ES2258645T3 - Estructura de material compuesto. - Google Patents

Abstract

Estructura de material compuesto laminado para formar una parte (1) de un avión, comprendiendo la estructura una primera y una segunda porciones laminadas (1a, 1c) que forman un ángulo entre sí y una tercera porción laminada (5a) que es continua con la primera y segunda porciones laminadas (1a, 1c) y está interpuesta entre ellas, en la que la tercera porción laminada (5a) incluye una primera región de curvatura (12) posicionada entre la segunda y la tercera regiones de curvatura (11, 11) de signo opuesto al de la primera región de curvatura y en la que al menos una de las regiones de curvatura (11, 11, 12) tiene una sección transversal en forma de arco que tiene un radio de curvatura sustancialmente constante.

Description

Estructura de material compuesto.

Esta invención se refiere a una estructura de material compuesto laminado para formar una parte de un avión, y a una estructura de ala de avión o avión que incluye tal estructura de material compuesto laminado.

El uso de materiales compuestos laminados en la industria aeroespacial es bien conocido. Los materiales compuestos han sido usados con éxito, por ejemplo, en revestimientos del ala de un avión. Ha sido propuesto que los materiales compuestos laminados podrían ser usados en componentes que tengan una forma más complicada, por ejemplo una costilla de un ala de un avión de transporte de pasajeros. Es común que tales componentes estén sometidos a varias cargas en uso y que tales componentes tengan porciones que formen un ángulo entre sí (porciones que se extienden una lejos de otra con un cierto ángulo, normalmente un ángulo recto).

Se ha encontrado durante pruebas que hay varios problemas asociados con el uso de tales materiales compuestos laminados en componentes de soporte de carga que tienen porciones que forman un ángulo entre sí. En particular, los materiales laminados adolecen comúnmente de tener baja resistencia a través del espesor, esto es, el material puede ser propenso a fallos cuando se expone a fuerzas de tracción (relativamente bajas) en una dirección normal a las capas del material. Tales fuerzas no son necesariamente aplicadas directamente al material, sino que pueden ser generadas dentro del material como reacción a fuerzas externas que son aplicadas.

La Fig. 1 ilustra un ejemplo de los problemas que pueden surgir cuando se usan materiales compuestos laminados que tienen baja resistencia a través del espesor. La Fig. 1 muestra esquemáticamente, en sección transversal, una sección de un ala que incluye una costilla 1 con forma en general de C, hecha de material compuesto laminado, fijada a un revestimiento superior 3a de ala y a un revestimiento inferior 3b de ala. El combustible 2 almacenado en el espacio definido entre la costilla 1 y los revestimientos 3a, 3b de ala ejerce fuerzas, representadas esquemáticamente por las flechas 2a, en la costilla 1 (por ejemplo, porque el combustible ocupa sólo parte del espacio disponible y puede así moverse dentro de la estructura de ala y choca con la costilla 1 o porque el combustible es almacenado a presión, posiblemente por accidente). La costilla 1 incluye dos porciones que forman un cierto ángulo entre sí 7a, 7b, curvándose las porciones de la costilla 1 a través de 90 grados. En uso, las fuerzas ejercidas sobre la costilla 1 son tales que las porciones que forman un ángulo entre sí 7a, 7b son impulsadas a abrirse con un ángulo mayor, impulsando así a las superficies interiores y exteriores de las porciones que forman un ángulo entre sí lejos una de otra. Tales fuerzas pueden hacer que las capas del material compuesto laminado se delaminen y/o se formen grietas en las regiones de las porciones que forman un ángulo entre sí 7a, 7b (la Fig. 1 muestra tales grietas/delaminaciones esquemáticamente como fallos 4a, 4b). Una vez que se han formado tales grietas o delaminaciones pueden propagarse rápidamente a través de la estructura.

La patente norteamericana nº 4219980 describe una junta compuesta reforzada por la inserción de manguitos con lengüeta en su interior.

