ES2263324B1 - Procedimiento para la fabricacion de fuselajes de aeronaves y dispositivo para llevar a cabo dicho procedimiento. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento para la fabricación de fuselajes de aeronaves y dispositivo para llevar a cabo dicho procedimiento, que consiste en la incorporación de unos perfiles o larguerillos formados de fibra de carbono impregnada de resina, sobre un tubo metálico (5) de pared delgada que se comporta como un elastómero y el encintado sobre ese conjunto de una capa (41) de fibra de carbono impregnada de resina, la cual se cura conjuntamente y en unión con los larguerillos mediante presión de compactación con el tubo (5) contra una carcasa resistente exterior (43), en cuya compactación se produce un estiramiento de la capa de fibra (41) con efecto de un pretensado.
Description
Procedimiento para la fabricación de fuselajes
de aeronaves y dispositivo para llevar a cabo dicho
procedimiento.
La presente invención está relacionada con la
construcción de las estructuras de fuselaje de aeronaves,
proponiendo un procedimiento y un dispositivo para realizar dichas
estructuras en tramos tubulares, formando totalmente el conjunto de
cada tramo en fibra de carbono, incluyendo los larguerillos
estructurales.
En el proyecto constructivo de las aeronaves es
de fundamental importancia restringir al máximo el peso del
conjunto estructural, cumpliendo con los parámetros de resistencia
que son necesarios, para lo cual son decisivos los materiales y la
forma constructiva, que es hacia donde se orienta la investigación
encaminada a la consecución de mejoras.
En este sentido, el sector aeronáutico civil y
de defensa tiende a utilizar cada vez mayor porcentaje de fibra de
carbono respecto de otros materiales como aluminio y titanio, en
base a que la fibra de carbono por su menor densidad y alta
resistencia reduce los costes de operación de la aviación civil, ya
que al resultar menos pesados los aviones, pueden aumentar la
carga de pago, reduciendo el coste por kilogramo de peso
transportado. Con la fibra de carbono se reducen además la
corrosión y la fatiga de los materiales, aumentando la seguridad y
reduciendo los costes de mantenimiento.
De acuerdo con ello, el sector aeronáutico civil
de un tamaño ya considerable, por ejemplo de más de 50 pasajeros,
se ha planteado el reto de construir el fuselaje de los aviones
presurizado en fibra de carbono, según tramos en forma de tubo
realizados de una sola pieza, es decir sin uniones en el contorno
exterior, evitando así los inconvenientes de tales uniones, que
aumentan el peso y el coste.
De acuerdo con la invención se proponen un
procedimiento y un dispositivo que aportan una solución ventajosa
para la validación constructiva de los fuselajes de aeronaves con
fibra de carbono, integrando todo el conjunto de cada tramo del
fuselaje como un tubo de una sola pieza, con una pared continua que
define el contorno exterior y una serie de perfiles longitudinales
o larguerillos sobre el interior de la misma.
El procedimiento de la invención consta de la
formación de los perfiles de los larguerillos, los cuales se forman
por unas capas de fibra de carbono impregnada en resina,
incorporándose en correspondientes útiles de montaje, mediante los
que se disponen en acoplamiento sobre una estructura sustentadora
tubular configurada según la forma del tramo de fuselaje a
construir.
Sobre el exterior de la estructura sustentadora
con los perfiles de los larguerillos incorporados en ella se
encinta una capa de fibra de carbono impregnada en resina,
cerrándose luego el contorno exterior mediante una carcasa
resistente, en tanto que los extremos se cierran con sendas tapas
que establecen un cierre hermético.
Con el conjunto así cerrado, la capa de fibra
encintada sobre la estructura sustentadora se somete a una
deformación radial, mediante expansión de la propia estructura por
presión, al mismo tiempo que se aplica calor, obteniéndose el
curado de dicha capa del contorno de la estructura sustentadora y
de las capas de fibra de los larguerillos en un conjunto unido.
Las tapas de cierre de los extremos incorporan
unas cámaras elásticas anulares, mediante las cuales se efectúa un
pinzado radial por presión de los extremos de la capa de fibra del
contorno de la estructura sustentadora, antes de la deformación
radial de la parte longitudinal media de dicha capa de fibra, con
lo cual la deformación radial de esa zona produce a la vez un
estiramiento longitudinal de la fibra, dando lugar a la formación
de un tubo con las características de una estructura
pretensada.
