ES2352941A1 - Estructura integrada de aeronave en material compuesto. - Google Patents
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Abstract
Estructura integrada de aeronave en material compuesto que comprende un revestimiento y larguerillos (1), comprendiendo el revestimiento una parte de revestimiento (5) y un revestimiento base (3), comprendiendo además dicha estructura elementos en forma de U (15) cada uno de los cuales comprende a su vez dos secciones en L (4a+5a y 4b+5b) junto con la parte de revestimiento (5), de tal forma que estos elementos en forma de U (15) cumplen dos funciones estructurales en la citada estructura al mismo tiempo, actuando como pies de cuaderna y como revestimiento, constituyéndose una estructura integrada de fuselaje sin remaches o uniones. La invención se refiere también a un proceso de fabricación de una estructura integrada de aeronave en material compuesto tal.
Description
Estructura integrada de aeronave en material
compuesto.
La presente invención se refiere a una
estructura integrada de una aeronave realizada en material
compuesto, en particular para fuselajes de estructuras aeronáuticas
o para estructuras de aeronave similares.
Es comúnmente conocido que la industria
aeronáutica requiere estructuras que por una parte soporten las
cargas a las que son sometidas, cumpliendo altas exigencias de
resistencia y rigidez, y por otra parte sean lo más ligeras posible.
Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez más extendido
de los materiales compuestos en estructuras primarias ya que,
aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se
puede conseguir en consecuencia un importante ahorro de peso frente
a un diseño en material metálico.
Especialmente las estructuras integradas han
demostrado ser muy eficientes en este sentido. Se habla de
estructura integrada cuando los distintos elementos estructurales
están fabricados de una vez. Ésta es otra ventaja del uso de los
materiales compuestos debido a que, por su condición de capas
independientes que se pueden ir apilando en la forma deseada,
ofrecen la posibilidad de integrar más y más la estructura, lo que
además provoca a menudo un ahorro de costes - igualmente esencial a
la hora de competir en el mercado - al tener menos piezas
individuales que ensamblar.
La estructura principal de los fuselajes de
aeronave se compone de revestimiento, larguerillos y cuadernas. El
revestimiento se rigidiza longitudinalmente con larguerillos para
disminuir su espesor y ser competitivo en peso, mientras que las
cuadernas impiden la inestabilidad general del fuselaje y pueden
estar sometidas a introducciones locales de carga. Dentro del
fuselaje de una aeronave podemos encontrar otros elementos
estructurales, como es el caso de vigas, que sirven de marco a
secciones abiertas del fuselaje o bien que sirven para soportar las
cargas introducidas por el suelo de la cabina de la citada
aeronave.
Así, la estructura más utilizada actualmente
para un fuselaje consta, por un lado, de un revestimiento con
larguerillos integrados, copegados o cocurados y, por otro lado, de
cuadernas, pudiendo ser estas cuadernas, a su vez, flotantes o
completas, fabricándose aparte y remachándose posteriormente al
revestimiento del fuselaje.
El conjunto revestimiento más larguerillos puede
fabricarse en un único proceso (denominado
one-shot), mediante el cual se obtiene el
revestimiento, cónico o cilíndrico, junto con los larguerillos de
una pieza, o bien dicho conjunto revestimiento más larguerillos
puede fabricarse por separado en varios paneles (solución
panelizada) que luego se unen mecánicamente.
En lo referente a las cuadernas, éstas pueden
ser, según la técnica conocida, flotantes o completas. En el caso de
las cuadernas completas empleadas en la actualidad, el proceso de
fabricación se realiza en numerosos pasos. Las cuadernas se fabrican
por separado, en varios tramos, y se unen mecánicamente al
revestimiento, tomando la forma de dicho revestimiento al apoyar
sobre el mismo. El problema que plantean estas cuadernas completas
conocidas es que han de emplearse útiles complicados y caros para
conseguir las tolerancias de montaje necesarias para poder unir
dichas cuadernas al revestimiento, teniendo en cuenta los
requerimientos aerodinámicos y estructurales precisos.