Es un objeto de la invención proporcionar una estructura de material compuesto laminado para formar una parte de un avión, en la que la estructura tenga una porción angular con resistencia a la delaminación y/o agrietado mejorada.

Según la invención se proporciona una estructura de material compuesto laminado para formar una parte de un avión, comprendiendo la estructura una primera y una segunda porciones laminadas que forman un ángulo entre sí y siendo una tercera porción laminada continua e interpuesta entre la primera y la segunda porciones laminadas, incluyendo la tercera porción laminada una primera región de curvatura posicionada entre la segunda y la tercera regiones de curvatura de signo opuesto al de la primera región de curvatura y en la que al menos una de las regiones de curvatura tiene una sección transversal en forma de arco que tiene un radio de curvatura sustancialmente constante.

Introduciendo regiones de curvatura tanto positiva como negativa en la tercera porción, la flexibilidad de la tercera porción puede ser mejorada en comparación con el caso en que la primera y la segunda porciones están separadas sólo por una porción que tiene un radio de curvatura constante.

Por tanto, la provisión de las regiones de curvatura positiva y negativa en la tercera región es ventajosa para el propósito de incrementar la flexibilidad de la tercera porción, con lo que puede ser reducido el riesgo de delaminación.

La disposición de la invención puede también ayudar a detener o limitar la propagación de grietas y/o delaminaciones. Tales defectos se propagan más fácilmente cuando las capas del material compuesto están en tensión. Por tener regiones de curvatura opuesta, al menos una región de la tercera porción puede estar bajo mucha menos tensión de lo que estaría en otro caso. Tal región puede estar incluso en compresión a través de las capas. Tales fuerzas compresivas pueden ayudar fuertemente a detener o limitarla propagación de grietas y detener o limitar la delaminación.

Además, la presente invención puede ayudar en la fabricación de componentes que incorporan la estructura de la invención. Se sabe que cuando se fabrican materiales compuestos laminados que tienen superficies curvadas, después de que las capas de fibra del material han sido dispuestas y el material ha sido asentado en resina, hay una cierta cantidad de contracción durante el procesamiento. Esta contracción puede hacer que las superficies curvadas se comben, esto es, la curvatura de la superficie tiene tendencia a incrementase (es decir, el radio de curvatura disminuye). Aunque es posible predecir, en una medida limitada, la magnitud de combamiento que puede experimentar un componente dado, sería deseable desde luego reducir el efecto. Tener regiones de curvatura tanto positiva como negativa en la tercera porción puede por tanto ser más ventajoso porque puede limitar el efecto de combamiento tras la fabricación de un componente dado.

En la mayoría de los casos, las regiones de curvatura positiva y negativa estarán posicionadas una tras otra en la dirección desde la primera y segunda porciones laminadas. Las regiones de curvatura positiva y negativa están dispuestas preferiblemente una directamente detrás de la otra con pocas o ninguna región de curvatura cero (o casi cero) entre ellas.

Desde luego, la importancia de haber tanto una región de curvatura positiva como una región de curvatura negativa es que hay una primera región de curvatura de un signo (positivo o negativo) y una segunda región de curvatura, que es opuesta en signo a la primera, de manera que si la primera región de curvatura es positiva, la segunda región de curvatura es negativa, y viceversa.

Se entenderá que las regiones de curvatura positiva y negativa pueden ser consideradas como que comprenden una región cóncava y una región convexa.

Se entenderá que dependiendo del espesor de las porciones laminadas, el radio de curvatura en un lado de la estructura puede ser significativamente diferente del radio de curvatura del lado opuesto de la estructura. En tal caso, el radio de curvatura del arco puede, por conveniencia, ser tomado como el radio de curvatura del centro de la estructura. Las regiones de curvatura constante pueden desde luego ser interpuestas entre regiones de curvatura cero y/o variable. El radio de curvatura sustancialmente constante puede ser de un tamaño que sea el mismo (dentro de un factor de 10) que el espesor medio de la primera y segunda porción laminada.