Después del curado de las capas de fibra,
eliminando la presión de la deformación radial, la estructura
sustentadora recupera elásticamente la posición inicial, con lo que
el tubo de fibra, con los larguerillos unidos a él, puede ser
extraído después de retirar la carcasa resistente exterior.
Los perfiles de los larguerillos pueden adoptar
diferentes configuraciones sin carácter limitativo, determinando
los útiles de montaje de los mismos a modo de una caja en "U",
con una membrana elástica en el interior que determina la
compactación de las capas de fibra, al mismo tiempo que ejerce una
presión lateral que cierra las holguras del montaje con respecto a
la estructura sustentadora, para evitar el escape de la resina de
las capas de fibra.
La estructura sustentadora sobre la que se
incorporan los larguerillos y se encinta la capa de fibra destinada
a formar el tramo de fuselaje, consta de un tubo metálico de poco
espesor de pared, el cual incorpora periféricamente por el exterior
unas secciones parciales entre las que se disponen los
larguerillos, siendo dicho tubo metálico deformable elásticamente
en sentido radial por presión, como un elastómero, para la
compactación de la capa de fibra periférica en la fabricación del
tramo de fuselaje correspondiente, de manera que cuando cesa la
presión de la deformación el tubo recupera elásticamente la
posición inicial. Dicho tubo metálico presentará en cualquier caso
la configuración correspondiente al tramo de fuselaje a formar.
Por el interior del tubo deformable se dispone
una estructura rígida que mantiene la geometría de la
configuración correspondiente, incorporando dicha estructura rígida
unos tornillos radiales que permiten ajustar la periferia a la
geometría de la configuración necesaria del tubo deformable, los
cuales tornillos establecen con respecto al mencionado tubo
deformable un acoplamiento guiado que permite la expansión del
mismo en el proceso de fabricación del tramo de fuselaje
correspondiente.
Se obtiene así una forma de fabricación que
permite la realización de grandes estructuras aeronáuticas, como los
fuselajes de grandes aviones, con fibra de carbono en tramos de una
sola pieza, los cuales pueden ser de formas cilíndricas,
cónico-esféricas o cualquier otra que corresponda en
relación con la parte de avión para la que se destine el tramo de
fuselaje a construir.
Esta forma de fabricación introduce además el
concepto de pretensado en fibra de carbono, aportando mejoras de
compactación y menor porcentaje de microburbujas de aire en los
componentes de fibra de carbono. El pretensado mejora también la
resistencia a la fatiga de las resinas, por lo que aumenta la
seguridad y permite una disminución de peso respecto de las
estructuras no pretensadas.
Con el procedimiento de la invención se obtienen
por lo tanto unas características muy ventajosas en la fabricación
de los fuselajes de aplicación, adquiriendo dicho procedimiento por
lo tanto vida propia y carácter preferente para esta
aplicación.
La figura 1 representa en sección transversal un
tramo de fuselaje realizado según la invención, con tres tipos
diferentes de larguerillos.
La figura 2 es una perspectiva del tramo de
fuselaje de la figura anterior.
Las figuras 3 y 4 muestran, respectivamente, una
sección transversal y una perspectiva, del conjunto deformable
radialmente de la estructura sustentadora para la fabricación de
los tramos de fuselaje según la invención.
Las figuras 5 y 6 son respectivamente una
sección transversal y una perspectiva de la parte rígida interior
de la estructura sustentadora para la fabricación de los tramos de
fuselaje.
Las figuras 7 y 8 muestran, respectivamente, una
sección transversal y una perspectiva, del conjunto completo de la
estructura sustentadora para la fabricación de los tramos de
fuselaje.
Las figuras 9 y 9A muestran, respectivamente,
una perspectiva y una sección transversal ampliada, del útil de
montaje de un larguerillo de tipo tubular con cubierta en omega,
para la fabricación de los tramos de fuselaje.
Las figuras 10 y 10A muestran, respectivamente,
una perspectiva y una sección transversal ampliada, de un
larguerillo tubular con cubierta en omega.
Las figuras 11 y 11A muestran, respectivamente,
una perspectiva y una sección transversal ampliada, del larguerillo
anterior incorporado en el útil de montaje correspondiente.
