ES2249223T3 - Componente estructural. - Google Patents
Componente estructural.Info
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- B64C1/1461—Structures of doors or surrounding frames
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Abstract
Componente estructural (1, 1¿) para la aplicación en estructuras aeronáuticas, en el que está previsto un panel (2, 2¿) de gran superficie que presenta elementos de refuerzo (3, 5; 3¿, 5¿) y está formado por una estructura de fundición de gran superficie caracterizado porque los elementos de refuerzo están conformados como elementos de refuerzo de panel (3, 3¿) y elementos de refuerzo de estructura (5, 5¿), formando los elementos de refuerzo de panel (3, 3¿) una primera estructura de refuerzo, así como los elementos de refuerzo de estructura (5, 5¿) una segunda estructura de refuerzo y estando dispuesto un panel interior (7, 7¿) sobre la segunda estructura de refuerzo (5, 5¿) y presentando los elementos de refuerzo de panel (3, 3¿) una altura menor que los elementos de refuerzo de estructura (5, 5¿).
Description
Componente estructural.
La invención se refiere a un componente
estructural, en particular, para el uso en estructuras aeronáuticas,
en las que básicamente está previsto un panel de gran superficie que
presenta elementos de refuerzo.
Hasta ahora es normal fabricar componentes
portantes de gran superficie para la estructura de un avión por
medio de la técnica del remache o en parte también por medio de la
técnica del pegado. Los componentes de este tipo son conocidos, por
ejemplo, del documento DE 3438584. Aquí es considerable el gasto de
fabricación, ya que para fabricar componentes estructurales
primarios de gran superficie se tienen que colocar un gran número de
remaches. Para el procedimiento de remachado son necesarios muchos
pasos de trabajo como taladrar, colocar el medio obturador y
suministrar el remache y colocar el remache. Un componente
estructural primario como, por ejemplo, un componente del fuselaje
del avión, que se pueda solicitar con presión interna, está
realizado además en forma constructiva diferencial y equipado con
elementos de refuerzo, así como elementos de conexión, lo que
también aumenta el gasto de
fabricación.
fabricación.
Además es una desventaja que debido al material
usado y a los refuerzos necesarios, se origine un elevado peso del
componente, cuya reducción representa una exigencia perpetua en la
construcción del avión.
Del documento US-A5529645 se
conoce un componente de fundición de pared fina que presenta
elementos de refuerzo. Estos elementos de refuerzo forman nervios o
un modelo gofrado con una altura unitaria. El fin de esta solución
es reducir los grosores de pared de los componentes de fundición en
un 20 a 40%, estando mejoradas las propiedades técnicas de rigidez,
resistencia al doblado y absorción de cargas frente a componentes
convencionales de fundición.
Para emplear, no obstante, un componente de
fundición de este tipo también como componente estructural en
aplicaciones aeronáuticas, son necesarias medidas especiales para
alcanzar una forma de construcción integral en cuanto a la técnica
de fundición también en grandes superficies (para una puerta de
avión varios metros cuadrados) y suficientemente rígida para el
empleo en el fuselaje de avión sometido a aire a presión.
El documento US4725334 describe asimismo una
estructura reforzada de panel, en la que los elementos de refuerzo
pueden presentar diferente altura (primary and secondary ribs). Se
muestra aquí ciertamente una estructura integral, aunque se fabrica
mediante desgaste químico.
La invención tiene, por tanto, el objetivo de
conformar un componente estructural genérico de este tipo, que se
alcance una alta capacidad de solicitud contra las cargas que se
dimensionan del avión, así como una reducción de peso frente a los
componentes actuales y se pueda reducir el gasto de fabricación para
la fabricación de los componentes del avión.
Este objetivo se alcanza con un componente
estructural genérico con las medidas mencionadas en la
reivindicación 1.
Además es ventajoso, en particular, que con el
componente estructural conforme a la invención se pueda conseguir
una rigidez mayor que con las estructuras diferenciales comparables.
También pueden reducirse considerablemente el gasto de fabricación,
así como el peso de un componente de este tipo.
Las variantes y configuraciones ventajosas están
indicadas en las reivindicaciones subordinadas 2 a 14.
