BR112012001714B1 - asa principal de aeronave e fuselagem de aeronave - Google Patents

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Abstract

asa principal de aeronave e fuselagem de aeronave é provida uma asa cujo peso pode ser reduzido, com consideração sendo dada às concentrações de tensão nas áreas em torno dos furos de acesso. uma asa (1) sobre a qual uma carga de tração é imposta na direção longitudinal é provida com uma seção central (3b), uma seção dianteira (3a) e a seção traseira (3c). a seção central (3b) é um membro estrutural perfurado que é um artigo de material compósito de plástico reforçado com fibra, que se estende na direção longitudinal e no qual furos de acesso (5) são formados. a seção dianteira (3a) e a seção traseira (3c) são artigos de material compósito de plástico reforçado que se estendem na direção longitudinal da asa (1) e são conectadas aos lados da seção central (3b). a rigidez à tração da seção central (3b) na direção longitudinal é inferior à rigidez à tração da seção dianteira (3a) e da seção traseira (3c) na direção longitudinal.

Description

“ASA PRINCIPAL DE AERONAVE E FUSELAGEM DE AERONAVE”
Campo Técnico [0001] A presente invenção se refere a uma estrutura de material compósito tendo um furo e a uma asa principal de aeronave e uma fuselagem de aeronave provida com a mesma.
Fundamento da técnica [0002] Nos campos de, por exemplo, aeronaves, navios, veículos, etc., materiais compósitos feitos de plásticos reforçados com fibras (FRP: Plásticos reforçados com fibras) são amplamente empregados como estruturas leves de alta resistência. Um furo às vezes é formado em tais materiais compósitos para prover acesso para a inspeção e durante a montagem. No caso onde o furo é formado, porque a concentração de tensões ocorre na borda circunferencial do furo, a resistência na borda circunferencial do furo precisa ser aumentada.
[0003] A Literatura de Patente descrita abaixo expõe uma invenção que, para reforçar a borda circunferencial de um furo de acesso no revestimento de uma aeronave, aumenta a espessura da mesma pela adição de uma camada de reforço, aumentado assim sua resistência. A camada de reforço exposta na Literatura de Patente 1 é presa a uma base com pinos ou pontos para prevenir seu descascamento quando sujeita a carga.
Lista de Citação
Literatura de Patente [0004] Tradução Japonesa do Pedido Internacional PCT, N.° de Publicação 2003-513821.
Sumário da Invenção
Problema Técnico [0005] Todavia, a invenção exposta na Literatura de Patente acima descrita tem um problema com a produtividade porque existe um processo adicional de aplicação de pinos ou pontos quando da adição da camada de reforço.
[0006] Como um método, no qual tais pinos ou pontos não são empregados, um revestimento de superfície inferior 103 de uma asa principal 100 em uma aeronave
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2/16 que tem uma estrutura mostrada nas figuras 8A e 8B é conhecido. Como mostrado na figura 8A, uma pluralidade de furos de acesso 102 é formada em uma porção central pela largura no revestimento de superfície inferior 103. Os furos de acesso 102 são usados preferivelmente ara a inspeção de um tanque de combustível ou durante a montagem. Note que as linhas tracejadas mostradas na figura indicam o contorno da asa principal 100, incluindo um flap, um aerofólio auxiliar, etc.
[0007] Como mostrado na figura 8B, laminados de reforço 104 são empilhados (forrados) sobre os laminados de base 106 para reforçar as bordas circunferenciais dos furos de acesso 102. Os laminados de reforço 104 têm formatos que, quando visualizados em seção transversal como na figura 8B, adelgaçamento é formado de modo que suas espessuras diminuem à medida que a distância a partir dos furos de acesso 102 aumenta. Embora porções de espessura fixa 104a, que têm espessuras fixas sejam posicionadas nas bordas circunferenciais dos furos de acesso 102, sejam adequadas para reforçar os furos de acesso 102, se as porções de espessura fixa 104a são providas, ocorre o descascamento nas interfaces com as bases 106, quando sujeitas a uma carga. A fim de prevenir este descascamento, em lugar de prover somente as porções de espessura fixa 104a, as porções adelgaçadas 104b são formadas estendendo-se ainda mais das mesmas, e as suas espessuras aumentam gradualmente. Note que, embora as porções de adelgaçamento 104b sejam mostradas com um padrão hachurado na figura 8B para facilidade de compreensão, as porções de adelgaçamento 104b e as porções de espessura fixa 104b e as porções de espessura fixa 104a são contínuas e são formadas das mesmas folhas laminadas.
