BRPI0619906A2

BRPI0619906A2 - elemento estrutural e método de fabricação

Info

Publication number: BRPI0619906A2
Application number: BRPI0619906-2A
Authority: BR
Inventors: Der Veen Sjoerd Van; Jean-Christophe Ehrstrom; Henri Gerard; Francois Lemaitre
Original assignee: Airbus Uk Ltd
Priority date: 2005-12-16
Filing date: 2006-12-15
Publication date: 2011-10-25
Also published as: CN101331002A; JP2009519174A; CN101331002B; RU2008122898A; US20080265094A1; BRPI0619906B1; EP1960152A1; ATE473829T1; CA2628929C; US8091828B2; DE602006015518D1; JP4956547B2; WO2007068943A1; RU2431554C2; FR2894859A1; EP1960152B1; CA2628929A1

Abstract

ELEMENTO ESTRUTURAL E MéTODO DE FABRICAçãO. A presente invenção refere-se a um método para fabricar um elemento estrutural destinado à construção aeronáutica, tipicamente uma longarina de asa que compreende uma alma e um ou mais elementos de trave adjacentes, que compreende as seguintes etapas (i) pelo menos um primeiro e um segundo blocos metálicos são tornados disponíveis, o limite de elasticidade sob compressão do primeiro bloco metálico sendo maior do que aquele do segundo bloco metálico, (ii) o primeiro bloco metálico compreende uma primeira porção de alma e pelo menos um elemento de trave, o segundo bloco metálico compreende uma segunda porção de alma colocando a primeira e a segunda porções de alma extremidade contra extremidade ao longo de seu comprimento comum inteiro. A invenção permite a fabricação de elementos estruturais bifuncionais ou multifuncionais que compreendem diversas peças montadas mas cujas traves tem uma resistência mecânica maior do que aquela obtida por métodos tradicionais.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "ELEMENTO ESTRUTURAL E MÉTODO DE FABRICAÇÃO".

CAMPO DA INVENÇÃO

A presente invenção refere-se a um novo método de fabricação para elementos de estrutura, tipicamente baseados em alumínio, que com- preendem pelo menos dois elementos diferentes, pela montagem de peças que foram formadas com antecedência. A invenção pode ser utilizada para a fabricação de elementos de estrutura e especificamente Iongarinas para a construção aeronáutica.

TÉCNICA ANTERIOR

As peças que tem características mecânicas que são variáveis M no espaço são muito atrativas para a construção aeronáutica. Porque algu- mas peças são confrontadas localmente com diferentes tensões que cha- mam por soluções técnicas localmente diferentes. Assim, as Iongarinas as quais conectam as superfícies de asa superior e inferior estão sujeitas prin- cipalmente a tensões de compressão na sua porção superior e principalmen- te a tensões de tração na sua porção inferior. Uma Iongarina está assim ba- sicamente sujeita a tensões de dobramento e de cisalhamento. As peças mais adequadas para as tensões de compressão são tipicamente as peças que tem uma alta resistência mecânica estática, e as soluções técnicas ado- tadas atualmente para a superfície superior utilizam as ligas de alumínio do tipo 7XXX, tal como, por exemplo, a liga 7449 no estado T79. Por outro lado, as peças mais adequadas para as tensões de tração são tipicamente as pe- ças que tem uma alta tolerância a danos de modo a evitar a propagação de rachaduras e as soluções técnicas atualmente adotadas para a superfície inferior utilizam as ligas de alumínio do tipo 2XXX, tal como, por exemplo, a liga 2024A no estado T351.

As asas de aeroplano são compostas de numerosos elementos os quais são geralmente montados por rebitamento ou aparafusamento. Uma asa geralmente compreende uma Iongarina dianteira e uma Iongarina traseira e, como uma exceção uma Iongarina central. O comprimento da Ion- garina é medido na direção longitudinal L (direção da envergadura de asa do aeroplano) que estende-se da raiz da asa até a sua extremidade, a sua altu- ra é medida na direção transversal H que estende-se da porção inferior da asa até a sua porção superior e a espessura da Iongarina é medida na dire- ção E a qual estende-se da borda de ataque da asa até a sua borda de fuga.

A espessura da Iongarina é pequena (geralmente menor do que 200 mm) enquanto que a sua altura pode ser substancial (da ordem de 1 a 2 m para os aeroplanos de transporte de grande capacidade na vizinhança da raiz) e o seu comprimento pode ter diversos metros. Vistas em corte transversal, as longarinas dianteira e traseira tem tipicamente uma forma em C enquanto que a Iongarina central tem tipicamente uma forma em I. A Iongarina com- preende uma porção central denominada a alma e extremidade as quais são tipicamente perpendiculares à alma e denominadas flanges (ou abas). A longarina é reforçada a intervalos regulares ao longo do comprimento por traves perpendiculares à direção longitudinal. Estas traves (também denomi- nadas montantes) podem ser obtidas por montagem ou de preferência por usinagem na massa, e estas constituem uma espessura excessiva local. Um interrompedor de rachaduras, paralelo à direção longitudinal e localizado na porção inferior da longarina, pode estar presente para o propósito de impedir que as rachaduras criadas na região sob tensão se propaguem. Como as traves, o interrompedor de rachaduras pode ser obtido por montagem ou de preferência por usinagem.