Con la conformación del componente estructural
conforme a la reivindicación 2 y 3 se consigue que componentes de
gran superficie de avión, en particular, piezas sometidas a presión
interna, se puedan conformar de esta manera.
Las medidas conforme a la reivindicación 4
muestran posibilidades para la elevación de la rigidez del
componente estructural conforme a la invención. Para la reducción
del peso está prevista la medida según la reivindicación 5.
Con la conformación del componente estructural
según la reivindicación 6 se consigue ventajosamente que no tengan
que instalarse otros refuerzos estructurales en el componente y así
se haga posible una reducción del peso.
Las medidas conforme a las reivindicaciones 7, 8
y 9 muestran alternativas para la configuración concreta de una
estructura de refuerzo, que se puede diseñar con técnica de
fundición. Se consigue así una elevada proporción simétrica en
varios ejes, que hace posible una fabricación económica de las
herramientas de fundición.
La conformación según la reivindicación 10
muestra otra realización alternativa de una estructura de
refuerzo.
Con las medidas de las reivindicaciones 11 y 12
se consigue un empleo del componente estructural como componente de
avión, así como una integración de equipamientos necesarios en el
componente.
Las reivindicaciones 13 y 14 muestran posibles
conformaciones por medio de diferentes procedimientos de
fabricación, así como una selección de material para un componente
estructural.
En la reivindicación 15 se indica un uso
preferido.
En el dibujo están representados ejemplos de
realización de la invención, que se describen a continuación en
detalle a partir de las figuras 1 a 11. En las figuras se proveen
los mismos componentes con los mismos números de referencia.
El dibujo muestra en detalle:
Fig. 1 una zona de componente estructural en una
primera forma de realización con elementos de refuerzos como
componente de fundición,
Fig. 2 el componente estructural conforme a la
Fig. 1 en la aplicación para una puerta de avión en una
representación en perspectiva,
Fig. 3 una puerta de avión en una vista desde
delante con vistas al panel interior,
Fig. 4 una vista lateral de la puerta de
avión,
Fig. 5 una representación ampliada del
componente estructural en la primera forma de realización,
Fig. 6 a 8 representaciones de detalles de las
carcasas de palanca y marcos de ventanas integrados en la puerta de
avión,
Fig. 9 una zona de componente estructural como
componente de fundición en una segunda forma de realización,
Fig. 10 el componente estructural conforme a la
Fig. 9 en una vista desde delante en la aplicación para una puerta
de avión y
Fig. 11 una vista de detalle ampliada del
componente estructural en la segunda forma de realización.
En la Fig. 1 se puede ver un componente
estructural 1 que es apropiado, en particular, para la aplicación en
estructuras aeronáuticas como componente que se puede solicitar con
presión interna. En particular, se prevé un panel 2 de gran
superficie, ligeramente curvado (como panel exterior) que presenta
en el interior elementos de refuerzo de nido de abeja 3, así como
elementos de refuerzo de estructura. Los elementos de refuerzo 3
están dispuestos en la primera forma de realización en forma de
rectángulo sobre el panel 2. En una segunda forma de realización,
que se describe más exhaustivamente después y se muestra en la Fig.
9, los elementos de refuerzo (3) están dispuestos en forma de nido
de abeja sobre el panel (2'). Los refuerzos de panel 3 (3') son
necesarios para reducir las deformaciones como consecuencia de la
solicitud radial. Los refuerzos pueden, por ejemplo, realizarse como
sencillos bordes planos sin brida y adaptarse en su altura a las
exigencias de rigidez.
Los elementos de refuerzo estructural están
formados por medio de nervios de refuerzo 5 que en una distancia
mayor están dispuestos en ángulo recto uno respecto al otro como
refuerzos de panel 3. Están verticales sobre el panel 2 y resultan
así refuerzos en forma de rectángulo. En los elementos de nervio 5
pueden estar previstas cavidades 6 para reducir el peso. En los
nervios de refuerzo 5 puede estar dispuesto un panel interior 7 que
se extiende básicamente paralelo al primer panel (panel exterior) 2.
El panel interior 7 presenta asimismo cavidades 8 que son necesarias
para la accesibilidad así como medida reductora de peso. Los bordes
de las cavidades 6 y 8 se pueden reforzar apropiadamente. En la Fig.