Las figuras 12 y 12A muestran, respectivamente,
una sección transversal de la estructura sustentadora con un
larguerillo como el anterior incorporado en ella y un detalle
ampliado de la zona de incorporación del larguerillo.
Las figuras 13 y 14 son sendas vistas en sección
transversal de otras dos realizaciones de larguerillos incorporados
en los útiles de montaje correspondientes.
Las figuras 15 y 16 representan en perspectiva
dos fases de la incorporación de los larguerillos sobre la
estructura sustentadora para la fabricación de un tramo de fuselaje
según la invención.
La figura 17 muestra el conjunto de la
estructura sustentadora provista con todos los larguerillos de la
formación de un tramo de fuselaje.
La figura 17A es un detalle ampliado de una
parte de la figura anterior.
La figura 18 es una perspectiva de la estructura
sustentadora provista con los larguerillos y con los suplementos
de los extremos para prolongar la longitud del encintado de la capa
de fibra periférica.
La figura 19 es una perspectiva de la estructura
sustentadora con el encintado de la capa de fibra en la
periferia.
Las figuras 20 y 20A son, respectivamente, una
sección transversal del conjunto de la figura 19 y un detalle
ampliado de dicha sección.
Las figuras 21 y 22 son sendas vistas de dos
fases del acoplamiento de la carcasa resistente exterior sobre el
conjunto de la figura 20.
La figura 22A es un detalle ampliado de la
figura 22.
Las figuras 23 y 24 son sendas vistas en sección
longitudinal del acoplamiento de las tapas extremas sobre el
conjunto de fabricación de un tramo de fuselaje.
La figura 25 es una sección longitudinal del
conjunto de fabricación de un tramo de fuselaje en la fase de
pinzamiento de los extremos de la capa de fibra encintada en la
periferia de la estructura sustentadora.
La figura 26 es una vista del mismo conjunto
anterior en la fase de deformación radial de la capa de fibra de la
periferia de la estructura sustentadora.
La figura 27 es una vista del mismo conjunto
anterior en la fase de recuperación del tubo deformable de la
estructura sustentadora.
La figura 28 es una vista del conjunto anterior
en la fase de retirada de las tapas extremas.
La figura 29 es una vista del conjunto de
fabricación del tramo de fuselaje, en la fase de retirada de la
carcasa resistente exterior.
La figura 30 es una vista de la fase de
extracción de la estructura sustentadora respecto del tramo
tubular de fuselaje formado.
La figura 31 es una perspectiva, con un detalle
ampliado, del tramo tubular de fuselaje, según queda al extraer la
estructura sustentadora de la fabricación.
La figura 32 es una perspectiva de la fase de
extracción de las piezas interiores de la formación de los
larguerillos del tramo tubular de fuselaje.
La figura 33 es una perspectiva de la adaptación
del tramo tubular de fuselaje para la aplicación.
La figura 34 es una perspectiva del tramo de
fuselaje ya preparado para la aplicación.
El objeto de la invención se refiere a una
solución para fabricar tramos de fuselaje de aeronaves en una sola
pieza de fibra de carbono, según una forma tubular que puede tener
diferentes formas de sección y en dirección longitudinal en función
de la parte de aeronave para la que se destine el tramo de
fabricación en cada caso.
Según representan las figuras 1 y 2, conforme un
particular ejemplo de realización, los tramos que se fabrican
según el objeto de la invención constan de una pared tubular (1)
que es la que determina la forma del tramo en cada caso, yendo
sobre dicha pared (1) en la parte interior unos perfiles
longitudinales o larguerillos, los cuales pueden ser de diferentes
formas, como por ejemplo según la referencia (2) en forma tubular
con una cubierta exterior en omega, según la referencia (3) en
forma de doble "T", o según la referencia (4) en forma de
"T", sin que estas realizaciones sean limitativas.
De acuerdo con la invención los tramos de
fuselaje se fabrican sobre una estructura de soporte, respecto de
la cual se montan los larguerillos (2, 3 ó 4) correspondientes,
para recubrir la periferia con una capa de fibra de carbono
determinante de la pared tubular (1), a la cual quedan unidos los
larguerillos (2, 3 ó 4) utilizados.