A maioria das Iongarinas são obtidas por usinagem integral par- tindo de um único bloco metálico, o que permite ganhos apreciáveis em pro- dutividade comparado com a montagem mecânica no entanto, uma escolha intermediária precisa ser feita em relação à liga e ao estado metalúrgico de modo a obter, na porção superior, uma resistência mecânica estática sufici- ente e, na porção inferior, uma tolerância a danos aceitável. Uma escolha clássica atualmente é a utilização da liga 7010 ou da liga 7040 no estado T7651.

Seria, no entanto, especificamente valioso produzir uma longari- na bifuncional a qual é otimizada na sua porção superior para as tensões de compressão e, na sua porção inferior, para as tensões de tração. Porque tal otimização permitira que o peso de cada uma das porções fosse reduzido e portanto a priori o peso da Iongarina fosse reduzido, o que é um objetivo fundamental da estrutura aeronáutica dos dias presentes porque permite que o custo de operação do avião seja reduzido. Mais ainda, tornar mais leve o avião envolve um aumento nas tensões aplicadas na superfície inferior e na superfície superior. Uma Iongarina não otimizada limita as tensões as quais podem ser aplicadas na superfície superior e na superfície inferior.

Tal resultado pode ser obtido montando duas peças as quais tem diferentes propriedades mas as quais são essencialmente homogêneas dentro de cada peça. A montagem pode ser efetuada mecanicamente (por exemplo, por aparafusamento ou rebitamento). No entanto, este tipo de montagem leva muito tempo e é dispendioso porque este necessita a perfu- ração de numerosas aberturas e requer um equipamento sofisticado. Além disso, o ganho em peso obtido devido à otimização das peças é parcialmen- te perdido devido à necessidade de sobrepor as peças montadas mecani- camente. Outro método seria montar a longarina por soldagem. Das técnicas de soldagem conhecidas, a soldagem por agitação e fricção ou FSW parece especificamente adequada para a montagem de peças feitas de diferentes ligas.

O Pedido PCT WO 98/58759 (British Aerospace) descreve um lingote híbrido o qual é formado de uma liga 2000 e uma liga 7000 por sol- dagem por agitação e fricção e do qual uma longarina é usinada. Este pedi- do também descreve as Iongarinas montadas por soldagem por agitação e fricção e menciona o valor de otimização de cada porção da longarina como uma função das tensões locais. A descrição da longarina é, no entanto, mui- to esquemática neste pedido porque está limitada a uma vista em corte transversal em forma de C.

Existem numerosas dificuldades técnicas associadas com a sol- dagem por agitação e fricção. Primeiro de tudo, e como para todas as técni- cas de soldagem, a soldagem por agitação e fricção leva a mudanças meta- lúrgicas na região soldada e nas regiões próximas da região soldada as quais são afetadas pelo calor, cujas mudanças podem modificar as proprie- dades mecânicas destas regiões. Numerosas patentes ou pedidos de paten- te, tal como US 6.168.067, US 2004/0056075, US 6.902.444 descrevem tra- tamentos térmicos antes ou após a operação de soldagem o que permite que os efeitos danosos da soldagem sobre as propriedades mecânicas da junta sejam limitados. Subseqüentemente, a espessura da região soldada é especificamente limitada no caso de soldagem por agitação e fricção. Assim, a espessura máxima que pode ser montada na soldagem por feixe de elé- trons é na ordem de 100 mm, enquanto que é na ordem de 10 mm na solda- gem por agitação e fricção.

Por outro lado, a soldagem por agitação e fricção tem a vanta- gem de permitir que numerosas geometrias de juntas soldadas sejam obti- M das e permitir que diferentes ligas sejam soldadas juntas.

O Pedido de Patente EP 1 547 720 A1 (Airbus UK) descreve um método para a montagem por soldagem de duas peças as quais são tipica- mente obtidas de diferentes ligas, de modo a produzir, após a usinagem, uma peça estrutural para aplicações aeronáuticas, tais como uma longarina. De modo a evitar a limitação de espessura da técnica de soldagem por agi- tação e fricção, uma ranhura é formada na espessura dos blocos opostos, o que os permite serem montados e posteriormente usinados. No entanto, es- ta ranhura causa um enfraquecimento das traves as quais compreendem, dependendo da usinagem ou uma cavidade ou um entalhe, o que pode re- querer a adição de uma peça de reforço por rebitamento. A produção desta ranhura também constitui uma despesa extra.

O Pedido de Patente EP 1 571 079 A1 (Airbus France) descreve uma longarina que tem um rebaixo na região central. Esta longarina pode ser produzida pela montagem de duas peças as quais são produzidas de diferentes materiais e as quais estão conectadas por uma barra de união de junção.

O problema que a presente invenção busca resolver é de propor um novo método de fabricação de um elemento estrutural bifuncional ou multifuncional que compreende diversas peças montadas, o qual não so- mente evita um enfraquecimento das traves mas o qual, ao contrário, permi- te a produção de traves que tem uma resistência mecânica maior do que aquela obtida pelos método tradicionais.

