ES2210059T3 - Elemento estructural para un avion. - Google Patents
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Abstract
Elemento estructural para un avión, en el que el elemento estructural (1) presenta al menos una chapa plastificada (4) así como varios perfiles de refuerzo (2) aplicados sobre la chapa plastificada (4) y los perfiles de refuerzo (2), al menos parcialmente, están unidos con la chapa plastificada (4) por medio de una unión por soldadura, caracterizado porque en los perfiles de refuerzo (2) se prevén refuerzos (5) separados, y los refuerzos (5) están conformados en los perfiles de refuerzo (2) a través de tirantes (31, 71, 38), que están dispuestos respectivamente en la región de los nervios de los perfiles (32, 72, 36).
Description
Elemento estructural para un avión.
La invención trata de un elemento estructural
para un avión, en el que el elemento estructural presenta al menos
una chapa plastificada así como varios perfiles de refuerzo
aplicados sobre la chapa plastificada, y los perfiles de refuerzo,
al menos parcialmente, están unido con la chapa plastificada por
medio de una unión por soldadura.
Del documento DE 196 39 667 o del documento DE
198 44 035 se conoce un elemento estructural en un modo de
construcción de chapa-larguero soldado. En las
chapas plastificadas de gran formato se sueldan perfiles
(conformados como largueros o cuadernas) por medio de soldaduras por
rayo láser. Este tipo de elementos estructurales que se usan en un
avión como cubierta del fuselaje deben presentar una rigidez
suficiente, y en el futuro deberán cumplir con el denominado
criterio de "Two Bay Crack". Para el cumplimiento de este
criterio es necesario que las estructuras del fuselaje puedan
soportar una grieta longitudinal o de contorno a lo largo de dos
secciones de la cuaderna o de dos divisiones del larguero. En este
caso hay que asumir además que el refuerzo está roto en medio de la
grieta. Las cubiertas soldadas del fuselaje presentan una menor
rigidez residual en comparación con las cubiertas convencionales
del fuselaje con refuerzos pegados o remachados, como largueros o
cuadernas. En un modo de construcción diferencial de este tipo, los
refuerzos remachados o pegados actúan como paralizadores de las
grietas o bien como retardadores de las grietas. El avance de las
grietas en el armazón del fuselaje se retrasa, puesto que la punta
de las grietas se sujeta a través del refuerzo remachado o pegado
para un número determinado de cambios de carga. Debido a la
redistribución de carga del armazón al refuerzo, después de un
número de cargas falla el refuerzo, lo cual lleva a un fallo
abrupto del armazón del fuselaje, y con ello a un fallo de la
cubierta del fuselaje. Este ventajoso comportamiento de retraso de
las grietas no existe en elementos estructurales con refuerzos
soldados. En el caso de elementos estructurales soldados, la grieta
continúa al mismo tiempo en el armazón y en el refuerzo, de manera
que no se produce ningún efecto que retrase la grieta. Este
comportamiento lleva a una menor rigidez residual y a un
comportamiento inadecuado de avance de las grietas. En las regiones
en las que el criterio de diseño decisivo es la rigidez residual se
han de ensanchar las cubiertas para conseguir una rigidez residual
suficiente. Esto lleva a incrementos inaceptables del peso, en
particular en las regiones de las cubiertas laterales y superiores
del fuselaje. Por esta razón, hasta ahora se prevé un empleo de
cubiertas del fuselaje con largueros soldados en estas regiones. Del
documento DE-PS 199 24 909 se conoce el hecho de
prever en las uniones de chapa plastificada y perfil de refuerzo de
piezas de la estructura de los aviones, en la región de los pies de
los perfiles de refuerzo, un ensanchamiento, para así conseguir un
retraso de las grietas a través de una concentración suficiente de
material. Del documento US-PS 5 842 317, que se
considera el estado de la técnica más cercano, se conocen refuerzos
en la región de los perfiles de refuerzo de elementos estructurales
integrales. Primariamente se consigue, a través de la existencia de
un salto de grosor (o bien de un voladizo) conjuntamente con
tensiones interiores que son aplicadas a través de deformación
plástica, una mejora del comportamiento de daños de estructuras
integrales en el caso de que se produzcan grietas. Con estas
soluciones es difícil conseguir un peso mínimo de los elementos.
