ES2240831T3 - Componentes estructurales de aeronave. - Google Patents
Componentes estructurales de aeronave.Info
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Abstract
Un componente estructural (1) para un avión, con el componente (1) estando formado generalmente por un primer material compuesto de fibras y matriz que exhibe un primer módulo de elasticidad a tracción respecto al esfuerzo de tracción y una primera tolerancia a la deformación producida por tal esfuerzo, en el que una abertura (5, 6, 7) está dispuesta en el componente y el material de una porción del componente limitando la abertura (5, 6, 7) es un segundo material compuesto de fibras y matriz que exhibe un segundo módulo de elasticidad a tracción, respecto al esfuerzo de tracción, que es menor que el primer módulo de elasticidad a tracción del primer material compuesto de fibras y matriz y una segunda tolerancia a la deformación producida por tal esfuerzo que es mayor que la primera tolerancia a la deformación del primer material compuesto de fibras y matriz.
Description
Componentes estructurales de aeronave.
Esta invención se refiere generalmente a la
construcción de componentes estructurales de un avión. La invención
tiene importancia particular para el comportamiento de componentes
estructurales cuando son sometidos a esfuerzo de tracción y, por
tanto, es especialmente relevante para componentes estructurales
que son sometidos a esfuerzo de tracción durante el uso normal. La
invención está dirigida particularmente, pero no exclusivamente, a
un revestimiento inferior de ala para un avión y a una estructura
de ala de avión y un avión incluyendo tal revestimiento inferior de
ala. Como es bien conocido, los revestimientos inferiores de alas de
avión son sometidos a esfuerzo de tracción durante los estados de
vuelo normal.
Corrientemente es deseado disponer aberturas en
los revestimientos de alas, por ejemplo, para permitir que sean
inspeccionados los interiores de alas. Corrientemente, tales
aberturas son relativamente grandes, o sea de un área mayor que 104
mm^{2}, y son denominadas aquí "bocas de inspección", siendo
un objeto corriente de tales aberturas permitir que una persona
introduzca su cabeza y/o sus manos a través de las aberturas.
Tales bocas de inspección pueden estar dispuestas
en los revestimientos superior e inferior de ala de una estructura
de ala. Las consideraciones estructurales son bastante diferentes
para los revestimientos superior e inferior de ala porque durante
el vuelo normal es necesario que el revestimiento superior de ala,
entre otras cosas, resista fuerzas de compresión longitudinales
mientras que es necesario que el revestimiento inferior de ala,
entre otras cosas, resista fuerzas de tracción longitudinales. Una
dirección es mencionada aquí como siendo una dirección
"longitudinal" cuando es a lo largo del ala (aproximadamente
transversal a la dirección de vuelo), con esa dirección siendo
conocida también como "a lo largo de la envergadura del
ala".
Un problema particular aparece si se desea situar
una boca de inspección en un revestimiento inferior de ala formado
por un material compuesto de fibras y matriz. Un ejemplo típico de
un material de fibras y matriz que podría ser usado para un
revestimiento inferior de ala es de fibras de carbono en un material
de matriz que comprende una resina epoxi. Las fibras de carbono
tienen un módulo de elasticidad a tracción especialmente grande
(con el módulo de elasticidad a tracción de un material siendo el
módulo de Young que exhibe cuando es tensado) y resulta posible
proporcionar un revestimiento de ala relativamente delgado y, por
consiguiente, relativamente ligero de la resistencia necesaria. Sin
embargo, si una boca de inspección se situara en el revestimiento
inferior de ala formado por tal material compuesto, entonces,
cuando durante el vuelo el revestimiento inferior de ala es sometido
a tracción, esfuerzos especialmente grandes aparecerían en el borde
de la boca de inspección, siendo acentuados esos esfuerzos en
cualquier zona dañada del revestimiento alrededor de la abertura. En
respuesta a los esfuerzos grandes, el material experimentaría una
deformación adicional que, como es bien conocido, el material
compuesto es incapaz de
resistir.
resistir.
