ES2310249T3 - Proteccion contra el impacto de un rayo y toma de tierra de un panel de aeronave compuesto. - Google Patents
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Abstract
Un ensamblaje de estructura de aeronave (12) que comprende: una sub-estructura (26); al menos un ensamblaje de panel de aeronave (10) montado sobre dicha sub-estructura (26); comprendiendo dicho ensamblaje de panel de aeronave: un núcleo de panel (28); una pluralidad de estratos de fibra pre-impregnados (30) aplicados a dicho núcleo de panel (28) formando una capa interna de estratos, definiendo la capa externa de dicha capa interna de estratos una superficie externa de la capa interna de estratos; al menos una capa metálica (38) aplicada a la capa externa de dicha capa interna de estratos, definiendo dicha al menos una capa metálica una superficie externa y proporcionando un conducto eléctrico entre la superficie externa y una superficie de contacto de la sub-estructura (39) del ensamblaje de panel de aeronave; la capa metálica es una capa de lámina metálica (38); una capa adhesiva periférica (48) se aplica a al menos una porción de la superficie externa de la capa de lámina metálica (38); una capa pre-impregnada periférica (46) se aplica a la capa adhesiva periférica (48); protegiendo dichas capas periféricas (46, 48) a la capa de lámina metálica (38) frente al daño y la delaminación.
Description
Protección contra el impacto de un rayo y toma
de tierra de un panel de aeronave compuesto.
La presente invención se refiere en general a
superficies de aeronave y más particularmente a superficies de
aeronave de control con protección contra el impacto de un rayo.
Las aeronaves modernas comúnmente se diseñan
para utilizar estructuras compuestas y para incorporar diversos
sistemas electrónicos de alta tecnología. Aunque estas mejoras del
diseño aeronáutico tradicional han dado como resultado una gran
variedad de beneficios para la industria aeronáutica, estos mismos
beneficios pueden hacer a las aeronaves modernas vulnerables a
problemas tradicionales tales como impactos de un rayo. Los modernos
sistemas electrónicos de las aeronaves pueden resultar dañados y
funcionar incorrectamente si se exponen indebidamente a la
electricidad de alta tensión consecuencia de continuos impactos de
un rayo. Análogamente, las superficies de control compuestas, sin
la apropiada tecnología de toma de tierra, pueden sufrir daños
estructurales en caso de impacto de un rayo. Por lo tanto, la
capacidad de una aeronave diseñada, de resistir y tolerar impactos
de un rayo es una ventaja significativa para la industria
aeronáutica.
Un enfoque para la prevención de impactos de un
rayo ha sido el uso de una malla de aluminio expandido situada en
el exterior de la configuración multiestratificada compuesta de la
superficie externa de una aeronave. Comúnmente se utilizan
arandelas aislantes de aluminio para proporcionar un trazado de
derivación a tierra entre la malla de aluminio expandido y la
estructura subyacente. Esto proporciona un trazado conductor de la
electricidad para que un rayo pase de la superficie externa de las
superficies de control de la aeronave a la estructura subyacente
sin dañar las superficies compuestas de control. El documento FR
2.626.629 describe un sistema donde una rejilla metálica está sobre
una superficie externa de un panel de aeronave y un miembro anular
en forma de plato se dispone en un orificio avellanado en el panel
en contacto con la rejilla metálica y un perno/remache que, a su
vez, está conectado a una sub-estructura.
US-A-3755713 es otro documento que
describe el uso de una rejilla metálica para .....
Aunque esta metodología ha demostrado tener
éxito, lleva consigo un aumento no deseado del tiempo de fabricación
y coste del material. El uso de una malla de aluminio extendido,
por lo tanto, deja un margen de mejora considerable en la
protección de superficies de control compuestas frente a impactos de
un rayo.
El documento EP 0.783.960 describe un laminado
híbrido adecuado para su uso con una aeronave civil supersónica. El
laminado comprende capas de una lámina de aleación de titanio y
estratos compuestos que están unidos a una estructura de núcleo
central.