Para el caso de cuadernas flotantes, el proceso
de fabricación conocido también consta de varios pasos. Las
cuadernas se fabrican por separado pero, aparte de los tramos que
hagan falta en función de la panelización del revestimiento, la
sección transversal constará de dos piezas diferentes: por un lado,
de la cuaderna flotante como tal y, por otro lado, del pie (pieza
denominada "babette" o "shear tie") que se
une al revestimiento mediante remaches, estando a su vez la propia
cuaderna flotante remachada al pie anteriormente citado. Con esta
solución, se simplifica la fabricación de la cuaderna flotante
debido a que, al no tener que copiar la forma del revestimiento, los
útiles empleados son más sencillos, al tiempo que se mejora el
problema de las tolerancias de montaje. Sin embargo, esta solución
conocida de cuadernas flotantes plantea el inconveniente del aumento
del número de piezas y, por tanto, del número de uniones
necesarias.
En los dos casos conocidos anteriores, cuadernas
completas y cuadernas flotantes, hacen falta diferentes estaciones
de montaje y gran cantidad de elementos de unión (básicamente
remaches), lo cual implica la existencia de penalizaciones en peso,
de altos costes de producción y ensamblaje, y de una mayor capacidad
logística necesaria.
Es por ello que en los últimos años se están
dedicando grandes esfuerzos a conseguir un nivel cada vez más alto
de integración en la producción de fuselajes en material compuesto,
para evitar así los inconvenientes de las soluciones conocidas
anteriormente mencionados. El problema que plantea esta integración
reside fundamentalmente en originar la suficiente presión en todos
los elementos durante el proceso de curado conjunto.
Como resultado de estos esfuerzos, existen
varias patentes en las que se describen métodos de fabricación que,
con ayuda de útiles especiales de curado, logran integrar algunos de
los elementos estructurales típicos, ensamblando los demás elementos
restantes en los siguientes estadios de montaje. Es el caso de las
patentes WO2008/025860A1, WO2006001860A2 y US2006231682A1.
Las citadas patentes se centran en el útil para
posibilitar la fabricación de la pieza completa (revestimiento de
una pieza, larguerillos y pies de cuadernas) en un solo proceso de
curado.
La patente US2006231682A1 parte de la base de
apilar individualmente los elementos estructurales básicos y, con
los útiles adecuados, curarlos conjuntamente. El problema que
plantea este documento es que, al ser necesario realizar el apilado
y conformado de muchas piezas, los costes de fabricación son muy
elevados, al tiempo que el paso de carga entre los diversos
elementos estructurales básicos se produce por la interface pegada,
pudiendo existir problemas de despegado en dichas zonas de
unión.
La presente invención está orientada a la
solución de los inconvenientes planteados anteriormente.
Así, la presente invención se refiere a una
estructura integrada de un fuselaje de material compuesto para
aeronave que comprende un revestimiento base, larguerillos, teniendo
los citados larguerillos sección transversal en, omega, T, etc. y
elementos en forma de U, estando todo lo anterior cocurado. El
material compuesto puede ser tanto fibra de carbono como fibra de
vidrio con resina termoestable o termoplástica. El concepto de
fuselaje integrado según esta invención es aplicable tanto a
fuselajes one-shot como a fuselajes panelizados. El
principal campo de aplicación son fuselajes de estructuras
aeronáuticas, si bien la invención también se puede aplicar a otras
estructuras con características similares, como por ejemplo cajones
de torsión para integrar los cordones de amarre de costillas.
Según la invención, se crea una sección de
fuselaje partiendo de elementos individuales con sección en U que
asumen varias funciones estructurales, formando parte de la cuaderna
y del revestimiento al mismo tiempo. Al unir estos elementos en
forma de U con el revestimiento base y los larguerillos antes de la
fase final de cocurado se consigue la estructura completa integrada
requerida. Esto significa tener todas las ventajas que una
estructura integrada conlleva, como el ahorro de costes de
fabricación, ya que el material compuesto requiere un proceso de
curado bastante costoso, y gracias a la integración se reduce el
número de ciclos de curado y así los costes, al tiempo que se
consigue que haya un paso más uniforme de cargas entre los elementos
que componen la estructura.