Con ello, la presente invención se basa en el
objetivo de conformar un elemento estructural de tal manera que se
consiga un incremento de la rigidez residual, teniendo en cuenta un
peso mínimo de los elementos, y con ello se haga posible un empleo
de cubiertas de fuselaje soldadas también para la región lateral y
superior del fuselaje.
Este objetivo se alcanza en el caso de un
elemento estructural a través de las medidas mencionadas en la
reivindicación 1. Se proporciona un perfil de refuerzo para el uso
en elementos estructurales en la reivindicación 11. Se proporciona
un procedimiento para la fabricación de un elemento estructural
conforme a la invención en la reivindicación 14.
En este caso es especialmente ventajoso el hecho
de que a través del incremento de la rigidez residual de un elemento
estructural soldado, éste también se puede usar para cubiertas de
fuselaje de un avión en la región lateral y superior. De esta
manera, las cubiertas del fuselaje generalmente soldadas se pueden
usar para todo el fuselaje, y no se da una limitación únicamente a
la región inferior del fuselaje. Debido al modo de construcción más
económico respecto a la fabricación convencional de cubiertas de
fuselaje, se pueden reducir los costes de fabricación y el peso de
la estructura de un modo considerable. A través de la disposición de
un refuerzo separado en un elemento estructural montado de modo
integral se crea una superficie de limitación en la que se puede
conducir a una grieta, y con ello permanece intacta la estructura
que está detrás. A través de la introducción adecuada de un
elemento separado se mejora, no a través de medidas integrales, es
decir, ensanchamientos y acumulaciones de material, sino a través de
una disposición adecuada de un elemento diferencial, el
comportamiento de tolerancia frente a daños (prevención del avance
de la grieta, incremento de la rigidez residual). Con la solución
conforme a la invención se eliminan los inconvenientes de las
cubiertas soldadas. En el caso de grietas primarias en el armazón,
es decir, en la chapa plastificada, la grieta que al mismo tiempo
avanza en los perfiles de refuerzo es parada o retrasada a través
de los refuerzos introducidos. Con ello, el refuerzo de los
perfiles de refuerzo tiene un efecto retardador sobre la grieta en
el armazón. Se incrementa la rigidez residual de elementos
estructurales soldados.
Variantes y configuraciones ventajosas se indican
en las reivindicaciones 2 a 10, 12, 13, así como 15 a 19. Otras
ventajas se derivan de la siguiente descripción detallada.
En el dibujo se representan ejemplos de
realización de la invención que se describen a continuación a partir
de las Figuras 1 a 6. En las figuras, los elementos iguales están
provistos de los mismos símbolos de referencia.
Se muestra:
Figs. 1 y 2 una sección transversal a través del
elemento estructural en la región del larguero en una primera
realización.
Figs. 3 y 4 una sección transversal a través del
elemento estructural en la región de la cuaderna en una primera
realización.
Fig. 5 una sección transversal a través de un
perfil de refuerzo en una segunda realización y
Fig. 6 el elemento estructural en la región del
perfil de refuerzo según la Fig. 5
En las figuras 1 a 6 se muestran respectivamente
secciones de un elemento estructural 1 en la región de un perfil de
refuerzo 2. El perfil de refuerzo 2 está conformado como un
larguero 3 que discurre para una estructura del fuselaje de un
avión en la dirección longitudinal del avión, el cual está soldado
sobre una chapa plastificada 4. Para un elemento estructural 1 para
el uso como cubierta del fuselaje de un avión está dispuesto un
gran número de largueros 3 de este tipo en la dirección
longitudinal del avión.
Tal y como se conoce del documento DE 196 39 667
o del documento DE 198 44 035, las uniones entre la chapa
plastificada 4 y los largueros 3 se sueldan, para así conseguir un
ahorro de peso comparado con los procedimientos convencionales por
medio de remachado o de pegado. Para incrementar la rigidez residual
de un elemento estructural 1 soldado, se emplean, según la
invención, refuerzos 5 en los largueros 3. Estos largueros 3
conformados de un modo especial se proveen de los refuerzos 5
(tirantes en este caso) antes de ser soldados con la chapa
plastificada 4.
