou liga metálica.
Na modalidade ilustrada, a seção afunilada de maneira ascen20 dente 34 do encaixe 24 pode incluir um ângulo ascendente (isto é, oposto) complementar de maneira correspondente com relação ao ângulo da região afunilada de maneira descendente 22 da tira 12, tal que a seção afunilada 34 da superfície de fundo 32 pode fazer contato nivelado com a região afunilada 22 da superfície de topo 18 da tira. A seção afunilada 34 pode ter uma Iar25 gura, conforme definida na direção longitudinal da fuselagem 102, que é suficiente para se estender através da região afunilada 22 da tira 12 e cobrir a região. A seção plana 36 do encaixe 24 pode se estender através da lateral
16 da tira 12 de modo a cobrir o revestimento 108 do painel 110. Um encaixe 24 pode ser preso a ambas as regiões afuniladas 22 da tira 12, tal que um par de encaixes 24 se estende longitudinalmente além das laterais opostas 16 da tira 12 para longe da junta de emenda 106 de modo a cobrir as seções de fuselagem adjacentes 104. Conforme mostrado na modalidade ilustrada, cada encaixe 24 pode incluir um primeiro elemento longitudinal 38 e um segundo elemento longitudinal 40 que se estende além das laterais 16 da tira 12. Geralmente, os elementos longitudinais 38, 40 podem definir a seção plana 36 do encaixe 5 24. Os elemento que se estendem de maneira longitudinal 38, 40 podem ser configurados para cobrir e receber pelo menos uma parte da Iongarina de reforço 114 de um respectivo painel 110.
Por exemplo, em uma modalidade, cada encaixe 24 pode ter o formato geralmente em "U" tal que cada elemento longitudinal 38, 40 pode 10 ser espaçado do outro e pode cobrir uma respectiva Iongarina de reforço 114. Os encaixes 24 desta modalidade podem incluir a seção afunilada 34 que se estende através da largura da região afunilada 22 da tira 12 e dos elementos longitudinais 38, 40 que se estendem para fora da seção afunilada 34 além da lateral 16 da tira 12. No entanto, a seção afunilada 34 do en15 caixe 24 pode ter outras larguras com relação à região afunilada 22 da tira 12 e como tal, a seção afunilada 22 do encaixe 12 pode não precisar se estender através de toda a largura da região afunilada 22 da tira 12. Alternativamente, a seção afunilada 34 do encaixe 24 pode se estender além da região afunilada 22 da tira 12 em outras modalidades.
Em outras modalidades, a seção plana 36 do encaixe 24 pode
incluir um único elemento longitudinal que se estende além da lateral 16 da tira 12. Em tal modalidade, a seção plana 36 pode ser dimensionada adequadamente, isto é, a distância entre as laterais longitudinais 30, para se encaixar entre as partes elevadas 116 das Iongarinas de reforço adjacentes 114.
A emenda 10 pode incluir uma pluralidade de encaixes 24 que sobrepõem diferentes partes circunferencialmente espaçadas da tira 12. A pluralidade de encaixes 24 que podem ser espaçados uns dos outros em uma direção circunferencial tal que uma parte da tira 12 pode não ser cober30 ta por um encaixe 24 e pode ser exposta ou ser visível entre os encaixes vizinhos, isto é, adjacentes 24. Como tal, a tira 12 pode ser visivelmente inspecionada para confirmar que a tira 12 permanece presa, apropriadamente ao revestimento 108 das seções de fuselagem 104. Alternativamente, a pluralidade de encaixes 24 pode tê-los apoiados uns contra os outros em uma direção circunferencial tal que toda a tira 12 pode ser coberta pelos encaixes 24.