Un modo de evitar el problema recién mencionado
sería aumentar el espesor del revestimiento de ala a través de toda
su anchura en la zona de una boca de inspección, pero eso aumenta
el peso del revestimiento de ala y es probable que suprima la
ventaja potencial de peso de usar el material compuesto.
El documento
US-A-5 452 867 describe un
componente estructural para un avión que está formado por una
primera área teniendo un primer módulo de elasticidad a tracción y
una segunda área teniendo un segundo módulo de elasticidad a
tracción que es menor que el primer módulo de elasticidad a
tracción. Una abertura de acceso está situada dentro de dicha
segunda área. Los módulos de elasticidad a tracción diferentes en
las dos áreas son obtenidos variando la orientación de las fibras en
la laminación.
Un objeto de la invención es proporcionar un
componente estructural de material compuesto para un avión, con una
o más aberturas en el componente, sin debilitar indebidamente la
capacidad del componente para resistir el esfuerzo de tracción.
Según la invención, se proporciona un componente
estructural para un avión, estando formado el componente
generalmente por un primer material compuesto de fibras y matriz
exhibiendo un primer módulo de elasticidad a tracción respecto al
esfuerzo de tracción y una primera tolerancia a la deformación
producida por tal esfuerzo, en el que una abertura está dispuesta
en el componente y el material de una porción del componente que
limita la abertura es segundo material compuesto de fibras y matriz
exhibiendo un segundo módulo de elasticidad a tracción respecto al
esfuerzo de tracción que es menor que el primer módulo de
elasticidad a tracción del primer material compuesto de fibras y
matriz y una segunda tolerancia a deformación producida por tal
esfuerzo que es mayor que la primera tolerancia a la deformación del
primer material compuesto de fibras y matriz.
Aunque la inclusión de un material de un módulo
de elasticidad a tracción relativamente pequeño podría parecer
claramente desventajoso en un componente estructural, por ejemplo un
revestimiento inferior de ala, que ha de ser sometido a esfuerzos
grandes de tracción durante el uso normal, se ha encontrado que
puede ser beneficioso tanto para reducir los esfuerzos
excepcionalmente grandes que aparecerán probablemente alrededor de
una abertura dispuesta en el componente como para permitir que el
componente resista deformaciones longitudinales mayores. Así, una
característica importante de la presente invención es que el segundo
material compuesto de fibras y resina tiene tanto un módulo menor
de elasticidad a tracción como una tolerancia mayor a la
deformación, con la tolerancia a la deformación siendo la cantidad
de deformación que puede ser tolerada antes del fallo del material,
siendo el fallo el punto en el que el material ya no es capaz de
satisfacer su fin deseado.
Preferiblemente, el primer fibra material
compuesto de fibras y matriz incluye fibras de un primer tipo y el
segundo material compuesto de fibras y matriz incluye fibras de un
segundo tipo, con las fibras del segundo tipo teniendo un módulo de
elasticidad a tracción menor que el módulo de elasticidad a
tracción de las fibras del primer tipo y teniendo una tolerancia a
la deformación mayor que las fibras del primer tipo.
Preferiblemente, el segundo material compuesto de
fibras y matriz incluye tanto fibras del primer tipo como fibras del
segundo tipo. Preferiblemente, el segundo material compuesto
incluye una pluralidad de capas de fibras y fibras del segundo tipo
están presentes solo en algunas de las capas. Preferiblemente, el
segundo material compuesto incluye fibras extendidas en una
pluralidad de direcciones diferentes y todas las fibras del segundo
tipo se extienden en la misma dirección. Las fibras del segundo tipo
se extienden preferiblemente en una dirección en la que se espera
aparezca el esfuerzo de tracción sustancial, de modo que, en el
caso de un revestimiento inferior de ala por ejemplo, las fibras
del segundo tipo se extienden preferiblemente en la dirección
longitudinal. Es preferido que todas o sustancialmente todas las
fibras del primer tipo se extiendan en direcciones distintas que la
dirección en la que se extienden las fibras del segundo tipo. Se
comprenderá que como fibras diferentes pueden extenderse en
direcciones diferentes, el módulo de elasticidad a tracción puede
ser diferente en direcciones diferentes y donde se hace referencia
a un módulo menor de elasticidad a tracción o a una tolerancia
mayor a la deformación, eso está refiriéndose a que tal
característica está presente en al menos una dirección pero no
necesariamente, o en realidad usualmente, a todas las direcciones.