Tanto la pared tubular (1) como los larguerillos
(2, 3 ó 4) correspondientes, se realizan con fibra de carbono
preimpregnada en resina, de modo que la polimerización o curado de
todo el conjunto se realiza al mismo tiempo en un autoclave.
La estructura de soporte utilizada para la
fabricación de los tramos de fuselaje consta de un tubo metálico
(5), que puede ser de sección circular, ovalado, o en forma
cono-esférica, según la parte de aeronave a la que
corresponda el tramo de fuselaje a fabricar; yendo sobre dicho tubo
(5) unas chapas radiales (6), respecto de las que exteriormente se
incorporan unos sectores periféricos (7), que son los que definen
la forma geométrica del tramo de fuselaje a construir, pudiendo ser
iguales o diferentes en función del radio que cada uno haya de
determinar de acuerdo con la zona a la que corresponda.
Entre los sectores (7) quedan unos huecos (8),
como se observa en las figuras 3 y 4, destinándose dichos huecos
(8) para montar en ellos los larguerillos (2, 3 ó 4) que han de
formar parte del tramo de fuselaje a construir, como muestran las
figuras 15, 16 y 17.
El tubo (5) es metálico, por ejemplo de acero,
con un grosor de pared reducido, entre 1 y 6 milímetros, siendo el
diámetro de la dimensión que corresponda al tramo de fuselaje a
construir, pudiendo ser por ejemplo, en función del tipo de
aeronave y de la parte a la que corresponda, entre 2 y 9 metros.
En esas condiciones, para que el tubo (5) tenga
la rigidez necesaria para mantener la geometría requerida, por su
interior se dispone una estructura rígida, como la representada en
las figuras 5 y 6, la cual consta de unas cuadernas (13) que van
unidas a un eje tubular (15) mediante unos radios (14), yendo sobre
las cuadernas (13) una pluralidad de tornillos (10), los cuales se
montan sobre tuercas (11) soldadas a la cuaderna (13)
correspondiente, poseyendo además unas tuercas libres (12) para
bloquear los tornillos (10) en la posición que corresponda.
Como muestran las figuras 7 y 8, en la
disposición del montaje de la estructura interior rígida respecto
del tubo (5), los tornillos (10) de la estructura rígida encajan en
unos correspondientes casquillos (9) que el tubo (5) posee en la
parte interior, estableciéndose dicho encaje de manera que los
casquillos (9) determinan un guiado con holgura de deslizamiento
respecto de los tornillos (10), con lo que el tubo (5) puede
expandirse radialmente hacia el exterior por la elasticidad de su
material.
En las representaciones de los planos se han
incluido tres tipos de larguerillos (2, 3 y 4), los cuales son los
más frecuentes utilizados en la industria aeronáutica, pero no
tienen carácter limitativo ya que en las mismas condiciones y sin
que el concepto varíe se pueden utilizar igualmente otros tipos de
larguerillos que permitan la misma función.
Un tipo de larguerillo (2), representado en las
figuras 10 y 10A, consta de un perfil tubular (21) formado de fibra
de carbono preimpregnada de resina, sobre el cual se dispone una
cubierta (22) también de fibra de carbono preimpregnada de resina,
determinando dicha cubierta (22) un perfil en omega que se dispone
sobre el perfil tubular (21).
Ese conjunto componente del larguerillo (2) se
dispone en un útil como el representado en las figuras 9 y 9A,
formado por unas piezas (16, 17 y 19), entre las que se incorpora
una membrana elástica
(18).
(18).
El perfil tubular (21) del mencionado conjunto
componente del larguerillo (2) se forma sobre un núcleo metálico
compuesto por dos piezas (20 y 20.1), las cuales determinan una
forma en cuña entre ellas, para facilitar la extracción después de
la formación del tramo de fuselaje correspondiente.
Entre el perfil tubular (21) y la cubierta en
omega (22) se incorporan unos rellenos (23) de fibra que hacen
uniforme la superficie frontal exterior.
El conjunto así formado se dispone en el útil de
montaje, según las figuras 11 y 11A, determinando un conjunto (24)
que se incorpora en la ranura (8) correspondiente de la estructura
soporte para la fabricación del tramo de fuselaje, como representan
las figuras 12 y 12A, de manera que las piezas (19) del útil de
montaje del larguerillo (2) realizan un cierre hermético entre el
conjunto (24) y los sectores (7) de la estructura de soporte, por
medio de la membrana (18), ya que al inyectar presión neumática en
el interior del útil, ésta obliga a flexar a las mencionadas
piezas (19) en contra de los sectores (7), estableciendo un cierre
que evita el escape de la resina durante el proceso del curado en
auto-clave.