[0008] Todavia, embora a estrutura como aquela nas figuras 8A e 8B torne desnecessário o processo de aplicação de pinos ou pontos, tais como aqueles na Literatura de Patente 1 acima descrita, somente do ponto de vista do reforço dos furos de acesso 102, não existe nenhuma necessidade inerente para as porções de adelgaçamento 104b, e elas causam um aumento de peso.
[0009] A presente invenção foi concebida à luz das circunstâncias acima descritas, e um objetivo da mesma é o de prover uma estrutura de material
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3/16 compósito que pode ser tornada mais leve, levando em consideração a concentração de tensões nas bordas circunferenciais dos furos, e uma asa principal de aeronave e uma fuselagem de aeronave provida com a mesma.
Solução do Problema [0010] Para solucionar os problemas acima descritos, uma estrutura de material compósito da presente invenção e uma asa principal de era e uma fuselagem de aeronave provida com a mesma empregam as seguintes soluções.
[0011] Uma estrutura de material compósito da presente invenção é uma estrutura de material compósito que inclui um membro estrutural perfurado que é um material compósito feito de plástico reforçado com fibra, que se estende em uma direção e no qual um furo é formado; e um membro estrutural adjacente que é um material compósito feito de plástico reforçado com fibra, que se estende em uma direção e que é conectado a uma porção lateral do membro estrutural perfurado, em que uma carga de tração e/ou uma carga de compressão são/é aplicada(s) em uma direção, e em que uma rigidez à tração e/ou uma rigidez à compressão do membro estrutural perfurado na uma direção são/é inferior(es) a uma rigidez à tração e/ou a uma rigidez à compressão do membro estrutural adjacente na uma direção.
[0012] Porque a rigidez à tração do membro estrutural perfurado na uma direção é inferior que a rigidez à tração do membro estrutural adjacente na uma direção, uma carga de tração é principalmente borne pelo membro estrutural adjacente. Portanto, porque a carga de tração exercida sobre o membro estrutural perfurado torna-se relativamente baixa, uma concentração de tensões que ocorre na borda circunferencial que forma o furo é abrandada. Por conseguinte, em comparação com um caso no qual ao membro estrutural perfurado é dada uma rigidez à tração equivalente ao membro estrutural adjacente, o reforço na borda circunferencial do furo pode ser reduzido.
[0013] No caso onde a rigidez à compressão do membro estrutural perfurado na uma direção é inferior à rigidez à compressão do membro estrutural adjacente na uma direção, uma carga de compressão é principalmente borne pelo membro estrutural adjacente. Portanto, porque uma carga de compressão exercida sobre o
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4/16 membro estrutural perfurado torna-se relativamente baixa, a concentração de tensões que ocorre na borda circunferencial que forma o furo é abrandada. Por conseguinte, em comparação com um caso no qual ao membro estrutural perfurado é dada uma rigidez à compressão equivalente ao membro estrutural adjacente, o reforço na borda circunferencial do furo pode ser reduzido.
[0014] Em um caso onde uma carga de tração e uma carga de compressão são exercidas (ou seja, um caso no qual uma carga de flexão é exercida) sobre a estrutura de material compósito, a rigidez à tração e a rigidez à compressão do membro estrutural perfurado na uma direção devem ser tornadas inferiores à rigidez à tração e a rigidez à compressão do membro estrutural adjacente na uma direção, e assim, a carga de tração e a carga de compressão devem ser principalmente borne pelo membro estrutural adjacente.
[0015] Com a estrutura de material compósito da presente invenção, o membro estrutural perfurado é um material compósito cujos componentes principais são fibras orientadas nas direções de +/- 30° ou inferior, ou preferivelmente nas direções de +/- 45°.
[0016] Porque o material compósito é principalmente formado de fibras orientadas nas direções de +/- 30° ou superior e +/- 60° ou inferior, ou preferivelmente nas direções de +/- 45°, a rigidez à tração na direção de 0° (a uma direção) é reduzida, e um material compósito que permite o estiramento na direção de tração (e/ou na direção de compressão) pode ser realizado. Em adição, porque as fibras são principalmente providas nas direções de +/- 30° ou superior e +/- 60° ou inferior, ou preferivelmente nas direções de +/- 45°, a resistência na direção de cisalhamento (a direção perpendicular à uma direção, ou seja, direções de +/- 90°) é aumentada, e a rigidez torsional pode ser aumentada.