Na modalidade ilustrada, cada encaixe 24 pode ter um canal ou
seção transversal com formato em "U" que inclui a base 32, formada da seção afunilada 34 e da seção plana 36, e bordas eretas opostas 42 (identificadas individualmente como uma primeira borda ereta 42a e uma segunda borda ereta 42b). Sendo que uma primeira borda ereta 42a é posicionada 10 em direção a uma primeira lateral longitudinal 30a e uma segunda borda ereta 42b é posicionada em direção a uma segunda lateral longitudinal 30b. Em outras modalidades, os encaixes 24 podem ter outros formatos em seção transversal, inclusive formatos em "C", formatos em "L", formatos em "Pi" invertido e formatos planos.
As bordas eretas 42 podem somar rigidez aos encaixes 24 e po
dem ser posicionadas próximas das partes elevadas 116 das Iongarinas de reforço 114 dependendo das dimensões da seção plana 36 do encaixe 24 e da distância espaçada das Iongarinas de reforço 114. As bordas eretas 42 podem aumentar a estabilidade da junta de emenda 106, especialmente com cargas de compressão.
Se uma tira segmentada 12 for usada, então, os encaixes 24 também podem ser usados como placas de emenda para os segmentos de tira adjacentes. Uma vantagem da junta de emenda 106 revelada é que as extremidades das Iongarinas de reforço 114 são deixadas abertas, o que 25 possibilita que a umidade causada pela condensação e outras fontes escape das Iongarinas de reforço 114 para a drenagem suficiente.
Ainda uma outra vantagem da emenda 10 revelada é que as partes elevadas 116 das Iongarinas de reforço opostas 114 não são unidas através da junta de emenda 106, o que torna os encaixes 24 relativamente 30 fáceis de instalar devido ao fato de as partes elevadas 116 não terem que estar em alinhamento perfeito. Adicionalmente, a habilidade de mudar ou ajustar a posição do encaixe 24 ao longo de ambas as laterais 16 da tira 12 permite que os elementos longitudinais 38, 40 recebam a parte elevada 116 da Iongarina de reforço 114 se não alinhadas perfeitamente com uma Iongarina de reforço oposta 114.
A emenda 10 pode, opcionalmente, incluir uma armação 44 que se estende circunferencialmente ao redor de pelo menos uma parte da junta de emenda 106 entre as seções de fuselagem adjacentes 104. A armação 44 pode ser geralmente posicionada para cobrir a região intermediária 20 da tira 12 entre os encaixes longitudinalmente opostos 24. Na modalidade ilustrada, a armação 44 pode ter um formato geralmente em "Z" configurado para ter um flange inferior virado para cima 46 a ser preso à tira 12. O flange inferior 46 pode ser segmentado em uma pluralidade de pés, que pode ser presa à tira 12, conforme ilustrado na Figura 3. A armação 44 também pode incluir um flange superior virado para baixo 48 a ser preso a um exterior das paredes da cabine interna da fuselagem 102. O flange superior 48 pode ser segmentado em pés de uma maneira semelhante àquela descrita para o flange inferior 46. Muito embora uma armação com formato em Z 44 seja mostrada, aqueles versados na técnica irão observar que qualquer armação adequada pode ser usada, como uma armação com formato em C, uma armação com formato em I, uma armação com formato em J ou semelhantes.
A armação 44 também pode ser formada de um material composto, como CFRP ou material semelhante, como o mesmo composto que forma a tira 12 ou os encaixes 24. Alternativamente, a armação 44 pode ser formada de um material metálico ou outro material, como alumínio ou titânio. Muito embora a emenda 10 revelada seja ilustrada como sendo
construída de inúmeras partes separadas (por exemplo, a tira 12, os encaixes 24, a armação 44), em outras modalidades, duas ou mais dessas partes podem ser integradas em uma única parte que realiza a função ou tem as características das duas ou mais partes.