Así, la estructura de fuselaje de aeronave según
la invención integrará el revestimiento con larguerillos y pies de
las cuadernas para aprovechar las ventajas de montaje de usar
cuadernas flotantes, así como la simplificación que conlleva
fabricar dichas cuadernas, sin necesitar mayor número de piezas y
por tanto, sin penalizar el número de uniones.
De este modo, la presente invención tiene por
objeto, por un lado, una estructura integrada de fuselaje de
aeronave con las siguientes características: la estructura comprende
un revestimiento, larguerillos y pies de cuaderna, de tal forma que
este conjunto está integrado y se consigue una estructura de
fuselaje completo de una sola pieza y sin necesidad de usar remaches
o uniones; los pies de cuaderna de la estructura anterior se forman
a partir de elementos en forma de U continuos, que cumplen una doble
funcionalidad estructural, actuando al mismo tiempo como
revestimiento y como pies de cuaderna en forma de T propiamente
dichos de la citada estructura de fuselaje; los pies de cuaderna de
la invención, al ir integrados, no precisan ser unidos mediante
remaches o uniones pegadas a la estructura del fuselaje,
reduciéndose de este modo el número de uniones, evitándose así la
posibilidad de despegues y reduciéndose el tiempo de montaje.
Asimismo, la invención tiene por objeto, por
otro lado, un procedimiento de fabricación de una estructura
integrada de fuselaje según se ha descrito, comprendiendo dicho
procedimiento las siguientes eta-
pas:
pas:
- a)
- apilado de láminas de material compuesto;
- b)
- doblado de apilados para conformar los larguerillos de la estructura;
- c)
- doblado de los apilados para conformar los elementos en forma de U a partir de los cuales se forman los pies de cuaderna de la estructura;
- d)
- colocación de los larguerillos y de los elementos en forma de U en un útil de curado;
- e)
- apilado o encintado de un revestimiento sobre el conjunto anterior, formado por los larguerillos y los elementos en forma de U;
- f)
- consolidación de la estructura completa anterior mediante la aplicación de un ciclo único de presión y temperatura.
Otras características y ventajas de la presente
invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de
una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras
que se acompañan.
La Figura 1a muestra en esquema el fuselaje de
una aeronave con cuadernas completas conocidas.
La Figura 1b muestra un esquema frontal con
larguerillos en T del conjunto del fuselaje de una aeronave con
cuadernas completas conocidas.
La Figura 1d muestra un esquema frontal con
larguerillos en omega del conjunto del fuselaje de una aeronave con
cuadernas completas conocidas.
Las Figuras 1c y 1e muestran un esquema de
sección transversal del conjunto del fuselaje de una aeronave con
cuadernas completas conocidas.
La Figura 2a muestra en esquema el fuselaje de
una aeronave con cuadernas flotantes conocidas.
Las Figuras 2b muestran un esquema frontal con
larguerillos en T del conjunto del fuselaje de una aeronave con
cuadernas flotantes conocidas.
La Figura 2d muestra un esquema frontal con
larguerillos en omega del conjunto del fuselaje de una aeronave con
cuadernas flotantes conocidas.
La Figura 2c muestra un esquema de sección
transversal del conjunto del fuselaje de una aeronave con cuadernas
flotantes conocidas.
La Figura 3 muestra el concepto de pies de
cuadernas integrados según la presente invención.
Las Figuras 4a y 4b muestran esquemáticamente el
fuselaje de una aeronave incluyendo el concepto de pies de cuadernas
integrados tanto para larguerillos en omega como en T,
respectivamente, según la presente invención.
Las Figuras 5a y 5b muestran la sección
A-A' de las Figuras 4a y 4b para un fuselaje tanto
con larguerillos en omega como en T, respectivamente, según la
presente invención.
La Figura 6 muestra esquemáticamente el apilado
en plano del elemento en forma de U de la invención, incluidos
refuerzos, que integra parte del revestimiento del fuselaje de una
aeronave y dos mitades en L que, al unirse con las mitades en L de
los elementos en forma de U adyacentes, forman un pie de cuaderna
integrado en T.