[0017] Note que “principalmente formado de fibras orientadas nas direções de +/- 30° ou superior e +/- 60° ou inferior, ou preferivelmente nas direções de +/- 45°” significa que a relação de mistura das fibras nas direções de +/- 30° ou superior e +/- 60° ou inferior, ou preferivelmente na direções de +/- 45°, é maior que em um material compósito geralmente empregado (por exemplo, o membro estrutural
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5/16 adjacente). Isto significa que a relação de mistura é superior à que ela é, por exemplo, em um material compósito comum empregado em uma asa principal de uma aeronave, cuja relação de mistura é aproximadamente 60% ((0°, +45°, -45°, 90°) = (30%, 30%, 30%, 10%)) para as fibras nas direções de +/- 45°, ou seja, por exemplo, 70% ou superior, ou preferivelmente 80% ou superior.
[0018] Para reduzir a rigidez na direção de 0° no membro estrutural perfurado ainda mais, é preferível que as fibras na direção de 0° sejam um material que tem rigidez inferior às fibras na direção de +/- 30° ou superior e +/-60° ou inferior, ou preferivelmente nas direções de +/- 54°. Por exemplo, no caso onde fibras de carbono são empregadas nas direções de +/- 30° ou superior e +/-60° ou inferior, ou preferivelmente nas direções de +/- 45°, fibras de vidro ou fibras de aramida são empregadas.
[0019] Com a estrutura de material compósito da presente invenção, um revestimento de superfície inferior de uma asa principal em uma aeronave é formado de uma pluralidade de materiais compósitos tendo superfícies de divisão que se estendem em uma direção longitudinal da asa principal, e, dentre esses materiais compósitos, um material compósito tendo um furo de acesso como o furo formado no revestimento de superfície inferior serve como o membro estrutural perfurado, e outros materiais compósitos servem como os membros estruturais adjacentes.
[0020] O revestimento de superfície inferior forma uma porção de superfície inferior de uma caixa de torque que suporta uma carga exercida sobre a asa principal da aeronave. Por conseguinte, este revestimento de superfície inferior é sujeito a uma carga de tração na direção longitudinal da asa principal durante o vôo. Porque o material compósito no qual o furo de acesso é formado serve como o membro estrutural perfurado acima descrito, e o material compósito conectado ao membro estrutural perfurado serve como o membro estrutural adjacente acima descrito, a carga de tração é principalmente criada pelo membro estrutural adjacente, e somente carga de tração relativamente baixa é exercida sobre o membro estrutural perfurado. Por conseguinte, o reforço na borda circunferencial do
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6/16 furo de acesso pode ser reduzido, e uma asa principal com peso reduzido pode ser provida.
[0021] Com a estrutura de material compósito da presente invenção, um revestimento de uma fuselagem de uma aeronave é formado de uma pluralidade de materiais compósitos tendo superfícies de divisão que se estendem em uma direção longitudinal da fuselagem, e, dentre esses materiais compósitos, um material compósito tendo um furo de janela como o furo formado no revestimento serve como o membro estrutural perfurado, e outros materiais compósitos servem como os membros estruturais adjacentes.
[0022] A fuselagem da aeronave é sujeita a uma carga de tração e uma carga de compressão (ou seja, uma carga de flexão) na direção longitudinal. Porque o material compósito no qual o furo de janela é formado serve como o membro estrutural perfurado acima descrito e o material compósito conectado ao membro estrutural perfurado serve como o membro estrutural adjacente acima descrito, a carga de tração e a carga de compressão são principalmente criadas pelo membro estrutural adjacente, e somente carga de tração e carga de compressão relativamente baixas são exercidas sobre o membro estrutural perfurado. Por conseguinte, o reforço na borda circunferencial do furo de acesso pode ser reduzido, e uma asa principal com reduzido peso pode ser provida.
Efeitos Vantajosos da Invenção [0023] Com uma estrutura de material compósito da presente invenção e uma asa principal de aeronave e uma fuselagem de aeronave com a mesma, porque a rigidez à tração e/ou a rigidez à compressão de um membro estrutural perfurado são/é tornada(s) menores que a rigidez à tração e/ou a rigidez à compressão do membro estrutural adjacente, reduzindo assim a tensão concentrada exercida em uma borda circunferencial de um furo, uma estrutura de reforço para a borda circunferencial do furo pode ser simplificada, e seu peso pode ser reduzido.
Breve Descrição dos Desenhos
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7/16 [0024] A figura 1A mostra uma vista plana de um revestimento de superfície inferior de uma asa principal de uma aeronave de acordo com uma primeira modalidade de uma estrutura de material compósito da presente invenção.