Las regiones de curvatura son posicionadas ventajosamente una tras otra en la dirección entre la primera y la segunda porciones laminadas. La primera región tiene preferiblemente una curvatura que tiene una magnitud que no es mayor que cualquiera de las curvaturas de la segunda y tercera regiones de curvatura. Por ejemplo, la primera región tiene un radio de curvatura que no es mayor que el radio de curvatura de cualquiera de los radios de curvatura de la segunda y tercera regiones de curvatura. Preferiblemente, los radios de curvatura medios de las regiones de curvatura de la tercera porción están dentro de un factor 4, más preferiblemente de un factor 2, uno de otro. Los radios de curvatura de la segunda y tercera región pueden ser sustancialmente iguales. La tercera región puede tener una o más ondulaciones y puede tener una forma generalmente ondulada.

La primera y segunda porciones laminadas pueden ser de forma curvada (por ejemplo, la primera y la segunda porciones laminadas pueden tener una forma generalmente sinusoidal). Generalmente, aunque no necesariamente, la primera y la segunda porciones laminadas son convenientemente de forma sustancialmente plana. Debería advertirse, sin embargo que la primera y segunda porciones laminadas pueden tener una superficie suavemente curvada mientras que sea considerada como sustancialmente plana.

La primera y segunda porciones laminadas pueden formar entre sí un ángulo de entre 60º y 120º y por ejemplo pueden ser transversales entre sí.

Preferiblemente, la primera, segunda y tercera porciones tienen una sección transversal sustancialmente constante, incluyendo la sección transversal la primera, segunda y tercera porción.

La estructura puede formar al menos una parte de una costilla para un ala de un avión. En la realización descrita más adelante la estructura es una costilla de un ala de un avión. En el caso en que la estructura forma una costilla, o una parte de la misma, la primera porción de la estructura puede formar al menos una parte de la porción de la costilla que fija el revestimiento del ala a la costilla.

Tal costilla puede incluir dos partes conformadas integralmente, siendo cada parte de una construcción de acuerdo con la estructura de la presente invención, formando las primeras porciones de cada estructura las porciones respectivas de la costilla que permiten que los revestimientos superior e inferior del ala, sean fijados, respectivamente, a la costilla.

La estructura puede ser usada para ser aprovechada en otras partes de un avión y la estructura puede por ejemplo formar al menos una parte de cualquiera de los siguientes componentes o sistemas de un avión: un larguero, un larguero para un ala, la subestructura de la caja del ala, un alerón, un flap, un deflector aerodinámico, un plano de cola, una parte del armazón del fuselaje, o el fuselaje.

La invención proporciona también una estructura de ala de avión que incluye una estructura de la invención descrita aquí, por ejemplo, que incluye una costilla que incorpora la estructura de la invención. La invención proporciona aún además un avión que incluye una estructura de la invención según se describe aquí, por ejemplo que incluye una estructura de ala como se ha descrito inmediatamente antes.

La invención se describirá a continuación por medio del ejemplo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:

Fig. 1, es una vista esquemática de una sección de una estructura de ala que ilustra los problemas que pretende mitigar la invención,

Fig. 2, es una vista esquemática (y no a escala) de una sección de una estructura de ala que tiene una costilla que incluye dos empalmes,

Fig. 3, es una vista en perspectiva esquemática de la costilla mostrada en la Fig. 2, y

Fig. 4, es un avión que incorpora la costilla de la Fig. 2.

Antes se dio una breve descripción de la costilla 1 mostrada en la Fig. 1.

