BRPI1102962A2 - estrutura de fuselagem feita de material composto - Google Patents

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BRPI1102962A2
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BR
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panel
flange
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composite layers
fuselage structure
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BRPI1102962-5A
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Wolfgang Buchs
Gabriele Dreher
Umberto Girard
Stefen Kunze
Thomas Thiess
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Eurocopter Deutschland
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Abstract

ESTRUTURA DE FUSELAGEM FEITA DE MATERIAL COMPOSTO. A presente invenção refere-se a uma estrutura de fuselagem, particularmente uma porta de avião (1) de material composto compreendendo pelo menos um painel (2) e pelo menos uma viga (3) montados entre si e o painel (2) com o painel (2) sendo formado de pelo menos um grupo de camadas compostas (5, 6, 20). Pelo menos uma viga (3) é provida pelo menos em uma das suas extremidades respectivas (10,11) com um flange (13) adequado para engate adesivo com o pelo menos um painel (2). Pelo menos um grupo de camadas compostas (5, 6, 20) do painel (2) está em engate de travamento de forma com esse flange (13) da viga (3).

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "ESTRUTURA DE FUSELAGEM FEITA DE MATERIAL COMPOSTO".
O presente pedido reivindica o benefício do Pedido de Patente Européia EP 10 400035.1, depositado em 2 de agosto de 2010, cuja descri- ção é incorporada aqui por referência.
A presente invenção refere-se a uma estrutura de fuselagem fei- ta de material composto, particularmente portas de avião de material com- posto e especialmente ela se refere a portas de passageiro de um avião com os aspectos do preâmbulo da reivindicação 1.
Durante um voo na altitude de viagem, uma pressão excessiva do ar de 0,06 MPa (0,6 bar) dentro da fuselagem de um avião em relação ao ambiente é provida para o conforto dos passageiros. A pressão excessiva dentro da fuselagem é contida por um casco formado de painéis presos em uma estrutura de armação interna, tal como elementos de viga da fusela- gem. A pressão excessiva no casco da fuselagem exerce um efeito de sepa- ração do casco da estrutura da armação interna da fuselagem. Portas de avião como parte da fuselagem são expostas aos mesmos efeitos de sepa- ração. As portas de avião têm que ser altamente confiáveis com relação à resistência à pressão (tipo 10pwr-9/hora voo). No caso de uma aterrissagem de emergência, as portas do avião têm que abrir de modo altamente confiá- vel (tipo 10pwr-7/hora voo).
É conhecido montar as portas do avião de material composto pe- la rebitagem dos painéis nos elementos de viga da estrutura da armação de tal porta de avião. Os rebites conduzem para fora e distribuem as cargas geradas pela pressão interna e deformações devido às cargas do voo. Tais rebites aumentam o custo de fabricação e a combinação "rebites-compostos" aumenta as questões de manutenção.
É um objetivo de a presente invenção proporcionar uma estrutu- ra de fuselagem altamente confiável feita de material composto com peque- no peso e baixos custos de produção.
A invenção é resolvida com uma estrutura de fuselagem feita de material composto com os aspectos da reivindicação 1. Modalidades preferi- das da invenção são apresentadas nas sub-reivindicações.
De acordo com a invenção, uma estrutura de fuselagem feita de material composto, particularmente uma porta de passageiro de um avião é provida com pelo menos um painel e uma estrutura de armação interna mon- tados entre si. O painel é formado de pelo menos uma camada ou preferi- velmente pelo menos um grupo de camadas de material composto. A estru- tura da armação interna é provida com pelo menos uma viga com pelo me- nos em uma das suas extremidades respectivas um flange adequado para engate adesivo com o pelo menos um painel. Pelo menos um grupo de ca- madas de material composto do painel está em engate de travamento de forma com esse flange da viga. A invenção permite portas de avião altamen- te confiáveis de material composto com pequeno peso e baixos custos de produção pela transferência das cargas da pressão excessiva interna por meio da trava de forma complementar para a montagem adesiva entre os painéis do casco e os elementos estruturais internos, tais como vigas ou ar- mações de uma fuselagem. Rebites caros e pesados podem ser evitados de acordo com o conceito inventivo. Todos os tipos de plásticos reforçados com fibra, bem como camadas adesivas adicionais (por exemplo, adesivos de película) podem ser aplicados para união das camadas respectivas além da trava de forma. Uma tecnologia de uma etapa em, por exemplo, moldagem por transferência de resina poderia ser escolhida para pequeno peso otimi- zado e baixos custos de produção da porta de avião inventiva.
De acordo com uma modalidade preferida da invenção, pelo menos um grupo de camadas de material composto do painel e o flange da viga estão sobrepostos entre si para o engate de travamento de forma.
De acordo com outra modalidade preferida da invenção, pelo menos uma extremidade da pelo menos uma viga é em formato de T.
De acordo com outra modalidade preferida da invenção, pelo menos um grupo de camadas de material composto do painel é interrompido para o engate de travamento de forma com o flange da viga.
De acordo com outra modalidade preferida da invenção, pelo menos um painel é provido com dois grupos de camadas de material com- posto ou com um grupo extra de camadas dentro dos dois grupos de cama- das de material composto com as camadas internas do material composto do painel sendo interrompidas para o engate de travamento com o flange da viga. O grupo interno extra de camadas de material composto dentro dos dois grupos de camadas de material composto do painel pode ser preferi- velmente usado para reforço das conexões entre o painel e as vigas da es- trutura da armação interna e de modo a impedir os efeitos de descascamen- to.