Referindo-se, em seguida, à Figura 9, um benefício da emenda
10 revelada é a eliminação contemplada da necessidade por componentes metálicos, como componentes de metal titânio, na junta de emenda 106 e a redução significante (se não a eliminação completa) da necessidade por calços ou etiquetas de não conformidade durante a montagem da fuselagem 102. Um outro benefício da emenda 10 revelada é a redução significante nos tempos de fluxo de fabricação da montagem da fuselagem 102 contem5 piada ao instalar, isto é, prender, a tira de emenda 12 e uma parte da pluralidade de encaixes de emenda 24a à primeira seção de fuselagem 104a antes da integração da segunda seção de fuselagem adjacente 104b e da parte correspondente da pluralidade de encaixes longitudinalmente opostos de emenda 24b. Opcionalmente, a armação 44 também pode ser instalada an10 tes da integração da segunda seção de fuselagem 104b.
Conforme melhor ilustrado nas Figuras 4, 6 e 8, a interface entre a região afunilada 22 da tira 12 e as seções afuniladas 34 dos encaixes 24 permite que os encaixes 24 sejam presos à tira 12 e ao painel 110 sem a exigência de colocação de calços e permite as tolerâncias de localização 15 entre as seções de fuselagem adjacentes 104 e os encaixes 24. Por exemplo, durante a instalação dos encaixes 24, cada encaixe 24 pode ser descolado longitudinalmente para frente ou para trás, isto é, para a proa e para popa, com relação à tira 12 para justificar as espessuras variantes e as localizações da terminação das partes do flange 118 das Iongarinas de reforço 20 114 para fornecer uma junta de emenda sem calços 106. As superfícies afuniladas opostas da tira 12 e os encaixes 24 também podem minimizar o deslocamento do centro de gravidade por toda a junta de emenda 106, o que pode reduzir as cargas do avião ao longo da junta de emenda 106. Adicionalmente, a interface afunilada também pode diminuir a transferência de 25 carga nos prendedores e transferir, de maneira mais uniforme, forças de carga entre os elementos de emenda, isto é, a tira 12, os encaixes 24, e projetar as seções de fuselagem unidas 104.
Referindo-se à Figura 10, a tira de emenda 12 pode ser formada através da camada de composto gotejante para alcançar internamente as regiões afuniladas 22 sem a exigência de usinagem pós formação. Os encaixes de emenda 24 também podem ser formados através da camada de composto gotejante para alcançar internamente a seção afunilada 34 sem a exigência de usinagem pós formação. A tira 12 e os encaixes 24 podem incluir uma estrutura afunilada interna 50 circundada por uma pluralidade de camadas de fibra e uma resina curada, isto é, camada de composto 52, para formar uma estrutura de composto. Por exemplo, a tira 12 pode incluir uma zona de fibra contínua externa e uma zona de fibra afunilada interna. Uma pluralidade de camadas pode se acumular para formar uma zona de fibra contínua inferior. Uma outra pluralidade de camadas pode se acumular em uma fronteira do perímetro da zona de fibra contínua inferior para formar a zona de fibra afunilada ou a estrutura afunilada 50. Alternativamente, a estrutura afunilada 50 pode ser formada de materiais alternativos. Uma outra pluralidade de camadas pode ser acumulada sobre a zona de fibra afunilada para formar uma zona de fibra contínua superior. As camadas 52 podem ser camadas de composto pré-impregnado. Os encaixes de emenda 24 podem ser formados através de um processo substancialmente semelhante para formar a seção afunilada 34 da base 32.
Uma vantagem de usar materiais compostos em vez de metais é que a tira 12, os encaixes 24 e os painéis subjacentes 110 (por exemplo, os revestimentos 108 e as Iongarinas de reforço 114) podem ter coeficientes de expansão térmica pelo menos geralmente semelhantes. Como um resultado, 20 as oscilações de temperatura experimentadas durante a operação da aeronave 100 podem não causar expansão térmica díspar entre a emenda 10 e os painéis subjacentes 110, o que pode não induzir às tensões significantes na junta de emenda 106. Uma outra vantagem de usar os materiais de composto é a eliminação da necessidade por isolamento de material diferen25 te.