También se comprenderá que puede haber una transición gradual en la
composición del material de fibras y matriz desde la composición
del primer material de fibras y matriz a la composición del segundo
material de fibras y matriz.
Las fibras del primer tipo son preferiblemente
fibras de carbono y las fibra del segundo tipo son preferiblemente
fibras de vidrio.
Preferiblemente, el segundo material compuesto de
fibras y matriz rodea a la abertura.
Preferiblemente, el espesor de la porción del
componente formada por el segundo material compuesto de fibras y
matriz es sustancialmente igual que el espesor de la porción vecina
del componente formada por el primer material compuesto de fibras y
matriz. En zonas particulares, por ejemplo en una zona donde el
componente está unido a otro componente estructural, por ejemplo un
larguero de una estructura de ala, puede ser deseable aumentar el
espesor del componente.
Si una abertura en un componente es
suficientemente pequeña, entonces las consideraciones estructurales
son bastante diferentes y las exigencias son menos rigurosas. La
presente invención es particularmente conveniente en un caso donde
la abertura en el componente estructural tiene una dimensión mínima
mayor que 25 mm y/o un área mayor que 600 mm^{2}; usualmente la
abertura tendrá un área mayor que 104 mm^{2} y el segundo
material compuesto de fibras y matriz se extenderá a través de una
anchura mayor que 400 mm.
La invención es particularmente conveniente en el
caso donde el componente estructural forma al menos una parte del
revestimiento del avión, especialmente donde el componente
estructural es un revestimiento inferior de ala y la abertura es
una boca de inspección. El revestimiento inferior de ala de un avión
es sometido a grandes esfuerzos de tracción en la dirección
longitudinal durante el vuelo normal. El segundo material compuesto
de fibras y matriz se extiende preferiblemente de modo transversal
hacia fuera desde la boca de inspección parcialmente hacia los
bordes del revestimiento de ala.
Preferiblemente, están dispuestas una pluralidad
de bocas de inspección, cada una limitada por el segundo material
compuesto de fibras y matriz. Una sola zona del segundo material
compuesto de fibras y matriz puede abarcar una pluralidad de bocas
de inspección y/o zonas separadas del segundo material compuesto de
fibras y matriz pueden abarcar bocas de inspección respectivas.
Según la invención, se proporciona además una
estructura de ala de avión que incluye un revestimiento inferior de
ala como se definió antes, y también se proporciona además un avión
que incluye tal estructura de ala o un componente estructural como
se definió anteriormente.
La invención es descrita además, a modo de
ejemplo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
la Figura 1 es una vista en planta de una sección
de un revestimiento inferior de ala y la estructura de ala asociada,
y
la Figura 2 es una vista en corte a lo largo de
la línea II-II de la Figura 1 de una mitad del
revestimiento inferior de ala y la estructura asociada.
En los dibujos, el revestimiento 1 de ala es
mostrado como plano pero se comprenderá que en la práctica el
revestimiento de ala incluirá una curva aerodinámica cuyo radio
sería típicamente del orden de 6 m.
La estructura de ala mostrada en las Figuras 1 y
2 es convencional y, en este ejemplo, comprende un par de largueros
2A y 2B en la zona de los bordes anterior y posterior del ala y los
larguerillos 3A y 3B y 4A y 4B extendidos a lo largo del
revestimiento de ala, por dentro de los largueros 2A y 2B. En las
Figuras 1 y 2 no se muestran costillas pero debería comprenderse
que también puede haber una o más costillas presentes. Como se
comprenderá, la estructura de ala del ejemplo mostrado en las
Figuras 1 y 2 es simétrica respecto a un plano vertical longitudinal
marcado P en la Figura 1. El sufijo A es usado para designar las
partes a un lado del plano P y el sufijo B es usado para designar
las partes correspondientes en el lado opuesto del plano P.