5 se muestra en una vista de detalle otros detalles del componente
estructural 1 en una primera forma de realización. Un componente
estructural 1 de este tipo está realizado como componente de
fundición. Como procedimiento preferido está previsto para la
fabricación de un componente estructural de gran superficie 1 el
procedimiento de fundición en arena y de precisión. Como material se
pueden usar aleaciones de metales ligeros (Al, Mg, Ti).
En la Fig. 2 se muestra un componente estructural
1 de gran superficie conforme a la invención en la aplicación como
puerta de pasajeros 10 de un avión en representación en perspectiva.
Una aplicación como puerta de pasajeros de avión 10 es ventajosa, ya
que por medio de elementos de refuerzo 3 y 5 se consigue un refuerzo
estructural homogéneo. Una disposición de este tipo es óptima para
el flujo de fuerza en el componente. Esto es significativo, en
particular, en la zona de la transición de estructura de
puerta/marco de puerta. También se pueden integrar dentro de la
puerta de avión 10, debido a la estructura de refuerzo regular en
forma de rectángulo, otros equipamientos como, por ejemplo, un
sistema mecánico de apertura, un tobogán de emergencia, actuadores y
motores simplemente. Adicionalmente la técnica de fundición ofrece
la posibilidad de integrar otras piezas integrales o piezas
individuales en la pieza de
fundición.
fundición.
La puerta de avión 10 se puede ver en las figuras
3 y 4 en otras vistas. En la Fig. 3 se muestra la puerta de avión 10
en una vista en planta desde arriba con vistas al panel interior 7.
Mediante la disposición regular en forma de rectángulo de los
elementos de refuerzo 3 y 5 pueden unirse piezas montadas
(cojinetes, soportes) de manera sencilla con la pieza de fundición y
en caso de reparación también se pueden sustituir. Además las
cavidades 11 y 12 están previstas en este componente por un lado
para una ventana y por otro para el mecanismo de apertura de la
puerta 10.
En la Fig. 4 se muestra una vista lateral de la
puerta de pasajeros 10. Son el panel 2 curvado de forma ligeramente
convexa del panel exterior así como los nervios de refuerzo 5, que
preferentemente están dispuestos básicamente de forma vertical sobre
el panel 2. La altura, dimensionamiento y la disposición de los
nervios de refuerzo 5, así como la previsión de puntos de
introducción de carga 13, en otras palabras, el diseño del
componente estructural 1, dependen de su solicitud así como de su
unión a toda la estructura, es decir, por ejemplo, al fuselaje del
avión y pueden calcularse por métodos normales, por ejemplo, por
medio del método de elementos finitos.
En la Fig. 5 se pueden ver detalles del
componente estructural 1 en una vista de detalle ampliada. Se pueden
reconocer los refuerzos de panel 3 dispuestos verticalmente, en
forma de rectángulo, sobre el panel 2 y los nervios de refuerzo de
estructura 5. Debido a un diseño técnico de fundición del componente
estructural 1 se puede ver que en los puntos de conexión entre los
nervios de refuerzo 5 y los refuerzos de panel 3 (mostrado, por
ejemplo, con número de referencia 14) se prevén radios de
transición. Los espesores de pared de los elementos aislados del
componente estructural 1 pueden configurarse óptimamente en
fundición y para las zonas del componente 1 con solicitudes menores
se reducen al mínimo posible desde el punto de vista técnico de
fundición. Para el panel exterior 2 se prevé en una configuración
preferida un grosor de pared de 1,5 mm. Para zonas con mayor
solicitud se aumentan correspondientemente los espesores de pared
para obtener una capacidad de solicitud suficiente. Así en las zonas
de conexión del panel 2 hacia los refuerzos de conexión se prevé un
grosor de hasta 2 mm para los refuerzos de panel 3. En el punto
primario de introducción de carga 13 se originan espesores de pared
de hasta 8 mm. Para obtener una reducción de peso de la puerta de
pasajeros 10 se configuran las cavidades 6 en los nervios de
refuerzo 5 y las cavidades 8 en el panel interior 7 tan grandes como
sea posible y se refuerzan, dado el caso, los bordes 6A u 8A de las
cavidades 6 u 8, es decir, en este lugar se amplían los espesores
de
pared.
pared.