[0025] A figura 1B mostra uma vista de seção longitudinal de um revestimento de superfície inferior de uma asa principal de uma aeronave de acordo com uma primeira modalidade de uma estrutura de material compósito da presente invenção.
[0026] A figura 2 é uma vista em perspectiva mostrando o revestimento de superfície inferior e uma longarina que forma uma parte da asa principal, tendo uma estrutura de caixa.
[0027] A figura 3 é uma vista seccional lateral tomada ao longo de A-A na figura
2.
[0028] A figura 4A é uma vista seccional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando um método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0029] A figura 4B é uma vista secional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando um método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0030] A figura 4C é uma vista secional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando um método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0031] A figura 4D é uma vista seccional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando um método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0032] A figura 5A é uma vista seccional lateral tomada ao longo de b-B na figura 2, mostrando outro método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0033] A figura 5B é uma vista seccional lateral tomada ao longo de b-B na figura 2, mostrando outro método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
Petição 870190126820, de 02/12/2019, pág. 14/51
8/16 [0034] A figura 5C é uma vista secional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando outro método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0035] A figura 5D é uma vista secional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando outro método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0036] A figura 6A é uma vista seccional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando outro método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0037] A figura 6B é uma vista secional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando outro método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0038] A figura 6C é uma vista seccional lateral tomada ao longo de B-B na figura 2, mostrando outro método de prender a longarina e o revestimento de superfície inferior.
[0039] A figura 7 é uma vista lateral mostrando uma fuselagem de uma aeronave, mostrando outro exemplo de aplicação da estrutura de material compósito da presente invenção.
[0040] A figura 8A mostra uma vista plana de um revestimento de superfície inferior de uma asa principal de uma aeronave na técnica relacionada.
[0041] A figura 8B mostra uma vista de seção longitudinal de um revestimento de superfície inferior de uma asa principal de uma aeronave na técnica relacionada Descrição de Modalidades [0042] Uma modalidade da presente invenção será descrita abaixo, usando as figuras 1A a 3.
[0043] As figuras 1A e 1B mostram um revestimento de superfície inferior 3 de uma asa principal 1 de uma aeronave. O revestimento de superfície inferior 3 é formado de uma estrutura de material compósito feito de plásticos reforçados com fibra (RP: Plásticos reforçados com Fibra). As linhas tracejadas mostradas na figura indicam o contorno da asa principal 1, incluindo flap, um aerofólio auxiliar, etc.
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9/16 [0044] Como mostrado nas figuras 2 e revestimento de superfície inferior 3, o revestimento de superfície inferior 3 forma uma caixa de torque em forma de caixa juntamente com uma longarina dianteira 20 e longarina traseira 22 que servem como revestimentos laterais, os quais são verticais em ambas as extremidades na direção de largura do revestimento de superfície inferior 3, e um revestimento de superfície superior 24 que conecta extremidades superiores da longarina dianteira 20 e da longarina traseira 22 um com o outro e assim, o revestimento de superfície inferior 3 suporta uma carga na asa principal 1.
[0045] O revestimento de superfície inferior 3 é formado de três porções, ou seja, uma porção frontal (membro estrutural adjacente) 3a que é posicionada em um lado de borda dianteira da asa principal 1, uma porção central 3b que é conectada à porção dianteira 3a, e uma porção traseira (membro estrutural adjacente) 3c que é conectada à porção central 3b e que é posicionada em um lado de borda traseira da asa principal 1. A porção dianteira 3a, a porção central 3b, e a porção traseira 3c são, cada uma, conectadas com fixadores ou por colagem nas superfícies de divisão 4 que se estendem na direção longitudinal do asa principal 1. Como será descrito mais tarde, a conexão por fixador ou conexão por colagem pode ser selecionada apropriadamente; a conexão por fixador proporciona uma vantagem na medida em que a montagem é mais fácil.
[0046] Como mostrado nas figuras 2 e 3, uma pluralidade de longarinas 26 é provida na direção longitudinal da asa principal 1. As longarinas 26 são feitos de material compósito de FRP, como com o revestimento de superfície inferior 3, etc. Cada longarina 26 é preso às superfícies internas do revestimento de superfície inferior 3 e ao revestimento de superfície superior 24, e principalmente suporta uma carga na direção longitudinal da asa principal 1.