De acordo com outra modalidade preferida da invenção, pelo menos um painel é provido com elementos intercalados separados das á- reas de contato entre o pelo menos um painel e a pelo menos uma viga. Os elementos intercalados se estendem ao longo de seções dos painéis para reforçar os painéis.
De acordo com outra modalidade preferida da invenção, pelo menos uma viga é provida com superfícies externas uniformes respectivas e uma superfície interna uniforme montada no exterior das camadas compos- tas externas sendo interrompida com um recorte para prover parte sobrepos- tas para a trava de forma com a superfície interna uniforme do flange. O flange é provido na sua superfície externa uniforme com camadas compos- tas adicionais para manter a estabilidade e a rigidez do conjunto do casco externo.
Uma modalidade preferida da invenção é apresentada nos de- senhos anexos:
a figura 1 mostra uma vista do corte de uma porta do avião de acordo com o estado da técnica,
a figura 2 mostra uma vista frontal de uma porta do avião de a- cordo com o estado da técnica,
a figura 3 mostra uma vista esquemática através de um corte de uma porta do avião de acordo com a invenção, a figura 4 mostra uma vista esquemática através de uma seção
adiciona! de uma porta do avião de acordo com a invenção e
a figura 5 mostra uma vista esquemática através de outra seção de uma porta do avião de acordo com a invenção.
Figuras 1, 2: uma porta de avião 1 de material composto, parti- cularmente uma porta de passageiro é provida com painéis 2 formando um casco externo e vigas 3 e armações 4 formando uma estrutura de armação interna. Intercalados 7, 8 são providos em seções dos painéis 2. As vigas 3 e as armações 4 são encaixadas uma na outra e são encaixadas essencial- mente verticais aos painéis 2 nas áreas sem os intercalados7, 8. Todas as vigas 3 e armações 4 são laminados monolíticos. Para a montagem da porta do avião 1 na fuselagem (não mostrada), a curvatura externa da porta do avião 1 é adaptada à forma externa da fuselagem.
Figura 3: os aspectos correspondentes são indicados com os numerais das figuras 1,2.0 painel 2 é formado de um primeiro grupo de camadas 5 de material composto para um casco externo e um segundo gru- po interno de camadas 6 de material composto. As camadas compostas 5, 6 formam as primeira e segunda estruturas intercaladas 7, 8. Entre a primeira e a segunda estruturas intercaladas 7, 8, os dois grupos 5, 6 de camadas de material composto são curados juntos para uma seção de painel monolítico 9. Um grupo extra de camadas 20 de material composto é preso dentro da seção de painel monolítico 9 sobrepondo partes das primeira e segunda es- truturas intercaladas 7, 8.
Uma viga 3 da estrutura da armação interna é provida nas suas extremidades respectivas 10, 11 com flanges 12, 13 com superfícies exter- nas uniformes respectivas 14. O flange 13 é engatado com adesão com sua superfície externa uniforme 14 no interior da seção do painel monolítico 9. O grupo extra de camadas 20 do material composto preso dentro da seção do painel monolítico 9 é interrompido com um recorte 15. As dimensões do re- corte 15 são menores do que as dimensões do flange 13 para prover partes sobrepostas 21 do grupo extra de camadas 20 de material composto para a trava de forma com uma superfície interna uniforme 16 do flange 13. Figura 4: aspectos correspondentes são indicados com os nu-
merais das figuras 1, 2 e 3. O painel 2 é formado de um grupo externo de camadas 5 de material composto e um grupo interno de camadas 6 de mate- rial composto. As camadas compostas 5, 6 são formadas nas primeiras e segunda estruturas intercaladas 7, 8. Entre as primeira e segunda estrutu- ras intercaladas 7, 8, os dois grupos de camadas compostas 5 são curados juntos nas seções de painel monolítico 17, 18.
A viga 3 da estrutura da armação interna é provida nas suas ex- tremidades respectivas 10, 11 com flanges 12, 13 com superfícies externas uniformes respectivas 14. O flange 13 é adesivo e potencialmente retangular fixado com sua superfície externa uniforme 14 na camada composta externa entre as seções do painel monolítico 17, 18. A camada composta interna 6 entre as seções do painel monolítico 17, 18 é interrompida com um furo 15 para prover partes sobrepostas 21 para a trava de forma com a superfície interna uniforme 16 do flange 13.
Figura 5: aspectos correspondentes são indicados com os nu- merais das figuras 1 - 4. O painel 2 é formado de um grupo externo de ca- madas compostas 5 e um grupo interno de camadas compostas 6 formando primeira e segunda estruturas intercaladas7, 8. Entre as primeira e segunda estruturas intercaladas 7, 8, os grupos internos e externos das camadas compostas 5, 6 são curados juntos nas seções de painel monolítico 17, 18.
A viga 3 é provida com uma superfície externa uniforme 14 e uma superfície interna uniforme 16 no seu flange 13. O grupo externo das camadas compostas 5 é interrompido com um recorte 15 através do qual a viga 3 alcança, tal que a superfície interna uniforme 16 no seu flange 13 é essencialmente retangular fixada no exterior do grupo externo das camadas compostas 5. O grupo externo das camadas compostas 5 fica no furo 15 sobrepondo parcialmente a superfície interna uniforme 16 para a trava de forma com o flange 13. O flange 13 é provido na sua superfície externa uni- forme 14 com camadas compostas adicionais 19.
Combinações das modalidades de acordo com as figuras 3-5 estão dentro do escopo da invenção.
Todos os grupos de camadas compostas 5, 6 e 20 são lamina- dos monolíticos. Para peso reduzido e custos reduzidos, a moldagem por transferência de resina (MTR), também conhecida como o processo de inje- ção de resina usando um processo do sistema de injeção por pressão com molde fechado, foi aplicada em combinação com a assim chamada tecnolo- gia de uma etapa (detalhada em: Plastverarbeiter 2002, N0 12, página 62).