La Fig. 2 muestra una parte de una estructura de ala que incluye la costilla 1 unida con pernos a los revestimientos de ala superior e inferior 3a, 3b (mostrados sólo en parte en las figuras), estando hecha la costilla de material compuesto laminado. La sección transversal de la costilla 1 en la región de la sección ilustrada en la Fig. 2 es sustancialmente constante y con forma en general de C. El combustible 2 está almacenado en el espacio definido entre la costilla 1 y los revestimientos 3a, 3b de ala. En uso, el combustible ejerce fuerzas, representadas esquemáticamente por las flechas 2a, sobre la costilla 1. La costilla 1 tiene: una porción superior 1a generalmente plana que facilita la conexión al revestimiento superior 3a de ala por medio de pernos 6a; una porción inferior 1b generalmente plana que facilita la conexión al revestimiento inferior 3b de ala por medio de pernos 6b, siendo las porciones superior e inferior en general paralelas y separadas entre sí; y una porción central 1c generalmente plana interpuesta entre la porción superior e inferior 1a, 1b y que las conecta entre sí, vía porciones de esquina de la costilla 1, siendo la porción central 1c generalmente perpendicular a cada una de las porciones superior e inferior 1a, 1b. Se entenderá que las porciones superior, media e inferior 1a, 1b, 1c de la costilla 1 están formadas como una estructura monolítica.

Las porciones superior e inferior 1a, 1b de la costilla mostrada en la Fig. 1 están cada una de ellas conectada a la porción central 1c por medio de una simple porción curvada (o doblada) 7a, 7b. Cada porción curvada 7a, 7b tiene un radio de curvatura sustancialmente constante. La costilla 1 de la Fig. 2 difiere de la mostrada en la Fig. 1 en que las porciones respectivas de la costilla 1 interpuestas entre la porción superior 1a y la porción central 1c y entre la porción inferior 1b y la porción central 1c están en forma de empalmes 5a, 5b. Se entenderá que en el contexto de la presente invención un empalme puede tener la forma de un alabeo, onda, triple doblez (o dobleces de mayor orden), o similares en la costilla 1. Cada empalme 5a, 5b desde luego está conformado integralmente con las porciones de la costilla 1 a las que une.

Los empalmes 5a, 5b mostrados en la Fig. 2 comprenden dos regiones 11 de curvatura positiva (regiones cóncavas, cuando se ven desde el interior de la costilla con forma de C) y una región única 12 de curvatura negativa (una región convexa, cuando se contempla desde el interior de la costilla con forma de C) posicionada entremedias. (Desde luego, dependiendo del punto de vista de uno, el empalme podría ser considerado como que comprende una única región de curvatura positiva dispuesta entre dos regiones de curvatura negativa.) Los radios de curvatura de las regiones 11 de curvatura positiva son cada uno de 13 mm. El radio de curvatura de la región 12 de curvatura negativa es de 9 mm. Por comparación, el espesor de la costilla en la región de los empalmes es de aproximadamente 4 mm. La costilla 1 descrita con referencia a los dibujos está en el ala en una región próxima al fuselaje y, por tanto, es relativamente gruesa. Las costillas más cercanas a las puntas de las alas podrían, por ejemplo, tener un espesor de aproximadamente 5 mm o menos.

La forma de cada empalme 5a, 5b es tal que la distancia más corta a lo largo de la superficie del empalme, entre las fronteras imaginarias 21 entre las porciones a cada lado del empalme, es más larga de lo que sería en otro caso (compárese con las juntas de las esquinas 7a, 7b de la costilla 1 de la Fig. 1, por ejemplo). Por tanto, si la costilla 1 se extiende una distancia dada la deformación mecánica que sufren los empalmes 5a, 5b puede ser relativamente menor, y por tanto las tensiones dentro de la porción de esquina pueden ser relativamente menores.

Además, los empalmes 5a, 5b tienen cada uno una forma que se curva u ondula generalmente, no estando la forma extremadamente convolucionada. Por consiguiente, con referencia al empalme superior 5a de la Fig. 2, la forma no se desvía mucho de la trayectoria imaginaria que enlaza directamente las fronteras imaginarias 21 entre el empalme y las porciones 1a, 1c a cada uno de sus lados. Así, la forma es tal que la dirección en cualquier punto a lo largo de la ruta imaginaria descrita por el empalme 5a que se mueve desde una frontera 21 a la otra frontera 21 incluye un componente positivo en la dirección general desde una frontera a la otra.