La figura 13 representa la disposición de un
larguerillo (4) de forma en "T", en su correspondiente útil de
montaje, el cual se compone de las piezas (25, 26, 27 y 31), junto
con la membrana elástica (30). El larguerillo (4) se forma en este
caso por dos perfiles angulares (28 y 29) contrapuestos, de fibra
de carbono preimpregnada con resina, cuyo conjunto se dispone en
el útil de montaje para la incorporación sobre la estructura de
soporte en la fabricación del tramo de fuselaje
correspondiente.
La figura 14 representa de igual modo la
disposición de un larguerillo (3) de forma en doble "T", en su
correspondiente útil de montaje, el cual se compone de las piezas
(32, 33 y 36), junto con la membrana elástica (37), El larguerillo
(3) se forma en este caso por dos perfiles en "U" (34 y 35)
contrapuestos, de fibra de carbono preimpregnada con resina, cuyo
conjunto se dispone en el útil de montaje para la incorporación
sobre la estructura de soporte en la fabricación del tramo de
fuselaje correspondiente.
La figura 17 muestra una sección del conjunto de
la estructura soporte provista con los correspondientes
larguerillos en todos los huecos (8) de entre los sectores (7)
exteriores, habiéndose representado en este conjunto larguerillos
de los tres tipos (2, 3 y 4) descritos, como ejemplo de las
posibilidades del sistema de fabricación de los tramos de fuselaje,
pero lo normal es que en cada fuselaje se utilice un solo tipo de
larguerillo.
Una vez incorporados todos los larguerillos que
correspondan en la estructura de soporte, sobre las partes extremas
de dicha estructura se incorporan unos suplementos (39), como
muestra la figura 18, los cuales tienen la función de limitar la
longitud de los larguerillos en el montaje y establecer un cierre
para retener la resina de los extremos de los mismos, prolongando
además la superficie exterior para formar la pared tubular (1) del
tramo de fuselaje a construir, más allá de la longitud de los
larguerillos.
Una vez colocados los suplementos (39), sobre el
exterior del conjunto se aplica el encintado (40) de formación de
la pared tubular del tramo de fuselaje a construir, depositándose
dicho encintado (40) sobre los sectores (7) y sobre los
larguerillos incorporados en los huecos (8), como representa la
figura 19, formándose así una capa de fibra (41) sobre los
sectores (7) y sobre los larguerillos, como muestran las figuras 20
y 20A.
Después de efectuado el encintado (40) que
determina la capa de fibra (41), se dispone por el exterior una
carcasa resistente, como muestran las figuras 21 y 22,
comprendiendo dicha carcasa resistente dos mitades correspondientes
formadas por una pared envolvente (43) con unas cartelas
perpendiculares (43.1) por el exterior.
Entre la envolvente (43) de la carcasa
resistente exterior y la capa de fibra (41) depositada sobre la
estructura de soporte interior, queda una holgura (42) que
corresponde a la expansión radial que ha de efectuar el tubo (5)
para compactar la capa de fibra (41) contra la cara interior de la
envolvente (43) en el proceso de fabricación del tramo de
fuselaje.
Después de colocada la carcasa resistente
exterior, se cierran los extremos mediante unas tapas (45), como
muestran las figuras 23 y 24, las cuales establecen cierre
hermético sobre los extremos del tubo metálico (5) mediante unas
juntas (47), permitiendo así hacer un alto vacío entre el tubo (5)
y la envolvente (43), para expulsar todas las burbujas de aire que
hayan quedado entre las capas del encintado de fibra (41) y entre
éste y los larguerillos.
Las tapas (45) incorporan unas cámaras elásticas
anulares (46), en las cuales se inyecta una presión neumática que
provoca la expansión de dichas cámaras (46), con lo cual se produce
un pinzado de amordazamiento de los extremos de la capa de fibra
(41) contra unas mordazas (44) de superficie dentada incorporadas
en la carcasa resistente exterior, como muestra la figura 25.