Um versado na técnica pode observar que além dos compostos e materiais metálicos, em ainda outras modalidades, os painéis 110, a tira 12 e os encaixes 24, e combinações deles, podem incluir outros materiais, inclusive materiais híbridos como laminados de fibra/de metal, inclusive Iami30 nados de fibra de vidro/alumínio e laminados de grafite reforçado por titânio (Ti/Gr).
A emenda 10 pode incluir uma pluralidade de prendedores que unem os componentes da emenda 10 a um outro e às seções de fuselagem 104. Vários padrões de prendedor para os quais os prendedores podem ser instalados a fim de conectar a emenda 10 às seções de fuselagem 102 podem ser utilizados e não foram ilustrados. Os prendedores podem se esten5 der através da tira 12; da armação, como ao redor do flange inferior 46; e dos encaixes 24, como ambos a seção afunilada 34 e os elementos que se estendem de maneira longitudinal 38, 40 da seção plana 36 de modo a conectar os componentes entre si e às seções de fuselagem 104.
A fim de instalar a pluralidade de prendedores, uma pluralidade de furos deve ser formada, como por meio de perfuração, nos diversos componentes da emenda 10 para receber os respectivos prendedores. Uma vez que inúmeros furos, e em determinadas modalidades, uma maioria dos furos, podem ser formados através dos componentes, por exemplo, a tira 12, os encaixes 24 e opcionalmente a armação 44, que são formados de um material composto, como CFRP, os furos podem ser formados mais rápida e eficientemente do que a formação de furos comparáveis através dos componentes de titânio ou de componentes de outros metais. Adicionalmente, os furos que são formados através dos componentes de composto de uma emenda 10 podem ser formados ainda mais eficientemente e de maneira com melhor custo benefício do que os furos comparáveis formados através de componentes de metal comparável ou de titânio, uma vez que os componentes da emenda 10 não precisam ser separados e rebarbados.
Uma outra vantagem da emenda 10 revelada é que os componentes podem ser presos com prendedores de titânio, em oposição aos 25 prendedores Inconel® ou outros prendedores de aço, uma vez que os componentes compostos podem não ser tão sensíveis à fadiga da mesma maneira quanto às partes metálicas comparáveis. Como tal, os componentes compostos geralmente não exigem o alto nível de forças de apreensão exigidas pelas partes metálicas que utilizam os prendedores Inconel® ou outros 30 prendedores de aço.
Muito embora várias modalidades da junta de emenda revelada tenham sido mostradas e descritas, as modificações podem ocorrer para aqueles versados na técnica na leitura do relatório descritivo. O presente pedido inclui tais modificações e é limitado apenas pelo escopo das reivindicações.
De acordo com um aspecto da presente descrição, fornece-se 5 uma emenda para unir painéis adjacentes de uma estrutura de carcaça que compreende: uma tira que compreende uma primeira lateral, uma segunda lateral, uma região intermediária geralmente plana, uma primeira região afunilada que se estende para baixo próxima da dita região intermediária até a próxima dita primeira lateral, e uma segunda região afunilada que se esten10 de para baixo próxima da dita região intermediária até a próxima dita segunda lateral, um primeiro encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana, a dita seção afunilada é presa à dita primeira região afunilada da dita tira; e, um segundo encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana, a dita seção afunilada é presa à dita segunda região afuni15 Iada da dita tira. Vantajosamente, a emenda compreende adicionalmente uma armação presa a dita região intermediária da dita tira. Vantajosamente, a emenda compreende um material composto. Vantajosamente, a tira compreende adicionalmente uma estrutura interna afunilada cercada por um plástico reforçado por fibra de carbono.