La Fig. 3 muestra la forma general de la costilla 1 (los empalmes han sido omitidos por claridad). Como puede verse en la Fig. 3, la sección transversal, en algunas regiones, es sustancialmente constante. Sin embargo, la costilla 1 no tiene una forma en sección transversal constante a través de su longitud. Por ejemplo, la costilla 1 incluye un recorte 8, de sección transversal circular, en la porción central 1c. En este ejemplo el recorte 8 está previsto para permitir el paso de las tuberías internas de combustible (no mostradas). Hay muchos motivos de diseño que hacen que deba estar presente el recorte 8, que incluyen el paso de las tuberías de combustible, así como para aligerar la estructura o para la transferencia de combustible. También, hay recortes 9 en la región de la frontera entre la porción central 1c y la porción superior 1a y en la región de la frontera entre la porción central 1c y la porción inferior 1b, estando dichos recortes 9 previstos para permitir que tirantes (no mostrados en la Fig. 3), también conocidos como reforzadores, pasen a través de la costilla 1. Por tanto, los empalmes no son continuos a lo largo de la longitud de la costilla 1. La costilla 1 incluye también reforzadores verticales 10 de la costilla previstos para mejorar la capacidad de soporte de carga de la costilla 1.

El material de fibra compuesta y matriz, que forma la costilla 1, comprende una serie de capas de fibra de carbono asentadas en un material de resina epoxídica (aunque las fibras podrían ser asentadas en una matriz termoplástica). En una capa dada, todas las fibras discurren en la misma dirección: en algunas capas, ésta es la dirección vertical (a la que se hace referencia como 0º) como se muestra en la Fig. 3; en otras capas ésta es más o menos 45º respecto a dicha dirección y en todavía otras capas es 90º respecto a dicha dirección. Desde luego, debería entenderse que estas direcciones de capa son simplemente ejemplos de un material típico y que pueden emplearse muchas otras direcciones de capas.

Cuando se requiere que la costilla 1 resista carga compleja que incluye tanto cargas de flexión como de cizalladura, la disposición de fibras incluirá una combinación de capas en diferentes direcciones. Diferentes disposiciones son usadas para las diferentes regiones de la costilla. Por ejemplo, la porción central 1c (a la que comúnmente se hace referencia como la banda de la costilla) puede tener disposiciones que van desde 10/80/10 (es decir 10% en la dirección 0º, 80% en la dirección \pm 45º y 10% en la dirección 90º) para costillas que estén expuestas en la mayoría de los casos a cargas de cizalladura a 30/40/30 para las costillas que están expuestas a cargas de flexión mayores. En la presente realización la disposición de la costilla 1 en la porción central 1c es 25/50/25 (es decir cuasi-isotrópica). Las porciones superior e inferior de la costilla 1a, 1b (a las que comúnmente se hace referencia como los pies de la costilla) puede tener una disposición que varía desde 25/50/25 (cuasi-isotrópica) a 50/40/10 (flexión de los pies de la costilla). En la presente realización la disposición de la costilla 1 en las porciones superior e inferior 1a, 1b es 25/50/25. Por tanto, no hay variación en la disposición a través de la costilla en la región del empalme. (Aunque la costilla puede tener disposiciones diferentes en regiones diferentes es preferible que la disposición en la región del empalme sea sustancialmente la misma.) La costilla 1 está formada por dieciséis capas de material de fibra (sólo se muestran cinco capas en la Fig. 2 por claridad). La costilla 1 puede ser formada en un molde conformado apropiadamente de acuerdo con técnicas de fabricación conocidas.