A lo largo de la estructura de ala mostrada en
las Figuras 1 y 2, están dispuestas tres bocas de inspección 5, 6 y
7, cada una de la misma forma elíptica y el mismo tamaño. Como se
muestra para la boca 6 de inspección en la Figura 2, el
revestimiento 1 de ala está desviado hacia dentro en la zona 9 que
rodea inmediatamente a cada boca de inspección para proporcionar un
entrante 8 en el exterior del revestimiento de ala donde una tapa
(no mostrada) de boca de inspección puede ser colocada sobre la
boca de inspección y tener una cara exterior enrasada con la cara
exterior de la parte principal del revestimiento de ala.
Típicamente, los largueros 2A y 2B estarían
empernados y los larguerillos 3A, 4B, 4A y 4B estarían unidos
adhesivamente al revestimiento 1 de ala de una manera conocida de
por sí.
El revestimiento 1 de ala está formado como una
estructura monolítica con los materiales compuestos primero y
segundo de fibras y matriz. El primer material compuesto de fibras
y matriz, que es empleado en las zonas de los bordes anterior y
posterior del revestimiento de ala, comprende una serie de capas de
fibras de carbono (por ejemplo, fibras HTS o UTS) fijadas en
material de resina epoxi. En una capa dada, todas las fibras van en
la misma dirección: en algunas capas, esa es la dirección
longitudinal (a lo largo de la envergadura del ala) que es
designada corrientemente como 0º; en otras capas, es más o menos 45º
con respecto a esa dirección, y todavía en otras capas, es 90º con
respecto a esa dirección. Por supuesto, debería comprenderse que
estas direcciones de capas son ejemplos simplemente de un material
típico y que pueden ser empleadas muchas otras direcciones de
fibras. En un ejemplo particular de la invención, hay 20 capas de
fibras de carbono que emplean fibras de carbono UTS en resina M36
formando el primer material compuesto de fibras y matriz del
revestimiento 1 de ala y están en las direcciones siguientes:
\dotable{\tabskip\tabcolsep\hfil#\hfil\+\hfil#\hfil\+\hfil#\hfil\tabskip0ptplus1fil\dddarstrut\cr}{
Capa \+ \hskip1,5cm \+ Dirección \cr 1
\+ \+ +45º\cr 2 \+ \+ -45º\cr 3 \+ \+ 0º\cr 4 \+ \+ 90º\cr 5 \+
\+ 0º\cr 6 \+ \+ 0º\cr 7 \+ \+ +45º\cr 8 \+ \+ -45º\cr 9 \+ \+
0º\cr 10 \+ \+ 0º\cr 11 \+ \+ 0º\cr 12 \+ \+ 0º\cr 13 \+ \+
-45º\cr 14 \+ \+ +45º\cr 15 \+ \+ 0º\cr 16 \+ \+ 0º\cr 17 \+
\+ 90º\cr 18 \+ \+ 0º\cr 19 \+ \+ -45º\cr 20 \+ \+
+45º\cr}
En la tabla anterior, las capas están numeradas
desde una cara del revestimiento de ala a la otra, de modo que las
capas 1 y 2 están en las dos caras mientras que las capas 10 y 11
están en medio del revestimiento de ala.
En la zona que rodea a las bocas de inspección 5,
6 y 7, el mismo modelo de capas está presente pero algunas de las
capas están formadas por fibras de vidrio (por ejemplo, fibras de
vidrio E o fibras de vidrio S) más bien que fibras de carbono. En
el ejemplo particular descrito, todas las capas 3, 5, 6, 9, 10, 11,
12, 15, 16 y 18 están formadas por fibras de vidrio E. Así, en este
ejemplo particular, todas las fibras en la dirección 0º se
transforman en fibras de vidrio en el segundo material compuesto de
fibras y matriz.