En las Figs. 6 y 8 se pueden ver en detalle las
medidas necesarias para una puerta de pasajeros de avión 10 para la
integración del mecanismo de apertura en la estructura de fundición
1 así como para la integración de un marco de una ventana.
La Fig. 6 muestra las zonas VII así como VIII, en
las que una integración tiene que tener lugar y se puede ver la
cavidad 12 para la ventana y la cavidad 11 para una palanca del
mecanismo de apertura.
En la fig. 7A y 7B se puede reconocer que junto a
la cavidad 11 en el panel exterior 2 para la palanca de apertura
también se integra una carcasa 16 en la estructura de fundición 1.
La carcasa 16 para la palanca de apertura está preferentemente
instalada en su extensión longitudinal horizontalmente en la puerta
de avión 10, ya que con esta orientación se garantiza una mayor
rigidez contra el curvado de la puerta 10.
En la Fig. 8 se puede ver un fragmento ampliado
de la zona VIII que muestra la cavidad 12 para una ventana en la
puerta de avión 10. La cavidad 12 está provista de un marco 15 que,
al igual que la carcasa 16, está integrada en la presenta estructura
de refuerzo de nervios o de panel 3 ó 5 según principios técnicos de
fundición.
Un componente estructural 1' en una segunda forma
de realización se muestra de forma fragmentada en la Fig. 9. Un
componente estructural 1' de este tipo está previsto con una
estructura de refuerzo de forma de nido de abeja. Los elementos de
refuerzo de estructura (nervios de refuerzo) 5' y elementos de
refuerzo de panel 3' están aquí dispuestos hexagonalmente, lo que es
ventajoso en relación a la introducción de carga en este componente
1'.
En la Fig. 10, a continuación, se muestra una
puerta de avión 10' que está configurada según los principios de una
estructura 1' diseñada desde el punto de visto de la técnica de
fundición, provista de elementos de refuerzo (nervios de refuerzo
5') hexagonales. Se puede ver una estructura de nido de abeja
"distorsionada", cuya estructura está adaptada a una
introducción optimizada de fuerzas. El tamaño de los nidos de abeja
formados por los nervios de refuerzo 5' se adapta a las cargas
introducidas en la estructura.
En la Fig. 11 se muestra en detalle el componente
estructural 1' ó 10' en detalle. Aquí se pueden ver elementos de
refuerzo de panel 3', que están previstos para el refuerzo del panel
exterior 2'. Una disposición ejemplar de los elementos de refuerzo
de panel 3' se deduce de la Fig. 11A. Lo básico para una disposición
ventajosa es que el flujo de fuerza en el componente se optimice y
se consiga una proporción elevada de simetría para, entre otros,
poder llevar a cabo la fabricación del componente estructural 1' ó
10' favorablemente desde el punto de vista de la técnica de
fabricación.
El componente estructural 1' está equipado además
con los nervios de refuerzo 5' que forman los elementos de refuerzo,
que forman una disposición hexagonal o también una romboidal. Para
reducir el peso se prevén asimismo, como ya se hace en el primer
ejemplo de realización, cavidades 6' u 8' en los nervios de refuerzo
5' o en el panel interior 7'. Preferentemente pueden presentar los
bordes de las cavidades 6' y 8' también refuerzos 6'A y 8'A.
En otra forma de realización (no representada) es
también posible prever una estructura regular de nido de abeja como
estructura plana de refuerzo para el panel. También son posibles
otras disposiciones geométricas de elementos de refuerzo de panel y
elementos de refuerzo de estructura, para producir una estructura
plana de refuerzo. Aquí es básico que el diseño desde el punto de
vista de la técnica de fundición se pueda adaptar a los transcursos
predeterminados de la carga y condiciones límite e integrar en
un
componente.
componente.