[0047] Nervuras 28 são providas dentro da asa principal 1 tendo a estrutura de caixa de forma a dividir o espaço interno em múltiplas seções na direção longitudinal. As nervuras 28 são similares a chapa, estendendo-se na direção de largura (uma direção perpendicular à direção longitudinal) da asa principal 1, e uma pluralidade delas é disposta a intervalos predeterminados na direção longitudinal da
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10/16 asa. Como mostrado na figura 3, as extremidades dianteira e traseira de cada nervura 28 são presas na longarina dianteira 20 e na longarina traseira 22, respectivamente, com fixadores específicos 30, tais como parafusos, porcas, etc. [0048] A porção frontal 3a do revestimento de superfície inferior 3 é feita de um material compósito cujos componentes principais são plástico reforçado com fibra de carbono (CFRP: Plástico reforçado com Fibra de Carbono). As relações das orientações das fibras de carbono são ajustadas aproximadamente àquelas normalmente empregadas nas estruturas de aeronave; por ex, sua configuração é de tal forma que uma pluralidade de folhas, que incluem as orientações de fibra individuais, é empilhada de forma que (0°, +45°, -45°, 90°) = (30%, 30%, 30%, 10%), quando a direção na qual a asa principal 1 se estende (direção longitudinal) é definida como 0°. O número de camadas laminadas no material compósito empregado na porção dianteira 3a é determinado pela resistência a ser criada por ela, e é ajustada para, por exemplo, várias dezenas de camadas.
[0049] Tal como com a porção dianteira 3a, a porção traseira 3c do revestimento de superfície inferior 3 é feita de um material compósito cujos componentes principais são plásticos reforçados com fibra de carbono (CFRP). Tal como com a porção dianteira 3a, as relações das orientações das fibras de carbono são ajustadas aproximadamente àquelas normalmente empregadas nas estruturas de aeronave; por exemplo, sua configuração é de tal forma que uma pluralidade de folhas, que incluem as orientações de fibra individuais, é empilhada de forma que (0°, +45°, -45°, 90°) = (30%, 30%, 30%, 10%), quando a direção na qual a asa principal 1 se estende (direção longitudinal) é definida como 0°. O número de camadas laminadas no material compósito empregado na porção traseira 3c é determinado pela resistência a ser criada por ela, e é ajustado em, por exemplo, várias dezenas de camadas.
[0050] A porção central 3b do revestimento de superfície inferior 3 é feita de um material compósito cujos componentes principais são os plásticos reforçados com fibra de carbono (CFRP). Uma pluralidade de furos de acesso (furos) 5, que são usados para inspecionar um tanque de combustível provido dentro da asa principal
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1, durante a montagem, etc., são formados a intervalos predeterminados ao longo da direção de extensão da asa principal 1. Desta maneira, a porção central 3b é formada como um membro estrutural perfurado. Note que os furos de acesso 5 não são formados na porção dianteira 3a e na porção traseira 3c, descritas acima.
[0051] Como mostrado na figura 1B, a porção central 3b tem uma espessura fixa; o número de camadas laminadas é maior em comparação com a porção dianteira 3a e a porção traseira 3c; e, assim, sua espessura é maior por uma quantidade correspondente.
[0052] As relações das orientações das fibras de carbono na porção central 3b diferem daquelas da porção dianteira 3a e da porção traseira 3c, e são principalmente ajustadas a +/- 45° quando a direção de extensão da asa principal 1 é definida como 0°. Especificamente, as relações de orientação para +/- 45° são maiores que aquelas na porção dianteira 3a e na porção traseira 3c; sua configuração é de tal forma que uma pluralidade de folhas, que incluem as orientações de fibra individuais, é empilhada de forma que, por exemplo, as relações de orientação para +/- 45° são 70% ou superiores, ou preferivelmente 80% ou superiores. Alem disso, a fim de reduzir a rigidez à tração na direção de 0°, fibras na direção de 0° podem ser alterada das fibras de carbono para fibras de vidro (fibra de Vidro) ou fibras de aramida (fibra de Aramida).
[0053] Métodos de conectar a porção dianteira 3a e a porção traseira 3c com a porção central 3b do revestimento de superfície inferior 3 serão descritos.
[0054] Com esta modalidade, embora a proporção da resistência criada pela porção central 3b na direção longitudinal seja inferior que àquela na porção dianteira 3a e na porção traseira 3c, porque os furos de acesso 5 são formados e tensão se concentra na mesma, a sua espessura de placa é superior à porção dianteira 3a e à porção traseira 3c. neste caso, métodos de conexão mostrados nas figuras 4A a 6C são aplicados.