ASSUNTO DA INVENÇÃO

A invenção refere-se a um método para fabricar um elemento estrutural destinado à construção aeronáutica, tipicamente uma longarina de asa que compreende uma alma que se estende substancialmente em um plano (L, H), L sendo a direção longitudinal e H sendo a direção transversal, a alma tendo um comprimento L1 e uma altura H1, o elemento estrutural sendo destinado a ser sujeito à tensão de dobramento por um momento per- pendicular ao dito plano (L, H), e um ou mais elementos de trave adjacentes os quais são substancialmente perpendiculares à alma e os quais estendem- se na direção transversal, que compreende as seguintes etapas

(i) pelo menos um primeiro e um segundo blocos metálicos são tornados disponíveis, o limite de elasticidade sob compressão do primeiro bloco metálico sendo maior do que aquele do segundo bloco metálico,

(ii) o primeiro bloco metálico é usinado de tal modo a obter uma primeira peça monolítica usinada (S) a qual compreende uma primeira por- ção de alma (51) que tem um comprimento L1 e uma altura H4 menor do que H1 e pelo menos um elemento de trave (3) o qual é substancialmente perpendicular e adjacente à primeira porção de alma e cuja altura ΗΊ, a qual é substancialmente igual a H1, é tal que uma porção de trave de altura H11 - H4 estende-se além da primeira porção de alma 51,

(iii) é preparada, pela formação do segundo bloco metálico, pelo menos uma segunda peça (T) que compreende pelo menos uma segunda porção de alma (52) de comprimento L1 e altura H5 que estende-se na dire- ção da altura H até uma altura H5, de modo que a soma H4 + H5 seja subs- tancialmente igual a H1,

(iv) a primeira peça monolítica (S) e a segunda peça (T) são montadas colocando as porções de alma (51) e (52) extremidade contra ex- tremidade ao longo de seu comprimento comum inteiro L1, de modo que a porção de trave fique adjacente à segunda porção de alma.

A invenção também refere-se a um elemento estrutural integral o qual pode ser obtido pelo método acima.

A invenção refere-se a em terceiro a um elemento estrutural des- tinado à construção aeronáutica, tipicamente uma Iongarina de asa que compreende uma alma que estende-se substancialmente em um plano (L, H), L sendo a direção longitudinal que estende-se da raiz da asa até a sua extremidade, e H sendo a direção transversal que estende-se da porção in- ferior da asa até a sua porção superior, a alma tendo um comprimento L1 e uma altura H1,eum ou mais elementos de trave (3) os quais são adjacentes e substancialmente perpendiculares à alma e os quais estendem-se na dire- ção transversal, caracterizado pelo fato de que

a) o elemento estrutural compreende pelo menos uma primeira 1,1 peça monolítica (S) e uma segunda peça (T),

b) o limite de elasticidade sob compressão do bloco metálico utilizado para produzir o elemento (S) é maior do que aquele do bloco metá- Iico utilizado para produzir o elemento (T),

c) a primeira peça (S) compreende uma primeira porção de alma substancialmente plana (51) de comprimento L1 e altura H4 menor do que H1 e pelo menos um elemento de trave (3) o qual é substancialmente per- pendicular e adjacente à primeira porção de alma e cuja altura ΗΊ, a qual é substancialmente igual a H1, é tal que uma porção de trave de altura ΗΊ - H4 estende-se além da primeira porção de alma,

d) a segunda peça (T) que compreende pelo menos uma segun- da porção de alma substancialmente plana (52) de comprimento L1 e altura H5 tal que a soma H4 + H5 seja substancialmente igual a H1,

e) a primeira peça monolítica (S) e a segunda peça (T) são colo- cadas lado a lado de tal modo que as porções de alma (51) e (52) fiquem extremidade contra extremidade ao longo de seu comprimento comum intei- ro L1, e a porção de trave que estende-se além da primeira porção de alma fique adjacente à segunda porção de alma.

DESCRIÇÃO DAS FIGURAS

Figura 1 mostra diagramaticamente uma Iongarina de asa.

Figura 2 mostra um exemplo de um elemento estrutural de acor- do com a invenção.

Figura 3 mostra a peça (S) de acordo com a invenção usinada na peça que tem o limite de elasticidade mais alto sob compressão.

Figura 4 mostra a peça (T) de acordo com a invenção a qual de- ve ser montada por soldagem com a peça (S).

Figura 5 é uma vista no plano (H, L) do elemento estrutural da Figura 2.

Figuras 6a, 6b, 6c, 7a e 7b são vistas em corte feitas nos planos (F-F)1 (E-E), (D-D), (B-B) e (A-A), respectivamente.

Figuras 8 e 9 são vistas das duas faces de um exemplo de uma longarina de acordo com a invenção. 1,1 Figura 10 é um exemplo de outra modalidade do elemento estru- tural de acordo com a invenção.

DESCRIÇÃO DA INVENÇÃO

a) Definições

A nomenclatura para as ligas de alumínio segue as regras da The Aluminium Association, as quais são conhecidas das pessoas versadas na técnica. Os estados metalúrgicos estão definidos na Norma Européia EN 515. A composição química de ligas de alumínio padronizadas está definida, por exemplo, na norma EN 573-3. A menos que de outro modo indicado, as "propriedades mecânicas estáticas", isto quer dizer, a resistência à ruptura Rm, o limite elástico Rpo,2, e a elongação na ruptura A, são determinadas por testes de tração de acordo com a norma EN 10002-1, o local e a direção de tomar os espécimes de teste sendo definidos nas normas EN 485-1 (produ- tos rolados) ou EN 755-1 (produtos extrudados). O limite elástico sob com- pressão é medido por um teste de acordo com a norma ASTM E9. O fator de intensidade de tensão Kapp é determinado de acordo com a norma ASTM E 561. A tenacidade KIC é medida de acordo com a norma ASTM e 399, a ve- locidade de propagação de rachadura por fadiga (o assim denominado teste da/dN) é medido de acordo com a norma ASTM E 647. "Tolerância a danos" significa, especificamente, a tenacidade e a resistência à propagação de ra- chaduras. O termo "usinagem" cobre qualquer processo para remover ma- terial, tal como torneamento, fresagem, furação, broqueamento, rosquea- mento, eletroerosão, retifica, polimento.