El documento US 5.417.385 describe un componente
estructural expuesto a impactos de un rayo que comprende un primer
componente con estructura celular y una cara frontal y un segundo
componente que se extiende por la cara frontal. Comprendiendo el
segundo componente una primera lámina conductora de la electricidad,
que puede ser un metal no ferroso o una lámina expandida de
aleación metálica, una segunda lámina no conductora de electricidad
en la parte posterior de la primera lámina y una tercera lámina
compuesta reforzada con fibra en la parte posterior de la segunda
lámina y situada entre la segunda lámina y la cara frontal del
primer componente.
Por lo tanto, sería muy deseable tener una
superficie de aeronave compuesta que proporcione una protección
contra el impacto de un rayo de forma similar a metodologías
conocidas mientras se reduce el tiempo de fabricación y el coste
del material para producirla. Además, sería muy deseable desarrollar
un método para producir dichos paneles estructurales de aeronave de
coste reducido y mejorados, que podrían utilizarse con un diseño de
aeronave para mejorar la protección contra el impacto de un
rayo.
Por lo tanto, es un objeto de la presente
invención proporcionar un ensamblaje de estructura de aeronave con
protección mejorada contra el impacto de un rayo. Es un objeto
adicional de la presente invención proporcionar una superficie
compuesta con protección contra el impacto de un rayo, que pueda
producirse con tiempo de fabricación y costes del material
mejorados.
De acuerdo con la presente invención, se
proporciona un ensamblaje de estructura de aeronave y un método para
prevenir el daño por una corriente generada por el impacto de un
rayo en una estructura de aeronave de acuerdo con las
reivindicaciones adjuntas.
El ensamblaje de estructura de aeronave incluye
un ensamblaje de panel que tiene un núcleo en panal rodeado por una
pluralidad de capas de estratos de relleno internas y una pluralidad
de capas de fibra pre-impregnadas internas. La
presente invención también incluye al menos una capa de lámina
metálica situada sobre la capa externa de la pluralidad de capas de
estratos de relleno internas y de capas de fibra
pre-impregnada internas.
Otros objetos y características de la presente
invención serán evidentes una vez contemplados a la luz de la
descripción detallada y de las realizaciones preferidas cuanto se
toman junto con los dibujos y reivindicaciones adjuntas.
\vskip1.000000\baselineskip
La figura 1 es una ilustración de un ensamblaje
de panel de aeronave con protección contra el impacto de un rayo de
acuerdo con la presente invención, el ensamblaje de panel de
aeronave ilustrado en posición dentro de una estructura
estabilizadora de aeronave para fines ilustrativos; y
La figura 2 es una ilustración detallada de
sección transversal del ensamblaje de panel de aeronave ilustrado en
la figura 1.
\vskip1.000000\baselineskip
En referencia ahora a la figura 1, que es una
ilustración de un ensamblaje de panel de aeronave 10, el ensamblaje
de panel de aeronave 10 ilustrado en posición dentro de una
estructura de aeronave 12. Debe entenderse que, aunque la
estructura de aeronave 12 se ilustra como estructura estabilizadora,
se contempla que el ensamblaje de panel de aeronave está destinado
al uso en una gran variedad de estructuras de aeronave 12. La
estructura de aeronave 12 ilustrada incluye un borde de ataque 14,
una caja de borde de ataque 16, una caja principal 18, un borde de
fuga 20 y una superficie de control de vuelo 22. En caso de impacto
de un rayo, para evitar el daño a la estructura de aeronave 12 o a
dispositivos electrónicos internos (no se muestran) es deseable
permitir que la electricidad fluya desde la superficie externa 24 de
la estructura de aeronave 12 a la sub-estructura
26, donde puede derivarse a tierra. Las metodologías de la técnica
anterior utilizaban una costosa malla expandida (no se muestra) y
la instalación de arandelas aislantes de aluminio (no se muestran)
para proporcionar un trazado para el flujo de corriente y una toma
de tierra a la sub-estructura 26.