[0055] Nas figuras 4A a 4D, a fim de absorver uma diferença nas espessuras de chapa entre a porção central 3c e a porção dianteira 3a (ou a porção traseira 3b), uma porção de espessura aumentada 3d formada pelo argumento gradual da sua
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12/16 espessura com uma porção de adelgaçamento 3e é provida em uma extremidade da porção dianteira 3a (ou da porção traseira 3c) perto da superfície de divisão 4. Ao realizar isto, as espessuras de chapa entre a porção central 3b, a porção dianteira 3a, e a porção traseira 3c tornam-se iguais, e podem ser estavelmente presas via as longarinas 26.
[0056] As longarinas 26 e o revestimento de superfície inferior 3 (a porção traseira 3c, a porção dianteira 3a, e a porção traseira 3c) são presos nas posições indicadas por linhas de um ponto, como mostrado na figura 4A, com fixadores 40 formados de parafusos, porcas, etc.
[0057] Como mostrado na figura 4B, um método no qual as longarinas 26 e o revestimento de superfície inferior 3 (a porção traseira 3c, a porção dianteira 3a, e a porção traseira 3c) são presos com fixadores 40 depois de serem colados em porções de colagem 42 providas entre eles pode ser empregado.
[0058] Em adição a um método no qual as longarinas 26 e o revestimento de superfície inferior 3 (a porção traseira 3b, a porção dianteira 3a, e a porção traseira 3c) são ligados com um adesivo depois de ambos dele serem individualmente curados (método de colagem pós-cura, um método de co-colagem (co-ligação) no qual um adesivo é interposto entre as longarinas curados 26 e o revestimento de superfície inferior 3 pré-curado, os quais são então integralmente curados pela aplicação de temperatura e/ou pressão, um método de co-cura (co-cura) no qual um adesivo é interposto entre longarinas pré-curados 26 e o revestimento de superfície inferior 3 pré-curado, que são então integralmente curados pela aplicação de temperatura e/ou pressão, etc., pode ser empregado na colagem. Os métodos de colagem como esses podem também ser aplicados a métodos de conexão nas figuras 5A a 6C, descritos abaixo.
[0059] Como mostrado na figura 4D, as superfícies de divisão 4 podem ser providas com inclinações com relação à direção de espessura de chapa. Pela formação das superfícies de divisão 4 como tais superfícies inclinadas, a área de superfície com a qual a porção central 3b e a porção dianteira 3a (ou a porção traseira 3c) sobrepõem e entram em contato é aumentada; por conseguinte, a
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13/16 conexão entre elas pode ser tornada mais estável. As superfícies de divisão 4 como essas podem também ser aplicadas com os métodos de conexão nas figuras 5A a 6C, descritos abaixo.
[0060] Nas figuras 5A a 5D, a fim de absorver uma diferença nas espessuras de chapa entre a porção central 3b e a porção dianteira 3a (ou a porção traseira 3c), enchedores 44 são interpostos entre as longarinas 26 e a porção dianteira 3a (ou a porção traseira 3c). Como os enchedores 44, o mesmo material compósito reforçado com fibra que aquele usado na porção dianteira 3a, etc., pode se empregado, ou uma liga de titânio, etc., pode também ser empregada.
[0061] Como a figura 4A, a figura 5A mostra um método de prender as longarinas 26 e o revestimento de superfície inferior 3 (a porção central 3b, a porção dianteira 3a, e a porção traseira 3c) somente com um fixador 40.
[0062] A figura 5B mostra um método no qual porções de colagem 46 são providas entre os enchedores 44 e a porção dianteira 3a (ou a porção traseira 3c), e os fixadores 40 são adicionalmente empregados para prender as mesmas.
[0063] A figura 5C mostra um método no qual, em adição àquele na figura 5B, porções de colagem 48 são providas entre as longarinas 26 e ambas as porção central 3b e porção dianteira 3a (ou a porção traseira 3c) para prender as mesmas.
[0064] A figura 5D mostra um método de prender somente por colagem nas porções de colagem 46 e 48, em que os fixadores 40 empregados na figura 5C são omitidos.
[0065] Nas figuras 6A a 6C, a fim de absorver uma diferença em espessuras de chapa entre a porção central 3b e a revestimento de superfície inferior 3 (ou a porção traseira 3c), o formato das longarinas 26 é alterado. Especificamente, as espessuras de chapa dos flanges 26a na longarina 26 perto da porção dianteira 3a (ou da porção traseira 3c) são feitas maiores que aquela de seus flanges 26b próximos à porção central 3b, e as superfícies inferiores dos flanges 26a são posicionadas mais perto da porção dianteira 3a.