La Figura 7 muestra esquemáticamente el doblado
de los elementos en forma de U integrados según la presente
invención.
Las Figuras 8a y 8b muestran la unión de dos
elementos en U según el concepto de pie de cuaderna integrado, tanto
para larguerillos en omega como en T, respectivamente, según la
presente invención.
La Figura 9 muestra la sección
B-B' de las Figuras 8a y 8b, indicando la posición
de los rowings en la unión de los elementos en U que forman los pies
de cuaderna integrados de la presente invención.
Las estructuras de fuselaje de aeronave que
emplean cuadernas completas conocidas comprenden cuadernas 36, que
comprenden a su vez un alma 35, unos pies de cuaderna 32,
larguerillos 31 y un revestimiento 33, estando los citados pies 32
remachados al revestimiento 33. Los detalles de esta configuración
pueden observarse en las Figuras 1a-1e.
Por otro lado, las estructuras de fuselaje de
aeronave que emplean cuadernas flotantes conocidas comprenden, a
nivel de cuaderna, dos piezas diferentes, una cuaderna flotante 46
como tal y un pie 42. Además, comprenden un revestimiento 43 al cual
están unidos mediante remaches los pies 42, y unos larguerillos 41
a los que también se unen los pies 42 anteriores. Esta estructura
puede observarse en las Figuras 2a-d.
Así, la presente invención propone una
estructura altamente integrada de fuselaje de aeronave que comprende
un revestimiento base 3, rigidizadores longitudinales o larguerillos
1 y elementos en forma de U 15, de manera que la estructura
integrada obtenida es más eficaz en cuanto a resistencia, rigidez y
bajo peso. Además, una configuración tan integrada supone un ahorro
en costes de fabricación y de montaje.
El fuselaje objeto de la presente invención
comprende un revestimiento base 3, que se caracteriza por soportar
cargas transversales y principalmente cortadura en el plano. Para
conseguir la suficiente rigidez axial del revestimiento base 3 y
estabilizarlo a pandeo, sin aumentar su espesor, se introducen
larguerillos 1. Los larguerillos 1 asumen principalmente las cargas
longitudinales de la estructura.
Por otra parte, el fuselaje de la invención
comprende asimismo múltiples cuadernas flotantes que han de soportar
mayoritariamente las cargas transversales de la estructura, mantener
la superficie aerodinámica y evitar la inestabilidad general del
fuselaje. Estas cuadernas flotantes irán remachadas a los elementos
que conforman los pies de cuaderna de la invención.
Por lo tanto, y desde un punto de vista
estructural, el fuselaje objeto de la invención comprende:
- -
- un revestimiento rigidizado longitudinalmente con larguerillos;
- -
- cuadernas flotantes, que irán remachadas a los elementos que forman los pies de cuaderna, y
- -
- pies de cuaderna.
Además, el proceso de producción propuesto por
la invención es una evolución de lo anteriormente descrito. En el
momento de apilar las capas de fibra 7, según se desprende de la
Figura 6, se van formando individualmente elementos con forma de U
15 según el concepto de pie de cuaderna de la invención, que
comprenden una parte 5 y dos secciones en L, 4a+5a y 4b+5b. La parte
5, junto con el revestimiento base 3, integrará el revestimiento
completo del fuselaje de una aeronave. Por otra parte, las secciones
en L 4a+5a y 4b+5b, del elemento en U 15, al unirse con las
secciones en L de los elementos en forma de U 15 adyacentes,
formarán un pie de cuaderna integrado estructural en T según la
invención. Cada uno de los elementos anteriores asume varias
funciones estructurales, obteniéndose al unirlos la configuración
completa deseada. En una última etapa se cura todo el conjunto
formado por revestimiento base 3, larguerillos 1 y elementos en
forma de U 15 en un solo ciclo y se consigue una estructura
completamente integrada de fuselaje.
Los laminados de las piezas en forma de U 15
pueden incluir, en caso de ser necesario, refuerzos 6 integrados en
las zonas de doblado para conseguir el sobre espesor preciso en los
pies de cuaderna integrados en T de la invención.