Aqui, um "elemento de estrutura" ou "elemento estrutural" de uma construção mecânica é uma peça mecânica cuja falha poderia com- prometer a segurança da construção, os seus usuários, os seus utilizadores, ou outros.

Para um aeroplano, estes elementos estruturais incluem, especi- ficamente, os elementos os quais compõem a fuselagem (tais como o re- vestimento de fuselagem), as traves, os anteparos, as estruturas circunfe- renciais, as asas (tal como o revestimento de asa), as traves ou enrijecedo- res, as nervuras e as longarinas e a empenagem composta, especificamen- te, de estabilizadores horizontais e verticais, e também as vigas de piso, os trilhos de assentos e as portas.

O termo "longarina" aqui denota os elementos longitudinais, isto que dizer, na direção da envergadura de asa, da asa e dos elementos unitá- rios de cauda.

"Peça sólida" ou "elemento sólido" aqui significa uma peça ou um elemento que não compreende uma abertura ou um rebaixo.

O termo "elemento de estrutura monolítica" ou "peça monolítica" refere-se aqui a um elemento de estrutura ou uma peça a qual foi obtida, geralmente por usinagem, de um único bloco de produto rolado, extrudado, forjado ou moldado semi-acabado, sem montagem, tal como rebitamento, soldagem, ligação por adesivo, com outra peça.

No contexto desta descrição, um "elemento estrutural integral" denota um elemento estrutural cuja estrutura foi projetada para conseguir uma continuidade de material sobre a maior porção possível de modo a re- duzir o número de pontos de montagem mecânica. Um "elemento estrutural integral" pode ser produzido ou por usinagem de profundidade, ou pela Litili- zação de elementos que são formados, por exemplo, por extrusão, forjamen- to ou moldagem, ou por soldagem de elementos estruturais. Uma "estrutura mecanicamente montada" significa uma estrutura na qual as chapas metáli- cas, as quais são finas ou espessas como uma função do propósito preten- dido do elemento estrutural (por exemplo, um elemento de fuselagem ou um elemento de asa) estão presas, normalmente por rebitamento, a traves e/ou estruturas (as quais podem ser fabricadas por usinagem de produtos extru- dados ou rolados).

O termo "elemento de estrutura bifuncional ou multifuncional" refere-se aqui principalmente às funções conferidas pelas propriedades me- cânicas do produto e não à sua forma geométrica. b) Descrição Detalhada da Invenção

De acordo com a invenção, o problema é resolvido pelo método para fabricar um elemento estrutural o qual está destinado para a construção aeronáutica, tipicamente uma Iongarina de asa que compreende uma alma que estende-se substancialmente em um plano (L, H), L sendo a direção longitudinal e H sendo a direção transversal, a alma tendo um comprimento L1 e uma altura H1, o elemento estrutural sendo destinado a ser sujeito à tensão de dobramento por um momento perpendicular ao dito plano (L, H), e um ou mais elementos de trave adjacentes os quais são substancialmente perpendiculares à alma e os quais estendem-se na direção transversal, que compreende as seguintes etapas

(ii) o primeiro bloco metálico é usinado de tal modo a obter uma primeira peça monolítica usinada (S) a qual compreende uma primeira por- ção de alma (51) que tem um comprimento L1 e uma altura H4 menor do que H1 e pelo menos um elemento de trave (3) o qual é substancialmente perpendicular e adjacente à primeira porção de alma e cuja altura ΗΊ, a qual é substancialmente igual a H1, é tal que uma porção de trave de altura ΗΊ - H4 estende-se além da primeira porção de alma (51),

Os blocos metálicos estão vantajosamente compostos de uma liga de alumínio e estes de preferência originam-se de peças grossas de me- tal de chapa, isto quer dizer, um metal de chapa que tem uma espessura maior do que_ou igual a 12 mm, os quais são obtidos de ligas de alumínio de endurecimento estrutural. Em uma modalidade vantajosa da invenção, o primeiro bloco metálico é obtido de uma liga de alumínio da série 7XXX, e mais de preferência uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 7040, 7140, 7055, 7085, 7149, 7249, 7349, 7449. Em outra modalidade van- tajosa da invenção, o primeiro bloco metálico é obtido de uma liga de alumí- nio que contém lítio, e mais de preferência uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 e 2199. Em outra moda- lidade vantajosa da invenção, pelo menos uma peça monolítica (T) é obtida de uma liga de alumínio da série 2XXX e mais de preferência uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 2022, 2024, 2024A, 2027, 2056, 2139 ou uma liga de alumínio que contém lítio incluída no grupo constituído por 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 e 2199.

Os processos de formação que podem ser utilizados na etapa (iii) incluem a rolagem, a extrusão, a estampagem por matriz, o forjamento e a usinagem. De preferência, a etapa (iii) é executada por usinagem.

A montagem efetuada na etapa (iv) pode ser executada por qualquer método apropriado, especialmente aparafusamento, rebitamento, ligação por adesivo e soldagem. Os métodos de soldagem permitem que um elemento estrutural integral seja obtido, o que é vantajoso para a presente invenção, e estes compreendem a soldagem de oxiacetileno com metal de enchimento, soldagem de arco com eletrodos não consumíveis (TIG), solda- gem de ar com eletrodos de arame consumível ou soldagem semi- automática (MIG-MAG), soldagem de laser, soldagem de plasma, soldagem de feixe de elétrons, soldagem por agitação e fricção (FSW). Em uma moda- lidade vantajosa da invenção, a técnica de montagem utilizada é a soldagem por agitação e fricção.