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14/16 [0066] Como a figura 4A, a figura 6A mostra um método de prender as longarinas 26 e o revestimento de superfície inferior 3 (a porção central 3b, a porção dianteira 3a, e a porção traseira 3c) somente com os fixadores 40.
[0067] Como a figura 4B, a figura 6B mostra um método de prender, no qual ambos os fixadores 40 e colagem nas porções de colagem 42 são empregados.
[0068] Como a figura 4C, a figura 6C mostra um método de prender somente pela colagem nas porções de colagem 42, sem empregar os fixadores 40.
[0069] A seguir, os efeitos e vantagens proporcionados quando do emprego da asa principal 1 com a configuração acima descrita serão descritos.
[0070] Durante o vôo, a asa principal 1 é sujeita a uma carga de forma que uma ponta da mesma é deslocada para cima. Por conseguinte, o revestimento de superfície inferior 3 da asa principal 1 é sujeito a uma carga de tração na sua direção de extensão (direção de 0°). A carga de tração na direção de 0° é principalmente criada pela porção dianteira 3a e a porção traseira 3c do revestimento de superfície inferior 3, em lugar de pela porção central 3b. Isto é porque, em comparação com a porção dianteira 3a e a porção traseira 3c, a porção central 3b é principalmente formada de fibras que têm orientações de +/- 45° e é um material compósito que tem baixa rigidez contra uma carga de tração na direção de 0°.
[0071] Por conseguinte, porque uma carga de t ração mais baixa é exercida sobre a revestimento de superfície inferior 3b em comparação com a porção dianteira 3a a porção traseira 3c, a resistência requerida para as bordas circunferenciais dos furos de acesso 5 é diminuída. Em outras palavras, em comparação com um caso no qual um material compósito com as relações de orientação empregadas na porção dianteira 3a e na porção traseira 3c é empregado, o número de camada laminada (sua espessura) pode ser reduzido. Todavia, porque é ainda necessário suportar a tensão concentrada exercida nas bordas circunferenciais dos furos de acesso 5, o número de camadas laminadas na porção central 3b é maior (mais espessas) que o número das camadas laminadas na porção dianteira 3a e na porção traseira 3c.
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15/16 [0072] Porque a porção central 3b é principalmente +/- 45°, ela é reforçada com relação à rigidez em uma direção de cisalhamento, isto é, rigidez torsional. Na carga exercida sobre a asa principal 1, a caractere torsional é menor, sendo em torno de 30% em relação à carga de tração; portanto, a espessura da porção central 3b não precisa ser aumentada tanto quanto no caso mostrado na figura 8B, em que uma carga de ração no revestimento de superfície inferior é diretamente exercida sobre as bordas circunferenciais dos furos de acesso.
[0073] Como mostrado na figura 1B, porque a porção central 3b é um número separado da porção dianteira 3a e da porção traseira 3c, o descascamento como aquele descrito usando as figuras 8A e 8B é menos preferivelmente provável que ocorra. Em outras palavras, isto é porque uma força de tração não é transmitida entre as porções individuais 3a, 3b, e 3c, mesmo se existirem diferenças de nível na direção de espessura entre a porção central 3b e ambas as porção dianteira 3a e a porção traseira 3c, porque cada folha laminada é separada entre a porção traseira 3b e tanto a porção dianteira 3a quanto a porção traseira 3c.
[0074] Porque a porção de adelgaçamento 104b como aquela mostrada na figura 8B não é requerida nesta modalidade, o peso pode ser reduzido pela quantidade correspondente.
[0075] Embora esta modalidade tenha sido descrita com relação à aplicação ao 3, a presente invenção não é limitada à mesma, e ampla aplicação é possível desde que uma estrutura de material compósito tendo furos esteja envolvida.
[0076] Por exemplo, a mesma estrutura que com o revestimento de superfície inferior 3 pode ser aplicada ao revestimento de superfície superior que forma a caixa de torque juntamente com o revestimento de superfície inferior 3. Embora uma carga de compressão seja exercida sobre o revestimento de superfície superior, neste caso, pelo ajuste da resistência à compressão da porção central, em que os furos são formados, inferior à da porção dianteira e porção traseira, tensão concentrada exercida nas bordas circunferenciais dos furos formados na porção central pode ser abrandada.