Así, la invención consigue ya desde el apilado
de capas de fibra 7, la propia integración del conjunto anterior, de
tal forma que con los elementos en forma de U se consiguen dos
funciones estructurales al mismo tiempo: como pies de cuaderna y
como revestimiento. El apilado de capas de fibra 7 se diseña y
optimiza para cumplir está doble funcionalidad anteriormente
descrita. Además, al ir los pies de cuaderna integrados, se consigue
solucionar el problema de posibles despegados en las zonas de unión
entre pies de cuaderna y revestimiento.
El material compuesto empleado en los elementos
de la estructura podrá comprender fibras de carbono o de vidrio. La
resina será de tipo termoplástico o termoestable (epoxi,
bismaleimida, fenólica,...). El material compuesto podrá ser
preimpregnados o de fibra seca. El fuselaje podrá estar panelizado
(el revestimiento no es un barril completo sino que está formado por
varios paneles) o bien estar formado por un barril completo.
Se describen a continuación los pasos detallados
de un proceso de fabricación preferido para la producción de un
fuselaje completo de aeronave en una sola pieza. El proceso
comprende las etapas siguientes:
- a)
- primeramente se apilan sobre una base plana o con curvatura las capas de material compuesto 7, mediante un procedimiento manual o automático (automated tape layer, fiber placement, etc.), de las que se componen los elementos con forma de U 15: estos apilados pueden comprender también refuerzos 6. tanto en sentido longitudinal como transversal para optimizar en todo momento el apilado, según vaya a formar parte de un panel de revestimiento o de un pie de cuaderna;
- b)
- después se apilan mediante un procedimiento manual o automático (automated tape layer, fiber placement, etc.), las capas de material compuesto de las que se componen los larguerillos 1;
- c)
- seguidamente, el apilado obtenido en la etapa a) se dobla para conformar las piezas en forma de U 15: este doblado puede realizarse de diferentes maneras, como por ejemplo mediante la aplicación de un ciclo de temperatura y vacío que moldea el apilado con la geometría requerida mediante el pertinente útil 11, el cual copia su geometría interior, Figura 7;
- d)
- después, el apilado obtenido en la etapa b) se dobla para conformar los larguerillos 1;
- e)
- después, los distintos elementos con forma de U 15 se colocan en el útil de curado junto con los larguerillos 1, Figuras 8a y 8b; es posible que en esta fase sea necesario introducir "rowings" 10 (tiras de fibra unidireccionales que deben ser del mismo material que el utilizado en los apilados o de un material compatible) para evitar huecos, acumulaciones de resina y asegurar así un cocurado óptimo, Figura 9;
- f)
- en la siguiente etapa se encinta o apila el revestimiento base 3, ya sea todo el barril de manera continua (one-shot) o dividido en paneles, mediante un procedimiento manual o automático (fiber placement, etc.): el útil para llevar a cabo este procedimiento puede ser cónico, cilíndrico o bien un sector de dicho cono o de dicho cilindro, en función de que se trate de un proceso one-shot (sección cilíndrica o cónica) o de una sección panelizada;
- g)
- en la siguiente etapa se lleva a cabo el curado de la estructura completa mediante la aplicación de un ciclo único de presión y temperatura, con la ayuda del pertinente sistema de utillaje que puede ser tanto interior como exterior a la estructura, permitiendo la adecuada compactación de todas las zonas de la citada estructura, pudiendo la estructura completa estar cocurada (si todas las partes, revestimiento base 3, larguerillos 1 y elementos en U 15 están en fresco), copegada (por ejemplo, si los elementos en U 15 están curados previamente) o encolada secundariamente.
En el caso de hacer elementos en forma de U 15
curados previamente (copegado), bien siendo el material compuesto un
material prepreg o preimpregnado, o de fibra seca, existe en el
proceso anterior una etapa más, previa a la etapa e), que es una
etapa de curado de los elementos en forma de U 15. Si el material
compuesto es fibra seca, se emplearán procesos de Moldeo por
Transferencia de Resina (RTM).