Claims (10)

1. Estrutura de fuselagem, particularmente uma porta de avião (1) de material composto, particularmente uma porta de passageiro compre- endendo pelo menos um painel (2) e pelo menos uma viga (3) montados entre si e o painel (2) com o painel (2) sendo formado de pelo menos um grupo de camadas compostas (5, 6, 20), caracterizada pelo fato de que pelo menos uma viga (3) é provida pelo menos em uma das suas extremida- des respectivas (10, 11) com um flange (13) adequado para engate adesivo com o pelo menos um painel (2) e em que o pelo menos um grupo de cama- das compostas (5, 6, 20) no painel (2) está em engate de travamento de forma com esse flange (13) da viga (3).
2. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que pelo menos um grupo de camadas compos- tas (5, 6, 20) do painel (2) está sobrepondo o flange (13) da viga (3) para o engate de travamento de forma.
3. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que pelo menos uma extremidade (10, 11) da pelo menos uma viga é em formato de T.
4. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que pelo menos um grupo de camadas compos- tas (5, 6, 20) do painel (2) é interrompido para o engate de travamento de forma com o flange (13) da viga (3).
5. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que pelo menos um painel (2) é formado de dois grupos de camadas compostas (5, 6).
6. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que pelo menos um painel (2) é formado com um grupo extra de camadas compostas (20) dentro dos dois grupos das ca- madas compostas (5, 6).
7. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que a camada interna (6, 20) do painel (2) é in- terrompida para o engate de travamento com o flange (13) da viga (3).
8. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que pelo menos um painel (2) é provido com elementos intercalados (7, 8) separados das áreas de contato entre o pelo menos um painel (2) e a pelo menos uma viga (3).
9. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que pelo menos uma viga (3) é provida com uma superfície externa essencialmente uniforme (14) e uma superfície inter- na essencialmente uniforme (16) no seu flange (13), o grupo externo de ca- madas compostas (5) sendo interrompido com um furo (15) através do qual a viga (3) alcança, tal que a superfície interna essencialmente uniforme (16) no seu flange (13) é montada no exterior do grupo externo das camadas compostas (5) e o grupo externo das camadas compostas (5) com o furo (15) está sobrepondo parcialmente a superfície interna uniforme (16) para a trava de forma com o flange (13).
10. Estrutura de fuselagem (1), de acordo com a reivindicação 9, caracterizada pelo fato de que o flange (13) é provido na sua superfície externa uniforme (14) com camadas compostas adicionais.
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