Ademais, a invenção atual pode compreender modalidades de
acordo com as seguintes cláusulas:
Cláusula 1. Uma emenda da estrutura de carcaça que compreende: um primeiro painel que compreende uma primeira borda; uma tira presa ao dito primeiro painel e que se estende além da dita primeira borda, 25 sendo que a dita tira compreende uma primeira região afunilada; e, um primeiro encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana, a dita seção afunilada é presa à dita primeira região afunilada da dita tira.
Cláusula 2. A emenda da Cláusula 1, em que pelo menos uma parte da dita primeira região afunilada da dita tira é posicionada entre o dito primeiro encaixe e o dito primeiro painel.
Cláusula 3. A emenda da Cláusula 1, que compreende adicionalmente: um segundo painel que compreende uma segunda borda, sendo que a segunda borda é posicionada em alinhamento no sentido da borda com a dita primeira borda para formar uma junta de emenda; a dita tira liga em ponte a dita junta de emenda e é presa ao dito segundo painel, sendo que a dita tira compreende adicionalmente uma segunda região afunilada; e, 5 um segundo encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana, a dita seção afunilada é presa à dita segunda região afunilada da dita tira.
Cláusula 4. A emenda da Cláusula 3, em que pelo menos uma parte da dita segunda região afunilada da dita tira é posicionada entre o dito segundo encaixe e o dito segundo painel.
Cláusula 5. A emenda da Cláusula 3, em que o dito primeiro painel e o dito segundo painel são seções de fuselagem de uma aeronave.
Cláusula 6. A emenda da Cláusula 3, em que a dita tira compreende uma superfície de topo, uma superfície de fundo, uma primeira Iate15 ral, e uma segunda lateral, sendo que a dita superfície de topo compreende uma região intermediária geralmente plana; em que a dita primeira região afunilada se estende para baixo próxima da dita região intermediária até a próxima dita primeira lateral; e, em que a dita segunda região afunilada que se estende para baixo próxima da dita região intermediária até a próxi20 ma dita segunda lateral.
Cláusula 7. A emenda da Cláusula 6, em que a dita seção plana do dito primeiro encaixe se estende além da dita primeira lateral da dita tira e é presa ao dito primeiro painel e a dita seção plana do dito segundo encaixe se estende além da dita segunda lateral da dita tira e é presa ao dito segundo painel.
Cláusula 8. A emenda da Cláusula 7, em que a dita seção plana do dito primeiro encaixe e do dito segundo encaixe, cada um, compreende um primeiro elemento longitudinal e um segundo elemento longitudinal espaçado.
Cláusula 9. A emenda da Cláusula 1, em que a dita tira com
preende um material composto.
Cláusula 10. A emenda da Cláusula 9, em que a dita tira compreende adicionalmente uma estrutura interna afunilada cercada por um plástico reforçado por fibra de carbono.
Cláusula 11. A emenda da Cláusula 6, que compreende adicionalmente uma armação presa à dita região intermediária da dita tira.
Cláusula 12. Uma emenda para unir painéis adjacentes de uma
estrutura de carcaça que compreende: uma tira que compreende uma primeira lateral, uma segunda lateral, uma região intermediária geralmente plana, uma primeira região afunilada que se estende para baixo próxima da dita região intermediária até a próxima dita primeira lateral, e uma segunda regi10 ão afunilada que se estende para baixo próxima da dita região intermediária até a próxima dita segunda lateral, um primeiro encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana, a dita seção afunilada é presa à dita primeira região afunilada da dita tira; e, um segundo encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana, a dita seção afunilada é 15 presa à dita segunda região afunilada da dita tira.
Cláusula 13. A emenda da Cláusula 12, que compreende adicionalmente uma armação presa à dita região intermediária da dita tira.
Cláusula 14. A emenda da Cláusula 12, em que a dita tira compreende um material composto.
Cláusula 15. A emenda da Cláusula 14, em que a dita tira com
preende adicionalmente uma estrutura interna afunilada cercada por um plástico reforçado por fibra de carbono.