En las realizaciones que acabamos de describir
pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del
alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (14)
1. Estructura de fuselaje de aeronave realizada
en material compuesto que comprende un revestimiento y larguerillos
(1), caracterizada porque el revestimiento comprende una
parte de revestimiento (5) y un revestimiento base (3),
comprendiendo además dicha estructura elementos en forma de U (15)
cada uno de los cuales comprende a su vez dos secciones en L (4a+5a
y 4b+5b) junto con la parte de revestimiento (5), de tal forma que
estos elementos en forma de U (15) cumplen dos funciones
estructurales en la citada estructura al mismo tiempo, actuando
como pies de cuaderna y como revestimiento, constituyéndose una
estructura integrada de fuselaje sin remaches o uniones.
2. Estructura de fuselaje de aeronave realizada
en material compuesto según la reivindicación 1
caracterizada porque las piezas en forma de U (15) comprenden
refuerzos (6) para conseguir el sobre espesor preciso en las zonas
de doblado de dichos elementos (15).
3. Estructura de fuselaje de aeronave realizada
en material compuesto según la reivindicación 1 ó 2
caracterizada porque el material compuesto comprende fibras
de carbono o de vidrio.
4. Estructura de fuselaje de aeronave realizada
en material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones
anteriores caracterizada porque la resina del material
compuesto es de tipo termoestable o termoplástico.
5. Estructura de fuselaje de aeronave realizada
en material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones
anteriores caracterizada porque el material compuesto es
preimpregnado o de fibra seca.
6. Estructura de fuselaje de aeronave realizada
en material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones
anteriores caracterizada porque el fuselaje está panelizado o
formado por un barril completo.
7. Procedimiento de fabricación de una
estructura de fuselaje de aeronave integrada realizada en material
compuesto según la reivindicación 1, caracterizado porque
comprende las siguientes etapas:
- a)
- apilado de capas de material compuesto (7) de las que se componen los elementos con forma de U (15);
- b)
- apilado de las capas de material compuesto de las que se componen los larguerillos (1);
- c)
- doblado del apilado obtenido en la etapa a) para conformar los elementos en forma de U (15);
- d)
- doblado del apilado obtenido en la etapa b) para conformar los larguerillos (1);
- e)
- colocación de los elementos en forma de U (15) en el útil de curado junto con los larguerillos (1);
- f)
- apilado del revestimiento base (3), y
- g)
- curado de la estructura completa mediante la aplicación de presión y temperatura, permitiéndose la adecuada compactación de todas las zonas de la citada estructura.
8. Procedimiento de fabricación de una
estructura de fuselaje de aeronave integrada según la reivindicación
7 caracterizado porque el apilado de las capas de material
compuesto (7) en las etapas a) y b) se realiza mediante
procedimiento manual o automáti-
co.
co.
9. Procedimiento de fabricación de una
estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las
reivindicaciones 7-8 caracterizado porque los
apilados de los elementos en forma de U (15) de la etapa a)
comprenden refuerzos (6) tanto en sentido longitudinal como
transversal para optimizar dichos apilados.
10. Procedimiento de fabricación de una
estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las
reivindicaciones 7-9 caracterizado porque, en
la etapa c), el doblado de los elementos en forma de U (15) se
realiza mediante un ciclo de temperatura y vacío, mediante la
utilización de un útil (11).
11. Procedimiento de fabricación de una
estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las
reivindicaciones 7-10 caracterizado porque,
en la etapa e), se introducen rowings (10) para evitar huecos,
acumulaciones de resina y asegurar un cocurado óptimo.
12. Procedimiento de fabricación de una
estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las
reivindicaciones 7-11 caracterizado porque,
en la etapa f), se utiliza un útil cónico, cilíndrico o bien un
sector, en función de que se trate de un proceso
one-shot o de una sección panelizada.
13. Procedimiento de fabricación de una
estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las
reivindicaciones 7-12 caracterizado porque la
estructura integrada está cocurada,. Copegada o encolada
secundariamente.
14. Procedimiento de fabricación de una
estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las
reivindicaciones 7-13 caracterizado porque,
previa a la etapa e), en caso de que los elementos en forma de U
(15) estén curados previamente, existe una etapa más de curado por
Moldeo por Transferencia de Resina (RTM) cuando el material
compuesto es fibra seca.
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