\dotable{\tabskip\tabcolsep#\hfil\+#\hfil\tabskip0ptplus1fil\dddarstrut\cr}{
1, 1' \+ componente estructural\cr 2, 2' \+ panel\cr 3, 3' \+
elementos de refuerzo de panel\cr 5, 5' \+ nervios de refuerzo\cr
6, 6' \+ cavidades en los nervios 5, 5'\cr 6A, 6A' \+ refuerzo del
borde de agujero, refuerzo\cr \+ de cavidad 6\cr 7, 7' \+ panel
interior\cr 8, 8' \+ cavidades en el panel interior\cr 10, 10' \+
puerta de pasajeros\cr 11 \+ cavidad en la puerta para el
sistema\cr \+ mecánico de apertura\cr 12 \+ cavidad en la puerta
para la ventana\cr 13, 13' \+ punto de introducción de fuerzas\cr
14 \+ punto de conexión entre el refuerzo de\cr \+ panel y los
nervios\cr 15 \+ marco de la ventana\cr 16 \+
carcasa\cr}
Claims (15)
1. Componente estructural (1, 1') para la
aplicación en estructuras aeronáuticas, en el que está previsto un
panel (2, 2') de gran superficie que presenta elementos de refuerzo
(3, 5; 3', 5') y está formado por una estructura de fundición de
gran superficie caracterizado porque los elementos de
refuerzo están conformados como elementos de refuerzo de panel (3,
3') y elementos de refuerzo de estructura (5, 5'), formando los
elementos de refuerzo de panel (3, 3') una primera estructura de
refuerzo, así como los elementos de refuerzo de estructura (5, 5')
una segunda estructura de refuerzo y estando dispuesto un panel
interior (7, 7') sobre la segunda estructura de refuerzo (5, 5') y
presentando los elementos de refuerzo de panel (3, 3') una altura
menor que los elementos de refuerzo de estructura (5, 5').
2. Componente estructural según la reivindicación
1, caracterizado porque el panel (2, 2') de gran superficie
forma un panel exterior.
3. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 ó 2, caracterizado porque el componente
estructural (1, 1') presenta una forma curvada ligeramente convexa
que corresponde al radio de curvatura de un fuselaje de avión y se
puede emplear como componente de avión (10) que puede solicitarse
con presión interior.
4. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque están previstos
nervios de refuerzo como elementos de refuerzo de estructura (5,
5').
5. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque en los nervios
de refuerzo (5, 5') y/ o en el panel interior (7, 7') están
previstas cavidades (6, 8; 6', 8').
6. Componente estructural según la reivindicación
5, caracterizado porque en los bordes de las cavidades (6, 8;
6', 8') están dispuestos medios de refuerzo (6A, 8A; 6A', 8A').
7. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque los elementos de
refuerzo (3, 5; 3', 5') están dispuestos en el panel (2) de tal
manera que resultan rectángulos dispuestos regularmente que forman
una estructura rectangular.
8. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque los elementos de
refuerzo (3, 5; 3', 5') están dispuestos en el panel (2) de tal
manera que resultan varias superficies hexagonales dispuestas una al
lado de la otra, que forman una estructura de nido de abeja.
9. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque los elementos de
refuerzo (3, 5; 3', 5') están dispuestos en el panel (2) de tal
manera que resultan cuadrados dispuestos uno al lado del otro que
forman una estructura romboidal.
10. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque los elementos de
refuerzo (3, 5; 3', 5') están dispuestos en el panel (2) de tal
manera que resultan polígonos dispuestos uno al lado del otro.
11. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 10, caracterizado porque la estructura
de refuerzo (3, 5; 3', 5') en la zona del borde exterior del
componente estructural (1) comprende puntos de introducción de carga
(13).
12. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 11, caracterizado porque en la
estructura de fundición (1, 1') está prevista al menos una cavidad
(11, 12) y/ o al menos una carcasa (16) para otros componentes.
13. Componente estructural según una de las
reivindicaciones 1 a 12, caracterizado porque la estructura
de fundición (1, 1') está conformada como un componentes de
fundición en arena, de precisión o a presión.
14. Componente estructural según una de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque la
estructura de fundición (1, 1') se compone de una aleación de metal
ligero.
15. Uso de un componente estructural según una de
las reivindicaciones precedentes para una estructura primaria de un
fuselaje de avión como, por ejemplo, una puerta de avión (10) una
tapa de acceso o un portón de carga.
Applications Claiming Priority (4)
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