La presente invención proporciona una solución
económica al problema de la toma de tierra como se ilustra en la
figura 2. El ensamblaje de panel de aeronave 10 ilustrado, incluye
un núcleo del panel 28. Los núcleos de panel 28 se conocen bien en
la industria aeronáutica y pueden formularse de diversos materiales
y en diversas formas. Aunque se contempla una agrupación diversa de
núcleos de panel 28, la realización ilustrada contempla el uso de
un núcleo en panal. El núcleo de panel 28 está cubierto por una
pluralidad de capas de material pre-impregnado 30 y
estratos de relleno 32 que forman una capa interna de estratos 34.
Aunque se contemplan diversos materiales
pre-impregnados 30, una realización contempla el uso
de BMS 8-79, un tejido
pre-impregnado de fibra de vidrio. Pueden usarse
estilos alternativos de material pre-impregnado 30
en sustitución o combinación, incluyendo aunque sin limitación,
Style 7781 y Style 220. Además, la dirección de la fibra del
material pre-impregnado 30 puede modificarse
incluyendo, aunque sin limitación, 0/90 grados, \pm 45 grados y 0
grados. Una capa adhesiva interna 36, tal como una película
adhesiva BMS 5-129, puede situarse entre el núcleo
de panel 28 y la primera capa de material
pre-impregnado.
La presente invención también incluye al menos
una capa de lámina metálica 38 situada sobre la capa externa de la
capa interna de estratos. Aunque la capa de lámina metálica 38 puede
unirse a la capa externa de diversas maneras, una realización
contempla el uso de una capa adhesiva intermedia 42 situada entre la
capa externa y la capa de lámina metálica 38. Se contempla que la
capa de lámina metálica 38 pueda estar constituida por una gran
variedad de láminas metálicas. Una realización, sin embargo,
contempla el uso de una lámina de aluminio 3003
H-19 tratada con PAA formada en aproximadamente
0,203 mm (0,008 pulgadas). Aunque la capa de lámina metálica 38
puede aplicarse de modo que rodee completamente a la capa interna de
estratos, dicha aplicación puede ser innecesaria ya que solamente
una única superficie del ensamblaje de panel de aeronave 10 puede
estar expuesta a potenciales impactos de un rayo. En esta
situación, solamente una superficie del ensamblaje de panel de
aeronave 10 necesita estar cubierta, mientras que la capa de lámina
metálica 38 se extiende para proporcionar contacto eléctrico entre
la superficie externa 24 y una superficie de contacto de la
sub-estructura 39 (véase figura 1).
También se contempla que pueda suministrarse un
revestimiento de la superficie externa 44 sobre la capa de lámina
metálica 38 para fines de protección. El revestimiento de la
superficie externa 44 pude estar constituido por diversos
materiales que permitan que la corriente procedente del impacto de
un rayo pase a través de la capa de lámina metálica 38. En una
realización, se contempla que el revestimiento de la superficie
externa 44 comprenda una capa de adhesivo. En una realización
alternativa, se contempla que el revestimiento de la superficie
externa 44 comprenda Loctite Synskin (RTM). La presente invención
incluye además una capa pre-impregnada periférica
46 y una capa adhesiva periférica 48 para proteger adicionalmente a
la capa de lámina metálica 38 y prevenir la delaminación o el daño
de la capa de lámina metálica 38. Aunque la capa
pre-impregnada periférica 46 y la capa adhesiva
periférica 48 pueden aplicarse de diversas maneras, una realización
contempla situar estas capas 46, 48 entre la capa de lámina
metálica 38 y el revestimiento de la superficie externa 44.