En esas condiciones el conjunto se somete en un
autoclave a presión y temperatura, de forma que al actuar la
presión sobre el tubo metálico (5) de pared delgada, éste se
expande radialmente, hasta comprimir contra la envolvente (43) a la
capa de fibra (41), como muestra la figura 26, provocando dicha
compresión la compactación de la mencionada capa de fibra (41), así
como de los larguerillos contra ella, de manera que por el calor
que se aplica al mismo tiempo se produce la polimerización de todo
el conjunto de la fibra de la capa (41) y de los larguerillos, al
mismo tiempo, quedando todo ello unido en una sola pieza.
Al producirse la expansión radial para la
compactación, la capa de fibra (41) permanece sujeta por los
extremos, merced al pinzado entre las cámaras (46) y las mordazas
(44), con lo cual tiene lugar un estiramiento longitudinal de las
fibras de la capa (41), resultando un efecto de pretensado de la
misma.
La presión del autoclave actúa sobre la
envolvente (43), reforzando la resistencia de la carcasa exterior,
y sobre el tubo (5), el cual debido a su poco grosor de pared es
deformable elásticamente, expandiéndose por el efecto de la presión
en sentido radial, hasta que llega a comprimir a la capa de fibra
(41) con los larguerillos.
Una vez producida la compactación y el curado de
las partes compuestas de fibra, se elimina la presión en el
autoclave, con lo cual el tubo (5) se recupera elásticamente a la
posición inicial, separándose de la capa de fibra (41) que queda
contra la envolvente (43), como representa la figura 27.
En el proceso descrito el estiramiento radial
del tubo (5) se produce por debajo de su límite elástico,
comportándose como un elastómero, lo cual permite la fabricación de
grandes estructuras aeronáuticas, como son los fuselajes de grandes
aviones, con fibra de carbono en tramos tubulares de una sola pieza,
realizándose la pared (1) de dichos tramos de una manera
pretensada, lo cual mejora la resistencia a la fatiga de la fibra
de carbono, aumentando la seguridad al mismo tiempo que permite una
disminución de peso respecto de otras estructuras no
pretensadas.
La necesidad de reforzar algunas zonas de los
fuselajes, como los cercos de las puertas y ventanas, o los extremos
de unión de los tramos, hace que el grosor de la pared (1) de los
tramos que se realizan deba tener diferentes espesores, lo cual es
perfectamente factible con el procedimiento de la invención, ya que
por el interior de la pared (1) de los tramos pueden determinarse
zonas regruesadas sin que ello afecte al proceso, puesto que el
hueco (42) en el que se expande el tubo (5) con la capa de fibra
(41), vuelve a quedar por la parte interior de dicha capa de fibra
(41) cuando el tubo (5) recupera la posición inicial, permitiendo
la extracción de la estructura de soporte desde el interior del
tramo tubular de fuselaje formado.
Para el desmontaje del conjunto de fabricación,
se elimina la presión de las cámaras (46) y del autoclave, con lo
que la estructura de soporte interior queda separada de la capa de
fibra (41), en cuya situación se pueden retirar las tapas (45),
como representa la figura 28, para después retirar la carcasa
resistente exterior, como representa la figura 29, extrayéndose a
su vez la estructura de soporte interior, como representa la figura
30.
Con ello queda libre la capa tubular de fibra
(41), con los larguerillos unidos solidariamente en la parte
interior de la misma, como representa la figura 31 y entonces se
pueden extraer de los larguerillos las piezas interiores de la
formación constructiva de los mismos, como representa la figura
32.
Después de retirados todos los elementos de la
realización constructiva, la pared tubular de fibra (41) queda con
únicamente los larguerillos (2, 3 ó 4), los cuales son también de
fibra, realizándose con una herramienta convencional (47) el corte
de los extremos, para separar las partes de la pared (41) que
sobresalen de la longitud de los larguerillos y que corresponden a
la zona del pinzado en el proceso de la fabricación, tal como
representa la figura 33, practicándose a su vez las aberturas (48)
necesarias para ventanas o puertas, con lo cual el tramo de
fuselaje queda en la forma final para su aplicación, tal como
representa la figura 34.