No caso de moldagem por soldagem, um tratamento térmico po- de ser executado, antes e/ou após a usinagem e/ou após a montagem sobre a(s) peça(s) (S) e/ou sobre a(s) peça(s) (T), de modo a obter o estado meta- lúrgico final mais adequado para as peças e para a região soldada. Um tra- tamento mecânico das soldas, por exemplo por jateamento de esferas, pode ser executado.

Uma etapa final na qual o elemento estrutural que resulta da e- tapa (iv) é usinado de modo a obter o elemento estrutural integral final pode opcionalmente ser executada. Esta etapa permite que quaisquer defeitos criados pela operação de soldagem sejam corrigidos e as dimensões exatas do elemento estrutural integral para a sua montagem na estrutura do avião sejam conseguidas.

A figura 1 mostra um exemplo de uma vista em perspectiva de uma porção de Iongarina na forma de um C. O comprimento L1 da longarina é medido na direção longitudinal L que se estende da raiz da asa até a sua extremidade, a sua altura H1 é medida na direção transversal H que se es- tende da porção inferior da asa até a sua porção superior e a espessura E1 da longarina é medida na direção E a qual estende-se da borda de ataque da asa até a sua borda de fuga. Esta porção de longarina compreende um flange inferior (1), um flange superior (2) e uma alma (5). Os flanges inferior e superior são tipicamente planos e estendem-se em um plano o qual é tipi- camente paralelo ao plano (E, L) na direção E até uma espessura E1 e na direção L até o comprimento L1. A alma (5) é tipicamente plana e estende-se substancialmente no plano (L, H) na direção H até a altura H1 e na direção L até o comprimento L1. Espaçadas em intervalos regulares, as traves (3) re- forçam a alma (5). As traves (3) são elementos substancialmente perpendi- culares à alma (5) as quais estendem-se na direção transversal H até uma altura próximo de ΗΊ próximo de H1 e na direção E até uma espessura E2 a qual é geralmente menor do que ou igual a E1. As alturas H1 e ΗΊ diferem basicamente de acordo com a espessura dos flanges. As formas das várias traves podem variar dentro da mesma peça. Algumas traves podem ser des- tinadas a serem presas nas nervuras e podem ter uma forma apropriada pa- ra esta utilização.

Para um elemento estrutural produzido por usinagem, existe uma continuidade de material entre as traves (3) e a alma (5).

Um interrompedor de rachaduras (4) pode opcionalmente ser adicionado a uma distância H2 do flange inferior, a qual é geralmente mais curta do que a distância H3 entre o interrompedor de rachaduras e o flange superior. O propósito do interrompedor de rachaduras (4) é de impedir que 1,1 as rachaduras as quais apareceram na porção inferior, a qual é a mais sujei- ta às tensões de tração, propaguem na porção superior. Para um elemento estrutural produzido por usinagem, existe uma continuidade de material en- tre o interrompedor de rachaduras (4) e a alma (5).

A figura 2 mostra uma vista em perspectiva de uma porção de Iongarina (30) que compreende duas traves de acordo com a invenção. Esta porção não é Iimitante e pode ser alongada de tal modo a incluir o número η de traves necessárias para a fabricação da Iongarina completa. Neste e- xemplo, a Iongarina de acordo com a invenção compreende duas peças, uma primeira peça monolítica (S) e uma segunda peça (T), as quais foram montadas. A alma (5) é constituída por duas porções de alma (51) e (52) que originam das peças (S) e (T), respectivamente, e posicionadas extremidade contra extremidade ao longo de seu comprimento comum inteiro L1, assim cooperando para formar a alma (5). De preferência, a alma desta peça de acordo com a invenção é sólida. As peças (S) e (T) estão individualmente descritas nas figuras 3 e 4. De acordo com a invenção, a peça (S) é produzi- da de um bloco que tem um limite de elasticidade sob compressão mais alto do que aquele do bloco utilizado para produzir a peça (T). Vantajosamente, a peça (T) pode ser produzida de um bloco que tem um fator de intensidade de tensão Kapp mais alto do que aquele do bloco utilizado para produzir a peça (S). Em uma modalidade vantajosa da invenção, a peça (S) é compos- ta da liga σ enquanto que a peça (T) é composta da liga τ, a liga σ sendo favorável para obter altas propriedades mecânicas estáticas e a liga τ sendo favorável para obter uma alta tolerância a danos. As traves (3) formam uma parte integral da peça monolítica (S) de modo a obter as propriedades me- cânicas mais favoráveis para o conjunto. A figura 3 assim mostra que as tra- ves (3) as quais são substancialmente perpendiculares e adjacentes à por- ção de alma (51) estendem-se além da porção de alma (51) na direção H. Tipicamente, o elemento de trave (3) estende-se na direção da altura H até uma altura ΗΊ próximo de H1. A porção de alma (51) estende-se na direção H até uma altura H4 do fIange superior (2) de tal modo que uma porção de trave, de altura ΗΊ - H4 estende-se além da porção de alma (51). De prefe- rência, a distância H4 é maior do que H1/2 de modo a ter uma alma a qual é constituída principalmente pelo elemento que tem a mais alta resistência à compressão. Em uma modalidade vantajosa da invenção, as traves (3) são constituídas inteiramente pela liga σ. Na extremidade das traves (3), uma peça de alongamento (31) que estende-se na direção E até uma altura pró- xima de E1 pode opcionalmente facilitar prender na peça (T). É especifica- mente vantajoso ter uma trave com um alto limite de elasticidade sob com- pressão porque as tensões aplicadas nas traves são principalmente tensões de compressão associadas com as forças que tendem a mover a superfície superior e a superfície inferior uma na direção da outra e com as tensões diagonais.