La transición desde el primer material compuesto,
donde todas las fibras son fibras de carbono, al segundo material
compuesto, donde algunas de las fibras de carbono son sustituidas
por fibras de vidrio, es preferiblemente una transición gradual con
capas diferentes cambiando de fibras de carbono a fibras de vidrio
en posiciones diferentes. El ejemplo particular descrito, una zona
central extendida 250 mm a cada lado del plano P está formada por
el segundo material compuesto de fibras y matriz, y gradualmente
las capas de fibra de vidrio de ese material son sustituidas por
las capas de fibras de carbono del primer material cuando aumenta
la distancia desde el plano P. En el ejemplo particular, la
transición es como sigue:
\dotable{\tabskip\tabcolsep\hfil#\hfil\+\hfil#\hfil\+\hfil#\hfil\tabskip0ptplus1fil\dddarstrut\cr}{
Distancia desde el plano P \+ \hskip0,5cm \+
Capas que cambian de fibras de vidrio a fibras de
carbono \cr 250 \+ \+ 5 y 16\cr 256,25 \+ \+ 10 y 11\cr 262,5
\+ \+ 3 y 18\cr 268,75 \+ \+ 9 y 11\cr 275 \+ \+ 6 y
15\cr}
Para el ejemplo particular antes descrito, cada
boca de inspección tiene la forma de un elipse real, y otras
dimensiones relevantes son las siguientes:
| Espesor de cada capa | 0,25 mm |
| Espesor del revestimiento de ala | 5 mm |
| Longitud de cada boca de inspección | 457 mm |
| Anchura de cada boca de inspección | 254 mm |
| Anchura del revestimiento de ala | 1.420 mm |
| Separación entre centros de bocas de inspección | 800 mm |
También en el ejemplo particular antes descrito,
la zona central del revestimiento de ala está formada a lo largo de
toda su longitud por el segundo material compuesto, permitiendo que
las fibras longitudinales sean continuas excepto donde son
interrumpidas por las bocas de inspección. Sin embargo, una
disposición alternativa sería proporcionar una transición gradual en
la dirección longitudinal desde el segundo material al primer
material.
En ensayos sobre muestras sencillas (con una
muestra sencilla siendo una en la que la sección transversal del
material es constante a lo largo de la muestra y la muestra está
desprovista de cualesquier aberturas), se halló que el módulo de
elasticidad a tracción en la dirección longitudinal (0º) del primer
material compuesto, comprendiendo exclusivamente fibras de carbono,
era 85,1 GPa y la tolerancia a la deformación (deformación para el
fallo) era 1,46%. En contraste, se halló que el módulo de
elasticidad a tracción en la dirección longitudinal (0º) del
segundo material compuesto, comprendiendo exclusivamente fibras de
vidrio en la dirección longitudinal (0º), era 32,7 GPa y la
tolerancia a la deformación era 2,24%. La reducción significativa
del módulo de elasticidad a tracción en la zona de las bocas de
inspección 5, 6 y 7 no es especialmente desventajosa porque poco de
la fuerza total de tracción en el revestimiento inferior de ala
será transmitida a través de la zona de las bocas de inspección; más
bien, la mayor parte de las fuerzas de tracción serán transmitidas
a lo largo de las zonas exteriores del revestimiento. Por otra
parte, el incremento de la tolerancia a la deformación es
particularmente conveniente porque tanto la resistencia de la propia
boca de inspección como la resistencia a cualquier daño en el borde
de la boca de inspección aumentan la tolerancia a la deformación
necesaria en la zona de las bocas de inspección en comparación con
una zona separada de ellas.
Aunque en el ejemplo descrito anteriormente, el
componente estructural al que es aplicado la invención es el
revestimiento inferior de ala de un avión, debería comprenderse que
la invención puede ser aplicada a otros componentes estructurales
tales como el fuselaje o la parte horizontal de un plano de
cola.
La invención es particularmente, pero no
exclusivamente, aplicable a aviones más grandes tales como aviones
de transporte de pasajeros o aviones de transporte de carga.