Las figuras 1 y 2 muestran una forma de
realización de un larguero 30 con un tirante 31 que está formado por
aleaciones de acero o de titanio de alta resistencia o de material
compuesto de fibras. El tirante 31 está dispuesto en el nervio del
larguero 32, en el que para ello se prevé en el nervio del larguero
32 un ensanchamiento del material 33 en el que se ha introducido a
modo de alojamiento para el tirante 31 un taladro pasante 34 en la
dirección longitudinal del larguero. El ensanchamiento del material
33 se prevé preferentemente en la mitad inferior del nervio del
larguero 32. El tirante 31, preferentemente con una sección
transversal poligonal, se introduce y se tuerce en el taladro 34.
Se pueden usar preferentemente formas de sección transversal
cuadradas o rectangulares. Al torcer se consigue que se evite entre
el tirante 31 y el ensanchamiento de material 33 un desplazamiento
relativo cuando se forma una grieta.
Después de un tratamiento térmico (por ejemplo,
de un proceso de recocido de disolución) del larguero 30 completo,
para mejorar la deformabilidad del material, se consigue una unión
positiva entre el perfil del larguero 30, es decir, entre el
ensanchamiento de material 33 y el tirante 31 mediante presión.
Las figuras 3 y 4 muestran una forma de
realización de una cuaderna 70 con un tirante 71, que está hecha de
aleaciones de acero o de titanio de alta resistencia o de material
compuesto de fibras y que se corresponde principalmente con el
tirante 31 en el larguero 30 que ya ha sido descrito. El tirante 71
está dispuesto en el nervio de la cuaderna 72, en la que para ello,
en el nervio de la cuaderna 72, preferentemente en la mitad
inferior, se prevé un ensanchamiento del material 73 en el que se
ha introducido en la dirección longitudinal de la cuaderna un
taladro pasante 74 previsto a modo de alojamiento para el tirante
71. El tirante 71 con una sección poligonal, preferentemente
cuadrada, se introduce y se tuerce en el taladro 74. Al torcer se
consigue que se evite entre el tirante 71 y el ensanchamiento de
material 73 un desplazamiento relativo cuando se forma una
grieta.
Después de un tratamiento térmico,
preferentemente un proceso de recocido de disolución, del larguero
70 completo se consigue una unión positiva entre el perfil del
larguero 70, es decir, entre el ensanchamiento de material 73 y el
tirante 71 mediante presión.
En las figuras 5 y 6 se muestra el elemento
estructural 1 en otra variante ventajosa de los perfiles de refuerzo
2 que hacen posible una mayor rigidez residual de la estructura
soldada.
El perfil de refuerzo 2, que está conformado en
este caso como un larguero 35 especial, presenta una región nervada
36 inferior con ranuras que está provista de una apertura 37 de
alojamiento para un tirante 38. En la Fig. 9 se representa el
larguero 35 antes de la introducción del tirante 38. La región
nervada 36 está conformada de tal manera que se conforma una pinza
en la que se puede introducir el tirante 38. En la apertura de
alojamiento 37 se prevé una pieza de material 39 que ha de superar
el tirante 38 en la introducción y que está posicionada con esto en
la apertura de alojamiento 37. El tirante 38 tiene preferentemente
una sección transversal redonda y está provisto de una superficie
rugosa. Otras secciones transversales del tirante 38 son así mismo
posibles, si bien se puede usar preferentemente secciones
transversales redondas, ya que están disponibles de modo barato y
sencillo. La rugosidad es una posibilidad para evitar el movimiento
relativo entre el tirante 38 y el larguero 35, y con ello para
retrasar la formación de grietas. Como materiales se pueden usar
las ya mencionadas aleaciones de acero o de titanio de alta
resistencia o de material compuesto de fibras. Después de la
introducción del tirante 38 se lleva a cabo preferentemente un
tratamiento térmico como el proceso de recocido de disolución para
mejorar la deformabilidad del material. Después del recocido se
construye a través de presión una unión positiva entre el larguero
35 en la región de la región nervada 36 y el tirante 38. Una
soldadura del larguero 35 con la chapa plastificada 4 se puede
llevar a cabo a continuación. El larguero 35 con el tirante
introducido 38 que ha sido soldado sobre la chapa plastificada 4 se
muestra en la Fig. 6.