No caso opcional no qual o elemento estrutural de acordo com a invenção contém um interrompedor de rachadura (4), o último é de preferên- cia usinado na peça (S).

A figura 4 mostra a peça (T) cuja porção de alma (52) é de com- primento L1 e de altura H5 de modo que a soma H4 + H5 seja substancial- mente igual a H1.

Existem três regiões distintas de contato entre as peças (T) e (S): a região (21) onde as porções de alma (51) da peça (S) e (52) da peça (T) estão em um contato de extremidade contra extremidade na direção L, a região (22) onde a porção de trave (3) que se estende além da porção de alma (51) está em contato com a porção de alma (52) da peça (T) na direção Hea região (23) onde a extremidade da trave da peça (S) está em contato com o flange inferior (1) da peça (T) na direção E. Um cordão de solda, o qual é de preferência obtido por soldagem por agitação e fricção, pode ser produzido nas regiões (21), (22), e (23). A soldagem da região (21) corres- ponde a uma solda de topo na direção L e a uma solda em forma de T na junção com cada trave, as soldas das regiões (22) e (23) correspondem a soldas em forma de T nas direções H e E, respectivamente.

A figura 5 é uma vista no plano (H, L) da porção de Iongarina (30) da figura 2. As posições das seções mostradas em detalhes nas figuras 6 e 7 estão representadas na figura 5.

A figura 6a é um corte no plano (E, L) na posição (F-F) de uma longarina de acordo com um exemplo da invenção. Esta é uma vista na dire- ção do flange inferior (1), o contorno do qual está representado. Neste plano, a trave (3) originada da peça (S) enquanto que a porção de alma (52) origi- nada da peça (T). Uma solda produzida na região (22) na direção H contribui para a montagem das peças (S) e (Τ). A figura 6b é um corte no plano (E, L) na posição (E-E) de uma Iongarina de acordo com um exemplo da invenção. Esta é uma vista na direção do flange inferior (1), o contorno do qual está representado. Nesta posição, a porção de alma (51) e a trave (3) ambas ori- ginam da peça (S). A figura 6c é um corte no plano (E, L) na posição (D-D) do interrompedor de rachaduras (4) de uma Iongarina de acordo com um exemplo da invenção. Esta é uma vista na direção do flange inferior (1), o contorno do qual está representado. O interrompedor de rachaduras (4) e a trave (3) ambos originam da peça (S). A figura 7a é um corte no plano (Ε, H) na posição (A-A) de uma Iongarina de acordo com um exemplo da invenção. Esta é uma vista na direção de uma trave (3), o contorno do qual está repre- sentado. A peça (S) está em contato de extremidade contra extremidade com a peça (T) na região (21). A figura 7b é um corte no plano (Ε, H) na po- sição (B-B) de uma trave (3), de uma Iongarina de acordo com um exemplo da invenção. Este corte mostra que a trave (3) origina da peça (S) e que esta está soldada na peça (T) em três regiões diferentes: (21), (22) e (23), nas direções L, H e Ε.

No caso de soldagem por agitação e fricção, uma vantagem téc- nica adicional da invenção é obtida devido à solda (21). Porque as soldas obtidas por soldagem por agitação e fricção atuam como interrompedores de rachaduras, no modo do interrompedor de rachaduras (4). Este efeito de soldagem por agitação e fricção está descrito, por exemplo, por R. John (R. John, Κ. V. Jata, K. Sadananda, International Journal of Fatigue 15 (2003) 939 - 948). A solda (21) portanto impede que as rachaduras criadas na peça (T) propaguem para a peça (S). O cordão de solda obtido por soldagem por agitação e fricção (2.1) pode permitir que a utilização de um interrompedor de rachaduras seja dispensada. As rachaduras geralmente aparecem no flange inferior e propagam dentro da alma. O cordão de solda obtido por agitação e fricção (21) está posicionado suficientemente distante do flange inferior para que as tensões não sejam muito grandes mas suficientemente próximo para parar rapidamente as rachaduras; vantajosamente a posição escolhida está próxima da linha neutra da asa. De preferência, a distância H4 está entre (2/3) *H1 e (5/6) *H1.

As figuras 8 e 9 mostram sobre as duas faces um exemplo de uma peça de acordo com a invenção que compreende oito traves (3). As soldas (22) para cada trave estão mostradas na figura 9.

Em uma modalidade vantajosa da invenção, o elemento estrutu- ral compreende somente duas peças monolíticas, uma peça (S) e uma peça (T) as quais são montadas por soldagem.

Em outra modalidade da invenção, a peça (T) está formada por duas peças (Ta) e (Tb), as quais são vantajosamente montadas por solda- gem. Esta modalidade é econômica porque permite que a peça (T) seja pro- duzida utilizando um mínimo de material em forma não trabalhada, por e- xemplo composto de liga τ. A figura 10 mostra um exemplo de uma peça produzida de acordo com este método. A peça (Ta) compreende a porção de alma (52), e as peças (Ta) e (Tb) cooperam para formar o flange inferior (1). Uma solda adicional na direção longitudinal L (24), paralela à solda (21) e perpendicular às soldas (22) e (23), é produzida de modo a montar as peças (Ta) e (Tb). Em uma modalidade vantajosa, a peça (Ta) é montada com a peça (S) antes da montagem de (Tb) com (Ta) e (S) e as soldas são portan- to produzidas na ordem (21), (22), (24) e (23).