Cláusula 16. Um método de unir uma estrutura de carcaça, sendo que o dito método compreende as etapas de: fornecer um primeiro 25 painel da dita estrutura de carcaça que compreende uma primeira borda; fornecer uma tira que compreende uma primeira região afunilada e uma segunda região afunilada; posicionar a dita tira adjacente à dita primeira borda tal que a dita primeira região afunilada é adjacente ao dito primeiro painel e a dita segunda região afunilada se estende para fora da dita primeira borda; 30 prender a dita tira ao dito primeiro painel; fornecer um primeiro encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana; posicionar o dito primeiro encaixe tal que a dita seção afunilada é adjacente à dita primeira região afunilada da dita tira e a dita seção plana é adjacente ao dito primeiro painel; prender o dito primeiro encaixe à dita tira; e prender o dito primeiro encaixe ao dito primeiro painel.
Cláusula 17. O método da Cláusula 16, que compreende adicionalmente as etapas de: fornecer um segundo painel da dita estrutura de carcaça que compreende uma segunda borda; posicionar o dito segundo painel adjacente ao dito primeiro painel tal que as ditas primeira e segunda bordas estão em alinhamento no sentido da borda formando uma junta de emenda e a dita segunda seção afunilada é adjacente ao dito segundo painel e a dita tira liga em ponte a dita junta de emenda; prender a dita tira ao dito segundo painel; fornecer um segundo encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana; posicionar o dito segundo encaixe tal que a dita seção afunilada é adjacente à dita segunda região afunilada da dita tira e a dita seção plana é adjacente ao dito segundo painel; prender o dito segundo encaixe á dita tira; e prender o dito segundo encaixe ao dito segundo painel.
Cláusula 18. O método da Cláusula 17, que compreende adicionalmente as etapas de: fornecer uma armação; posicionar a dita armação adjacente à dita tira entre a dita primeira região afunilada e a dita segunda região afunilada; e prender a dita armação à dita tira.
Cláusula 19. O método da Cláusula 18, em que o dito primeiro
painel e o dito segundo painel são seções de fuselagem de uma aeronave.
Cláusula 20. O método da Cláusula 18, em que pelo menos um dentre a dita tira, o dito primeiro encaixe, o dito segundo encaixe e a dita armação compreende um material composto.
25
Claims (15)
1. Emenda da estrutura de carcaça que compreende: um primeiro painel (110a) que compreende uma primeira borda (120a); uma tira (12) presa ao dito primeiro painel (110a) e que se estende além da dita primeira borda (120a), sendo que a dita tira (12) compreende uma primeira região afunilada; e, um primeiro encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana, a dita seção afunilada é presa a dita primeira região afuniIada da dita tira (12);
2. Emenda, de acordo com a Reivindicação 1, em que pelo menos uma parte da dita primeira região afunilada da dita tira (12) é posicionada entre o dito primeiro encaixe e o dito primeiro painel (110a).
3. Emenda, de acordo com qualquer reivindicação precedente, que compreende adicionalmente: um segundo painel que compreende uma segunda borda, sendo que a dita segunda borda é posicionada em alinhamento no sentido da borda com a dita primeira borda (120a) para formar uma junta de emenda; a dita tira (12) liga em ponte a dita junta de emenda e é presa ao dito segundo painel, sendo que a dita tira (12) compreende adicionalmente uma segunda região afunilada; e, um segundo encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana, a dita seção afunilada é presa à dita segunda região afunilada da dita tira (12).
4. Emenda, de acordo com a Reivindicação 3, em que o dito primeiro painel (110a) e o dito segundo painel são seções de fuselagem de uma aeronave.
5. Emenda, de acordo com a Reivindicação 3 ou 4, em que a dita tira (12) compreende uma superfície de topo, uma superfície de fundo, uma primeira lateral, e uma segunda lateral, sendo que a dita superfície de topo compreende uma região intermediária geralmente plana; em que a dita primeira região afunilada que se estende para baixo próxima da dita região intermediária até a próxima dita primeira lateral, e em que a dita segunda região afunilada que se estende para baixo próxima da dita região intermediária até a próxima dita segunda lateral.