Claims (16)
1. Un componente estructural (1) para un avión,
con el componente (1) estando formado generalmente por un primer
material compuesto de fibras y matriz que exhibe un primer módulo
de elasticidad a tracción respecto al esfuerzo de tracción y una
primera tolerancia a la deformación producida por tal esfuerzo, en
el que una abertura (5, 6, 7) está dispuesta en el componente y el
material de una porción del componente limitando la abertura (5, 6,
7) es un segundo material compuesto de fibras y matriz que exhibe
un segundo módulo de elasticidad a tracción, respecto al esfuerzo de
tracción, que es menor que el primer módulo de elasticidad a
tracción del primer material compuesto de fibras y matriz y una
segunda tolerancia a la deformación producida por tal esfuerzo que
es mayor que la primera tolerancia a la deformación del primer
material compuesto de fibras y matriz.
2. Un componente estructural según la
reivindicación 1, en el que el primer material compuesto de fibras y
matriz incluye fibras de un primer tipo y el segundo material
compuesto de fibras y matriz incluye fibras de un segundo tipo, con
las fibras del segundo tipo teniendo un módulo de elasticidad a
tracción menor que el módulo de elasticidad a tracción de las
fibras del primer tipo y teniendo una tolerancia a la deformación
mayor que las fibras del primer tipo.
3. Un componente estructural según la
reivindicación 2, en el que el segundo material compuesto de fibras
y matriz incluye tanto fibras del primer tipo como fibras del
segundo tipo.
4. Un componente estructural según la
reivindicación 2 o 3, en el que el segundo material compuesto
incluye una pluralidad de capas de fibras, y fibras del segundo
tipo están presentes solo en algunas de las capas.
5. Un componente estructural según cualquiera de
las reivindicaciones 2 a 4, en el que el segundo material compuesto
incluye fibras extendidas en una pluralidad de direcciones
diferentes y todas las fibras del segundo tipo se extienden en la
misma dirección.
6. Un componente estructural según la
reivindicación 5, en el que sustancialmente todas las fibras del
primer tipo se extienden en direcciones distintas que la dirección
en la que se extienden las fibras del segundo tipo.
7. Un componente estructural según cualquiera de
las reivindicaciones 2 a 6, en el que las fibras del primer tipo son
fibras de carbono.
8. Un componente estructural según cualquiera de
las reivindicaciones 2 a 7, en el que las fibras del segundo tipo
son fibras de vidrio.
9. Un componente estructural según cualquier
reivindicación precedente, en el que el segundo material compuesto
de fibras y matriz rodea a la abertura (5, 6, 7).
10. Un componente estructural según cualquier
reivindicación precedente, en el que el espesor de la porción del
componente formada por el segundo material compuesto de fibras y
matriz es sustancialmente igual que el espesor de la porción vecina
del componente formado por el primer material compuesto de fibras y
matriz.
11. Un componente estructural según una
reivindicación precedente, en el que la abertura (5, 6, 7) tiene un
área mayor que 104 mm^{2} y el segundo material compuesto de
fibras y matriz se extiende a través de una anchura mayor que 400
mm.
12. Un componente estructural según cualquier
reivindicación precedente, en el que el componente estructural es un
revestimiento inferior de ala y la abertura (5, 6, 7) es una boca
de inspección.
13. Un componente estructural según la
reivindicación 12, en el que el segundo material compuesto de fibras
y matriz se extiende transversalmente hacia fuera desde la boca de
inspección (5, 6, 7) parcialmente hacia los bordes del
revestimiento de ala.
14. Un componente estructural según la
reivindicación 12 o 13, en el que están dispuestas una pluralidad de
bocas de inspección, cada una limitada por el segundo material
compuesto de fibras y matriz.
15. Una estructura de ala de avión que incluye un
revestimiento inferior de ala según cualquiera de las
reivindicaciones 12 a 14.
16. Un avión que incluye un componente
estructural según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 14 o una
estructura de ala según la reivindicación 15.
Applications Claiming Priority (2)
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