Claims (19)
1. Elemento estructural para un avión, en el que
el elemento estructural (1) presenta al menos una chapa plastificada
(4) así como varios perfiles de refuerzo (2) aplicados sobre la
chapa plastificada (4) y los perfiles de refuerzo (2), al menos
parcialmente, están unidos con la chapa plastificada (4) por medio
de una unión por soldadura, caracterizado porque en los
perfiles de refuerzo (2) se prevén refuerzos (5) separados, y los
refuerzos (5) están conformados en los perfiles de refuerzo (2) a
través de tirantes (31, 71, 38), que están dispuestos
respectivamente en la región de los nervios de los perfiles (32, 72,
36).
2. Elemento estructural según la reivindicación
1, caracterizado porque los perfiles de refuerzo (2) están
conformados como largueros (3; 30; 35) que discurren en la dirección
longitudinal del avión y como cuadernas (7; 70) que discurren de
modo perpendicular respecto a la dirección longitudinal del
avión.
3. Elemento estructural según la reivindicación
1, caracterizado porque en los nervios de los perfiles (32,
72, 36) se prevén ensanchamientos del material (33, 73, 39) para el
alojamiento del tirante (31, 71, 38).
4. Elemento estructural según la reivindicación
3, caracterizado porque en los ensanchamientos del material
(33, 73) están dispuestos taladros pasantes (34, 74) para el
alojamiento del tirante (31, 71, 38).
5. Elemento estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque se prevé una
región nervada (36) con ranuras que presenta una apertura de
alojamiento (37) para el tirante (38).
6. Elemento estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque el tirante (31,
71) presenta una sección transversal poligonal.
7. Elemento estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque el tirante (38)
presenta una sección transversal redonda.
8. Elemento estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque el tirante (31,
71, 38) es rugoso.
9. Elemento estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque el tirante (31)
está torcido.
10. Elemento estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque el tirante (31,
71, 38) está formado por aleaciones de acero o de titanio de alta
resistencia o por material compuesto de fibras.
11. Perfil de refuerzo para un elemento
estructural de un avión, caracterizado porque están
conformados refuerzos separados (5) en los perfiles de refuerzo (2)
a través de tirantes (31, 71, 38) que están dispuestos
respectivamente en la región de los nervios de los perfiles (32, 72,
36).
12. Perfil de refuerzo según la reivindicación
11, caracterizado porque en los nervios de los perfiles (32,
72, 36) se prevén ensanchamientos del material (33, 73, 39) con
alojamientos (33, 73) para el tirante (31, 71, 38).
13. Perfil de refuerzo según la reivindicación
11, caracterizado porque se prevé una región nervada (36)
con ranuras que presenta una apertura de alojamiento (37) para el
tirante (38).
14. Procedimiento para la fabricación de un
elemento estructural según una de las reivindicaciones precedentes,
caracterizado porque los perfiles de refuerzo (2), antes de
la soldadura con la chapa plastificada (4) se prevén refuerzos
separados (5), y en los nervios de los perfiles (32, 72, 36) se
conforman alojamientos para los tirantes (34, 74, 37) que alojan a
los refuerzos (5) separados y conformados como tirante (31, 71,
38).
15. Procedimiento según la reivindicación 14,
caracterizado porque a modo de alojamientos para los
tirantes se introducen taladros pasantes (34, 74) en los
ensanchamientos de material (33, 73).
16. Procedimiento según la reivindicación 15,
caracterizado porque los tirantes (31, 71) se introducen y
se tuercen en los taladros pasantes (34, 74).
17. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 14 ó 15, caracterizado porque el tirante
(38) se introduce en una región nervada (36) inferior con ranuras en
una apertura de alojamiento (37).
18. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 14 a 17, caracterizado porque los perfiles
de refuerzo (2) son tratados térmicamente con un recocido de
disolución.
19. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 14 a 18, caracterizado porque los perfiles
de refuerzo (2) se presionan en la región de los tirantes
introducidos (31, 71, 38), y los tirantes introducidos (31, 71, 38)
se unen por unión positiva con los perfiles de los refuerzos.
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