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16/16 [0077] Como mostrado na figura 7, os mesmos materiais que aqueles na porção central 3b na modalidade acima descrita podem ser aplicados a uma porção central 12 de uma fuselagem de aeronave 10 em que furos de janela 11, onde materiais de janela são instalados, são formados, e os mesmos materiais que aqueles na porção dianteira 3a e na porção traseira 3c na modalidade acima descrita podem se aplicados em outros membros adjacentes 13. Embora uma carga de flexão (ou seja, carga de ração e carga de compressão) seja exercida sobre a fuselagem 10, neste caso, pelo ajuste da resistência à tração e a resistência à compressão da porção central 12 para ser inferior que aquela dos outros membros 13, tensão concentrada exercida nas bordas circunferenciais dos furos de janela 11 formados na porção central 12 pode ser abrandada.
[0078] Sem limitação a aeronave, a estrutura de material compósito da presente invenção pode também ser aplicada a, por exemplo, navios, veículos, etc.
[0079] Embora a modalidade acima descrita empregue principalmente o plástico reforçado com fibra de carbono (CFRP), a presente invenção não é limitada ao mesmo; por exemplo, um plástico reforçado com fibra de vidro (GFRP: Plástico reforçado com Fibra de Vidro) ou um plástico reforçado com fibra de aramida (AFRP: Plástico reforçado com Fibra de Aramida) pode ser empregado.
Lista de Sinais de Referência
Asa principal revestimento de superfície inferior (estrutura de material composto)
3a Porção dianteira 3a (membro estrutural adjacente)
3b Porção central (membro estrutural perfurado)
3c Porção traseira (membro estrutural adjacente)
Furo de acesso (furo)

Claims (8)

  1. REIVINDICAÇÕES
    1. Asa principal de aeronave compreendendo um revestimento de superfície inferior formado por uma estrutura de material compósito compreendendo:
    um membro estrutural perfurado que é um material compósito feito de plástico reforçado com fibra, que se estende em uma direção e no qual um furo é formado; e um membro estrutural adjacente que é um material compósito feito de plástico reforçado com fibra, que se estende em uma direção e que é conectado a uma porção lateral do membro estrutural perfurado, em que uma rigidez à tração e/ou uma rigidez à compressão do membro estrutural perfurado na uma direção são/é inferior(es) a uma rigidez à tração e/ou a uma rigidez à compressão do membro estrutural adjacente na uma direção, em que o membro estrutural perfurado e o membro estrutural adjacente são conectados em uma superfície de divisão que se estende em uma direção longitudinal da asa principal, e, em que o furo formado no membro estrutural perfurado é um furo de acesso.
  2. 2. Asa principal de aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o membro estrutural perfurado é um material compósito cujos componentes principais são fibras orientadas nas direções de +/30° ou superior e +/- 60° ou inferior, quando a uma direção é definida como 0°.
  3. 3. Asa principal de aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o membro estrutural perfurado é um material compósito cujos componentes principais são fibras orientadas em direções de +/45°, quando a uma direção é definida como 0°.
  4. 4. Asa principal de aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1, 2 ou 3, caracterizada pelo fato de que uma espessura de placa do membro estrutural perfurado é maior do que aquela do membro estrutural adjacente.
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  5. 5. Fuselagem de aeronave compreendendo um revestimento de superfície formado por uma estrutura de material compósito, caracterizada pelo fato de que compreende:
    um membro estrutural perfurado que é um material compósito feito de plástico reforçado com fibra, que se estende em uma direção e no qual um furo é formado; e membros estruturais adjacentes que são um material compósito feito de plástico reforçado com fibra, que se estendem em uma direção e que são respectivamente conectados a uma porção lateral do membro estrutural perfurado, em que uma rigidez à tração e/ou uma rigidez à compressão do membro estrutural perfurado na uma direção são/é inferior(es) a uma rigidez à tração e/ou a uma rigidez à compressão dos membros estruturais adjacentes na uma direção, em que o membro estrutural perfurado e o membro estrutural adjacente são conectados em superfícies de divisão que se estendem em uma direção longitudinal da fuselagem, e, em que o furo formado no membro estrutural perfurado é um furo de janela.
  6. 6. Fuselagem de aeronave, de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que o membro estrutural perfurado é um material compósito cujos componentes principais são fibras orientadas nas direções de +/30° ou superior e +/- 60° ou inferior, quando a uma direção é definida como 0°.
  7. 7. Fuselagem de aeronave, de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que o membro estrutural perfurado é um material compósito cujos componentes principais são fibras orientadas em direções de +/45°, quando a uma direção é definida como 0°.
  8. 8. Fuselagem de aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações reivindicação 5, 6 ou 7, caracterizada pelo fato de que uma espessura de placa do membro estrutural perfurado é maior do que aquela do membro estrutural adjacente.
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