Aunque se contempla que el ensamblaje de panel
de aeronave 10 pueda usarse en diversos puntos en la construcción
de aeronaves, una realización contempla el uso como panel de caja de
borde de ataque 50 (véase la figura 1) y específicamente el panel
de caja de borde de ataque del empenaje. Se contempla que también
pueda usarse en el borde de fuga 52. Aunque se han descrito estos
usos particulares, debe entenderse que la tecnología descrita por
la presente solicitud es aplicable a una amplia gama de superficies
de aeronave en una gran variedad de ubicaciones.
Aunque la invención se ha descrito junto con una
o más realizaciones, debe entenderse que los mecanismos y técnicas
específicos que se han descrito son meramente ilustrativos de los
principios de la invención, pueden hacerse numerosas modificaciones
a los métodos y aparatos descritos sin alejarse del alcance de la
invención, como la definen las reivindicaciones adjuntas.
Claims (10)
1. Un ensamblaje de estructura de aeronave (12)
que comprende:
una sub-estructura (26);
al menos un ensamblaje de panel de aeronave (10)
montado sobre dicha sub-estructura (26);
comprendiendo dicho ensamblaje de panel de
aeronave:
un núcleo de panel (28);
una pluralidad de estratos de fibra
pre-impregnados (30) aplicados a dicho núcleo de
panel (28) formando una capa interna de estratos, definiendo la
capa externa de dicha capa interna de estratos una superficie
externa de la capa interna de estratos;
al menos una capa metálica (38) aplicada a la
capa externa de dicha capa interna de estratos, definiendo dicha al
menos una capa metálica una superficie externa y proporcionando un
conducto eléctrico entre la superficie externa y una superficie de
contacto de la sub-estructura (39) del ensamblaje de
panel de aeronave;
la capa metálica es una capa de lámina metálica
(38);
una capa adhesiva periférica (48) se aplica a al
menos una porción de la superficie externa de la capa de lámina
metálica (38);
una capa pre-impregnada
periférica (46) se aplica a la capa adhesiva periférica (48);
protegiendo dichas capas periféricas (46, 48) a
la capa de lámina metálica (38) frente al daño y la
delaminación.
2. El ensamblaje de estructura de aeronave de la
reivindicación 1, en el que el ensamblaje de panel comprende
además:
un revestimiento de la superficie externa (44)
aplicado a dicha capa pre-impregnada periférica (46)
y a la porción no cubierta de la superficie externa de la al menos
una capa de lámina metálica.
3. El ensamblaje de estructura de aeronave de la
reivindicación 2, en el que dicho revestimiento de la superficie
externa (44) comprende un adhesivo.
4. El ensamblaje de estructura de aeronave de la
reivindicación 1, en el que dicho núcleo de panel (28) comprende un
núcleo en panal.
5. El ensamblaje de estructura de aeronave de la
reivindicación 1, en el que el ensamblaje de panel comprende:
una pluralidad de capas de estratos de relleno
(32) situadas entre dicho núcleo de panel (28) y dicha al menos una
capa de lámina metálica (38).
6. El ensamblaje de estructura de aeronave de la
reivindicación 1, en el que el ensamblaje de panel comprende:
una capa adhesiva intermedia (42) situada entre
dicha capa interna de estratos y dicha al menos una capa de lámina
metálica.
7. El ensamblaje de estructura de aeronave de la
reivindicación 1, en el que dicha al menos una capa de lámina
metálica (38) comprende una lámina de aluminio.
8. El ensamblaje de estructura de aeronave de la
reivindicación 1, en el que dicho al menos un ensamblaje de panel
de aeronave comprende un panel de caja de borde de ataque.
9. El ensamblaje de estructura de aeronave de la
reivindicación 8, en el que dicho al menos un ensamblaje de panel de
aeronave comprende un panel de borde de fuga.
10. Un método para prevenir el daño por la
corriente generada por el impacto de un rayo en un ensamblaje de
estructura de aeronave de acuerdo con cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 9, comprendiendo el método:
transferir la corriente procedente del impacto
de un rayo desde la lámina metálica (38) del ensamblaje de panel de
aeronave a la sub-estructura.
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