De acordo com um exemplo da invenção, uma placa composta de liga σ é fundida de acordo com os métodos conhecidos da pessoa versa- da na técnica. De preferência, a liga σ é uma liga de endurecimento estrutu- ral que permite que propriedades mecânicas estáticas melhoradas (R02. Rm) sejam obtidas. Em uma modalidade vantajosa da invenção, esta liga σ é uma liga de alumínio da série 7XXX, e mais de preferência uma liga de alu- mínio incluída-no grupo constituído por 7040, 7055, 7140, 7085, 7149, 7249, 7349, 7449. Em outra modalidade vantajosa da invenção, esta liga σ é uma 1,1 liga de alumínio que contém lítio, e mais de preferência uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 2094, 2195, 2196 e 2199. A placa obtida é homogeneizada, reaquecida, rolada a quente, colocada dentro de uma solu- ção, temperada e opcionalmente sujeita a uma tensão de tração de acordo com as condições conhecidas da pessoa versada na técnica, de modo a ob- ter uma chapa grossa que tem as dimensões desejadas. A chapa grossa obtida é então usinada de modo a obter uma peça (S), além disso, uma pla- ca de liga de alumínio τ é fundida de acordo com os métodos conhecidos da pessoa versada na técnica. De preferência a liga de alumínio τ é uma liga de alumínio que tem propriedades de tolerância a danos melhoradas, tais como a tenacidade ou a resistência à propagação de rachaduras de fadiga. Em uma modalidade vantajosa da invenção, a liga de alumínio τ é uma liga de alumínio da série 2XXX e mais de preferência uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 2024, 2024A, 2056, 2098. A placa de liga de alumí- nio τ é homogeneizada, convertida em alta temperatura e opcionalmente em baixa temperatura de modo a obter uma chapa grossa que tem as dimen- sões desejadas. A chapa grossa de liga τ é então usinada de modo a obter a peça (T). Em outro exemplo de acordo com a invenção, a peça (T) é obtida por extrusão de um lingote de liga τ.

As peças (S) e (T) são então posicionadas uma em relação à outra de modo que as porções de alma (51) e (52) cooperam para forma a alma (5) e são mantidas no lugar por um dispositivo apropriado. As soldas (21): a solda de topo entre as porções de alma (51) e (52) das peças (S) e (T) na direção L, (22): a solda em forma de T entre a trave (3) e a porção de alma da peça (T) (51), e (23): a solda em forma de T entre a trave (3) e o flange (1) da peça (T), são então produzidas por soldagem por agitação e fricção. Em geral, existe somente uma solda do tipo (21) cujo comprimento é o comprimento da peça final, enquanto existe uma solda do tipo (22) e uma solda do tipo (23) por trave. Em uma modalidade vantajosa da invenção, a soldagem por agitação e fricção é utilizada para produzir estas soldas. A or- dem na qual as soldas (21), (22) e (23) são produzidas não é crítica mas os inventores observaram que é vantajoso produzir as soldas na ordem (21), (22), e (23).

Após a montagem, uma usinagem final da peça montada (30) é executada de modo a obter as dimensões exatas desejadas.

De preferência, o elemento estrutural obtido pelo método de a- cordo com a invenção é uma Iongarina de asa.

Em outra modalidade vantajosa, o elemento estrutural obtido pelo método de acordo com a invenção é um componente de fuselagem.

Claims

1. Método para fabricar um elemento estrutural destinado à construção aeronáutica, tipicamente uma Iongarina de asa que compreende uma alma que estende-se substancialmente em um plano (L, H), L sendo a direção longitudinal e H sendo a direção transversal, a alma tendo um com- primento L1 e uma altura H1, o elemento estrutural sendo destinado a ser sujeito à tensão de dobramento por um momento perpendicular ao dito plano (L, H), e um ou mais elementos de trave adjacentes os quais são substanci- almente perpendiculares à alma e os quais estendem-se na direção trans- versal, que compreende as seguintes etapas (i) pelo menos um primeiro e um segundo blocos metálicos são tornados disponíveis, o limite de elasticidade sob compressão do primeiro bloco metálico sendo maior do que aquele do segundo bloco metálico, (ii) o primeiro bloco metálico é usinado de tal modo a obter uma primeira peça monolítica usinada (S) a qual compreende uma primeira por- ção de alma (51) que tem um comprimento L1 e uma altura H4 menor do que H1 e pelo menos um elemento de trave (3) o qual é substancialmente perpendicular e adjacente à primeira porção de alma e cuja altura H'1, a qual é substancialmente igual a H1, é tal que uma porção de trave de altura Η'1- H4 estende-se além da primeira porção de alma 51, (iii) é preparada, pela formação do segundo bloco metálico, pelo menos uma segunda peça (T) que compreende pelo menos uma segunda porção de alma (52) de comprimento L1 e altura H5 que estende-se na dire- ção da altura H até uma altura H5, de modo que a soma H4 + H5 seja subs- tancialmente igual a H1, (iv) a primeira peça monolítica (S) e a segunda peça (T) são montadas colocando as porções de alma (51) e (52) extremidade contra ex- tremidade ao longo de seu comprimento comum inteiro L1, de modo que a porção de trave fique adjacente à segunda porção de alma.

2. Método de fabricação de acordo com a reivindicação 1, em que o método de montagem utilizado na etapa (iv) é a soldagem.

3. Método de fabricação de acordo com a reivindicação 2, em que o método de soldagem utilizado é a soldagem por agitação e fricção.

4. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 3, em que as ligas utilizadas para produzir as peças (S) e (T) são diferentes.

5. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 4, em que os blocos metálicos são compostos de liga de alumínio.

6. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 5, em que o primeiro bloco metálico é obtido de uma liga de alumínio da série 7XXX.

7. Método de fabricação de acordo com a reivindicação 6, em que o primeiro bloco metálico é obtido de uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 7040, 7140, 7055, 7085, 7149, 7249, 7349, 7449.

8. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 5, em que o primeiro bloco metálico é obtido de uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 e -2199.

9. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 8, em que pelo menos uma peça monolítica (T) é obtida de uma liga de alumínio da série 2XXX.

10. Método de fabricação de acordo com a reivindicação 9, em que pelo menos uma peça monolítica (T) é obtida de uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 2022, 2024, 2024A, 2027, 2056, 2139.

11. Método de fabricação de acordo com a reivindicação 9, em que pelo menos uma peça monolítica (T) é obtida de uma liga de alumínio incluída no grupo constituído por 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 e 2199.

12. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 11, em que todos os elementos de trave (3) estão integral- mente produzidos no bloco metálico que tem o limite de elasticidade mais alto sob compressão.

13. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 12, em que o elemento estrutural é obtido pela soldagem de duas peças monolíticas (S) e (T).

14. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 13, em que o elemento estrutural é uma longarina de asa.

15. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 13, em que o elemento estrutural é um componente de fuse- lagem.

16. Método de fabricação de acordo com qualquer uma das rei- vindicações 1 a 15, em que um tratamento térmico é executado antes e/ou após a usinagem e/ou após a montagem sobre a(s) peça(s) (S) e/ou sobre a(s) peça(s) (T).

17. Método de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 16, que compreende uma etapa final na qual o elemento estrutural integral que resulta de (iv) é usinado de modo a obter um elemento estrutural integral final.

18. Elemento estrutural integral obtenível por um método como definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 17.

19. Elemento estrutural destinado à construção aeronáutica, tipi- camente uma Iongarina de asa que compreende uma alma que estende-se substancialmente em um plano (L, H), L sendo a direção longitudinal que estende-se da raiz da asa até a sua extremidade, e H sendo a direção trans- versal que estende-se da porção inferior da asa até a sua porção superior, a alma tendo um comprimento L1 e uma altura H1, e um ou mais elementos de trave (3) os quais são adjacentes e substancialmente perpendiculares à alma e os quais estendem-se na direção transversal, caracterizado pelo fato de que a) o elemento estrutural compreende pelo menos uma primeira peça monolítica (S) e uma segunda peça (T), b) o limite de elasticidade sob compressão do bloco metálico utilizado para produzir o elemento (S) é maior do que aquele do bloco metá- lico utilizado para produzir o elemento (T), c) a primeira peça (S) compreende uma primeira porção de alma substancialmente plana (51) de comprimento L1 e altura H4 menor do que H1 e pelo menos um elemento de trave (3) o qual é substancialmente per- pendicular e adjacente à primeira porção de alma e cuja altura ΗΊ, a qual é substancialmente igual a H1, é tal que uma porção de trave de altura ΗΊ - H4 estende-se além da primeira porção de alma, d) a segunda peça (T) que compreende pelo menos uma segun- da porção de alma substancialmente plana (52) de comprimento L1 e altura H5 tal que a soma H4 + H5 seja substancialmente igual a H1, e) a primeira peça monolítica (S) e a segunda peça (T) são colo- cadas lado a lado de tal modo que as porções de alma (51) e (52) fiquem extremidade contra extremidade ao longo de seu comprimento comum intei- ro L1, e a porção de trave que estende-se além da primeira porção de alma fique adjacente à segunda porção de alma.

20. Elemento estrutural integral de acordo com a reivindicação -19, em que os elementos monolíticos (S) e (T) são montados por soldagem e de preferência por soldagem por agitação e fricção.

21. Elemento estrutural integral de acordo com a reivindicação -19 ou 20, que compreende um flange inferior (1) e um flange superior (2) os quais são tipicamente planos e os quais estendem-se em um plano o qual é tipicamente paralelo ao plano (E, L) na direção E até a espessura E1 e na direção L até o comprimento L1.

22. Elemento estrutural de acordo com a reivindicação 21, em que a pelo menos uma trave (3) compreende na sua extremidade uma por- ção alongada (31) a qual estende-se na direção E até uma espessura subs- tancialmente igual a E1.

23. Elemento estrutural de acordo com a reivindicação 22, em que os elementos monolíticos (S) e (T) são montados por pelo menos três tipos de solda: pelo menos uma solda de topo (21) a qual é paralela à dire- ção Lea qual permite que as porções de alma (51) e (52) sejam montadas pelo menos uma solda em forma de T (22) a qual é paralela à direção Hea qual permite que os elementos (3) e (52) sejam montados, e pelo menos uma solda em forma de T (23) a qual permite que os elementos (1) e (31) sejam montados.

24. Elemento estrutural de acordo com qualquer uma das reivin- dicações 21 a 23, em que uma peça (Ta) compreende a porção de alma (52) e coopera com uma peça (Tb) para formar o flange inferior (1).

25. Elemento estrutural de acordo com qualquer uma das reivin- dicações 19 a 24, em que a parte monolítica (S) compreende um interrom- pedor de rachaduras (4) em um plano (E, L).

26. Utilização de um elemento estrutural como definido em qual- quer uma das reivindicações 19 a 25 para a fabricação de um avião.