La inclusión de empalmes 5a, 5b en la costilla 1 mostrada en la Fig. 2 da lugar a muchas ventajas. En comparación a las esquinas simples de curva sencilla de la costilla 1 ilustradas por la Fig. 1, los empalmes 5a, 5b de la costilla 1 de la Fig. 2: i) proporcionan flexibilidad extra en las esquinas, ii) disminuyen la deformación en el material en la porción de esquina de la costilla e iii) introducen fuerzas de compresión a través del espesor (en la región 12 de curvatura negativa), reduciendo las tres los problemas asociados a la delaminación o la formación de grietas (y la propagación de las mismas) en las esquinas provocadas por las tensiones impuestas sobre la costilla 1, por ejemplo, por el combustible 2. También, la forma de los empalmes ayuda a reducir los efectos del "combamiento" de la costilla después de la fabricación.

La Fig. 4 muestra un avión 14 que comprende un fuselaje 13, alas 19, plano de cola 17 y aleta 18. Las alas 19, que son de estructura convencional, son formadas de un larguero delantero 20 del ala y un larguero trasero 16 del ala, en la región de los bordes anterior y posterior, respectivamente, del ala 19. Fijadas a los largueros 16, 20 y entre ellos están las costillas 1. Cada costilla es de la forma general descrita con referencia a la costilla 1 mostrada en la Fig. 2 (la Fig. 2 muestra la costilla en la sección transversal tomada a lo largo de la línea A-A de la Fig. 4). La invención es aplicable particularmente, pero no exclusivamente, a aviones grandes, tales como aviones de transporte de pasajeros o aviones de transporte de carga.

Se apreciará que podrían hacerse varias modificaciones a la realización descrita antes sin salirse del alcance de la presente invención. Por ejemplo, las porciones superior, central e inferior de la costilla no tienen que ser de forma plana y la costilla podría tener en su lugar una forma sinusoidal a lo largo de su longitud. También, los empalmes descritos antes podrían ser usados para ser aprovechados en otras partes estructurales de un avión, donde estas partes tengan que tener flexiones o esquinas. La presente invención es particularmente ventajosa en el caso en que la parte estructural sea una estructura de soporte de carga, por ejemplo, una estructura que, en uso, esté sometida a cargas no triviales. Por ejemplo, los largueros de un ala de un avión podrían estar hechos de un material compuesto laminado que incorpore empalmes.

Claims (7)

1. Estructura de material compuesto laminado para formar una parte (1) de un avión, comprendiendo la estructura una primera y una segunda porciones laminadas (1a, 1c) que forman un ángulo entre sí y una tercera porción laminada (5a) que es continua con la primera y segunda porciones laminadas (1a, 1c) y está interpuesta entre ellas, en la que la tercera porción laminada (5a) incluye una primera región de curvatura (12) posicionada entre la segunda y la tercera regiones de curvatura (11, 11) de signo opuesto al de la primera región de curvatura y en la que al menos una de las regiones de curvatura (11, 11, 12) tiene una sección transversal en forma de arco que tiene un radio de curvatura sustancialmente constante.

2. Estructura según la reivindicación 1, en la que la primera y la segunda porciones laminadas (1a, 1c) son transversales entre sí.

3. Estructura según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que la dirección en cualquier punto a lo largo de la ruta imaginaria descrita por la tercera porción (5a) que se mueve desde la primera porción (1a) a la segunda porción (1c) incluye un componente positivo en la dirección desde la frontera entre la primera y la tercera porciones a la frontera entre la tercera y la segunda porciones.

4. Estructura según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que la estructura es una estructura de soporte de carga.

5. Estructura según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que la primera porción de la estructura forma al menos una parte de la porción de una costilla para un ala de un avión, siendo la porción de costilla fijable a un revestimiento de ala de un avión.

6. Estructura de ala de avión que incluye una estructura según cualquiera de las reivindicaciones precedentes.

7. Avión que incluye una estructura de ala según la reivindicación 6.