6. Emenda, de acordo com a Reivindicação 5, em que a dita seção plana do dito primeiro encaixe se estende além da dita primeira lateral da dita tira (12) e é presa ao dito primeiro painel (110a) e a dita seção plana do dito segundo encaixe se estende além da dita segunda lateral da dita tira (12) e é preso ao dito segundo painel.
7. Emenda, de acordo com a Reivindicação 6, em que a dita seção plana do dito primeiro encaixe e do dito segundo encaixe, cada uma, compreende um primeiro elemento longitudinal e um segundo elemento longitudinal espaçado.
8. Emenda, de acordo com qualquer reivindicação precedente, em que a dita tira (12) compreende um material composto.
9. Emenda, de acordo com qualquer reivindicação precedente, em que a dita tira (12) compreende adicionalmente uma estrutura interna afunilada cercada por um plástico reforçado por fibra de carbono.
10. Emenda, de acordo com quaisquer reivindicações 5 a 9, que compreende adicionalmente uma armação presa à dita região intermediária da dita tira (12).
11. Método de unir uma estrutura de carcaça, sendo que o dito método compreende as etapas de: fornecer um primeiro painel (110a) da dita estrutura de carcaça que compreende uma primeira borda (120a); fornecer uma tira (12) que compreende uma primeira região afunilada e uma segunda região afunilada; posicionar a dita tira (12) adjacente à dita primeira borda (120a) tal que a dita primeira região afunilada é adjacente ao dito primeiro painel (110a) e a dita segunda região afunilada se estende para fora da dita primeira borda (120a); prender a dita tira (12) ao dito primeiro painel (110a); fornecer um primeiro encaixe que compreende uma seção afuniIada e uma seção plana; posicionar o dito primeiro encaixe tal que a dita seção afunilada é adjacente à dita primeira região afunilada da dita tira (12) e a dita seção plana é adjacente ao dito primeiro painel (110a); prender o dito primeiro encaixe à dita tira (12); e prender o dito primeiro encaixe ao dito primeiro painel (110a).
12. Método, de acordo com a reivindicação 11, que compreende adicionalmente as etapas de: fornecer um segundo painel da dita estrutura de carcaça que compreende uma segunda borda; posicionar o dito segundo painel adjacente ao dito primeiro painel (110a) tal que as ditas primeira e segunda bordas estão em alinhamento no sentido da borda formando uma junta de emenda e a dita segunda seção afunilada é adjacente ao dito segundo painel e a dita tira (12) liga em ponte a dita junta de emenda; prender a dita tira (12) ao dito segundo painel; fornecer um segundo encaixe que compreende uma seção afunilada e uma seção plana; posicionar o dito segundo encaixe tal que a dita seção afunilada é adjacente à dita segunda região afunilada da dita tira (12) e a dita seção plana é adjacente ao dito segundo painel; prender o dito segundo encaixe à dita tira (12); e prender o dito segundo encaixe ao dito segundo painel.
13. Método, de acordo com a Reivindicação 11 ou 12, que compreende adicionalmente as etapas de: fornecer uma armação; posicionar a dita armação adjacente à dita tira (12) entre a dita primeira região afunilada e a dita segunda região afunilada; e prender a dita armação à dita tira (12).
14. Método, de acordo com a Reivindicação 13, em que o dito primeiro painel (110a) e o dito segundo painel são seções de fuselagem de uma aeronave.
15. Método, de acordo com a Reivindicação 13 ou 14, em que pelo menos um dentre a dita tira (12), o dito primeiro encaixe, o dito segundo encaixe e a dita armação compreende um material composto.
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| CN110466734B (zh) * | 2019-08-26 | 2022-08-19 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种锯齿缝对接蒙皮的带板 |
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