Claims (8)
1. Procedimiento para la fabricación de
fuselajes de aeronaves, destinado para formar tramos de fuselaje
compuestos por una pared tubular (1) con perfiles o larguerillos
(2, 3 ó 4) de refuerzo por el interior, realizándose todo el
conjunto de fibra de carbono en una sola pieza,
caracterizado porque consta de la formación de los perfiles
de los larguerillos correspondientes (2, 3 ó 4) mediante capas de
fibra de carbono impregnada de resina y la incorporación de dichos
perfiles mediante unos útiles de montaje sobre una estructura
tubular de soporte, por el exterior de la cual y conjuntamente
sobre los larguerillos (2, 3 ó 4) dispuestos en ella se encinta una
capa (41) de fibra de carbono impregnada de resina, cerrándose
después el contorno exterior mediante una carcasa envolvente (43)
y unas tapas extremas (45), para el curado en unión de los perfiles
de fibra de carbono de los larguerillos y la capa (41), mediante
aplicación de una presión de compactación con
calor.
calor.
2. Procedimiento para la fabricación de
fuselajes de aeronaves, en todo de acuerdo con la primera
reivindicación, caracterizado porque la presión de
compactación se realiza por expansión radial de un tubo metálico
con pared de poco grosor, el cual se expande por efecto de una
presión neumática, actuando como un elastómero que se recupera a la
posición inicial al cesar la presión neumática con posibilidad de
extracción del interior de la pared tubular (1) de fibra de carbono
formada.
3. Procedimiento para la fabricación de
fuselajes de aeronaves, en todo de acuerdo con la primera y segunda
reivindicaciones, caracterizado porque la presión de
compactación se realiza con previo pinzado de los extremos de la
capa de fibra de carbono (41), mediante apresado con unas cámaras
neumáticas (46), estableciendo una retención de dichos extremos de
la capa de fibra de carbono (41) que hace que la expansión radial
de ésta produzca un estiramiento longitudinal de la fibra con
efecto de un pretensado.
4. Procedimiento para la fabricación de
fuselajes de aeronaves, en todo de acuerdo con la primera
reivindicación, caracterizado porque la presión de
compactación se acompaña con una aplicación de vacío que elimina
las microburbujas de aire de la fibra de carbono de la capa (41) y
los larguerillos.
5. Dispositivo para llevar a cabo el
procedimiento de la primera reivindicación, comprendiendo medios
para el montaje de los perfiles de los larguerillos y medios para
la formación de una pared tubular (1) de fibra de carbono con los
mencionados perfiles de los larguerillos unidos a ella,
caracterizado porque los medios de montaje de los perfiles
de los larguerillos se constituyen por útiles con forma de caja en
"U", mientras que los medios de formación de la pared tubular
(1) de fibra de carbono constan de un conjunto interior de soporte
y un conjunto exterior de cubrimiento, sobre cuyo conjunto
interior son incorporables los útiles de montaje de los
larguerillos para formar la pared tubular (1) sobre ellos, mientras
que el conjunto exterior determina un cierre hermético que permite
la aplicación de vacío en el interior.
6. Dispositivo para llevar a cabo el
procedimiento de la primera reivindicación, en todo de acuerdo con
la quinta reivindicación, caracterizado porque los útiles de
montaje de los larguerillos poseen unas paredes laterales flexibles
y una membrana elástica en el interior, mediante las cuales se
determina una presión lateral hacia el exterior que cierra el
acoplamiento en el montaje sobre el conjunto de soporte.
7. Dispositivo para llevar a cabo el
procedimiento de la primera reivindicación, en todo de acuerdo con
la quinta reivindicación, caracterizado porque el conjunto
interior de soporte comprende un tubo metálico (5) de pared
delgada, el cual es susceptible de expansión radial elástica, por
presión desde el interior, comportando dicho tubo (5) en la parte
exterior unos sectores (7), entre los cuales quedan unos espacios
(8) para la incorporación de los útiles de montaje de los
larguerillos.
8. Dispositivo para llevar a cabo el
procedimiento de la primera reivindicación, en todo de acuerdo con
la quinta y séptima reivindicaciones, caracterizado porque
el conjunto interior de soporte comprende una estructura central
rígida, sobre la cual se mantiene el tubo metálico elástico (5),
incorporando dicha estructura central rígida unos tornillos
radiales (10) que permiten regular la adaptación a la geometría
del tubo elástico (5), con libertad de la expansión radial del
mismo.
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