ES2384250B1 - Unión de elementos estructurales de aeronave. - Google Patents

Unión de elementos estructurales de aeronave.

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Abstract

Unión de elemento estructural (1) de aeronave que tiene una sección en forma de omega con otro elemento estructural de aeronave (10) que tiene una sección diferente, comprendiendo la citada unión de estos elementos estructurales (1, 10) con diferente sección al menos dos elementos de unión (4) en forma de angular que se unen con la faldilla exterior (5) de los elementos estructurales (1, 10), de tal modo que esta unión consigue que el paso de sección se realice de forma continua, mediante elementos (4) sencillos en su fabricación y montaje, gracias a su simplicidad geométrica, siendo además el montaje de esta unión de elementos estructurales (1, 10) con un cambio de sección de una gran flexibilidad, permitiendo absorber las tolerancias de la unión, y consiguiendo que el reparto de cargas entre los elementos estructurales (1, 10) y los elementos de unión (4) sea óptimo.

Description

UNIÓN DE ELEMENTOS ESTRUCTURALES DE AERONAVE
5 CAMPO DE LA INVENCION
La presente invención se refiere a la unión de elementos estructurales de aeronave, en particular a la unión de un elemento estructural con una sección en forma de omega
con otro elemento estructural con una sección de forma diferente.
ANTECEDENTES DE LA INVENCION
El fuselaje es el conjunto principal de una aeronave, puesto que el resto de elementos
15 que conforman la aeronave se unen, de forma directa o indirecta, al mismo. El revestimiento del fuselaje es el que le confiere al mismo su forma, la cual varía con la misión principal que vaya a tener la aeronave. Además del revestimiento, el fuselaje de una aeronave comprende elementos estructurales metálicos o realizados en material compuesto, siendo principalmente
2 O estos elementos estructurales larguerillos y cuadernas, siendo los encargados de dar
forma y rigidez a la estructura del fuselaje sobre la que están dispuestos.
Las cuadernas, encargadas de dar forma y rigidez a la estructura del fuselaje, son
unos elementos estructurales en forma de armaduras perpendiculares con respecto al eje longitudinal de la aeronave, que se sitúan a intervalos en la parte interior del tubo
2 5 del fuselaje de la aeronave. Además de las cuadernas, el fuselaje comprende otros elementos estructurales de refuerzo, los larguerillos, para conseguir la optimización de la distribución de cargas y rigidez. Los larguerillos se sitúan sobre el revestimiento según la dirección longitudinal del fuselaje, permitiendo su presencia el adelgazamiento del revestimiento de la estructura del fuselaje, aligerándose así el peso del conjunto de
3 O la estructura. Además, existen otros elementos estructurales en la aeronave, denominados vigas, que trabajan a flexión y a torsión, en determinadas zonas de la aeronave, por ejemplo zonas de introducción de cargas, aperturas en el fuselaje (pe: puertas de mantenimiento). En la actualidad, es cada vez más frecuente la utilización de materiales compuestos en
3 5 estructuras aeronáuticas, de tal forma que se aligere el peso de las citadas estructuras, lo que repercute positivamente en el peso global de la aeronave. Así, los elementos
1 O
2 O
2 5
3 O
estructurales citados anteriormente, larguerillos y cuadernas, se realizan principalmente en material compuesto. De este modo, los larguerillos en particular tienen en muchas ocasiones forma en sección de omega, la cual consigue separar del centro de gravedad la parte de la estructura que más contribuye al cálculo del momento de inercia de dicha estructura, consiguiéndose de este modo un larguerillo de mayor rigidez. En algunas zonas de la estructura interior del fuselaje de la aeronave aparecen aberturas o huecos necesarios para el paso o colocación de otros elementos de la aeronave, mantenimiento, etc. Alrededor de estas zonas, al haberse debilitado la estructura del fuselaje, y haber disminuido la rigidez estructural local en gran medida, es necesario que los elementos estructurales, larguerillos o vigas, tengan una mayor rigidez en dichas zonas, para lo cual se suelen utilizar larguerillos o vigas que aumentan la rigidez de las citadas zonas, aumentándose así la rigidez estructural local de las mismas. Esto hace que muy frecuentemente estos larguerillos o vigas tengan una sección en T o 1, típicamente. Hasta ahora, y según la técnica conocida, al estar los larguerillos realizados principalmente con sección en T, el unir este larguerillo en T con una viga o un larguerillo en T o en 1no planteaba dificultades, al ser en muchas ocasiones coplanares las dos almas de ambos elementos. Sin embargo, y según se ha explicado anteriormente, el problema se plantea cuando se pretende realizar la unión de un larguerillo con sección en forma de omega con otro elemento estructural, ya sea éste otro larguerillo, o bien una viga, con una sección
diferente, típicamente una sección en T o en l.
Según una primera aproximación conocida, se resuelve este problema mediante la utilización de piezas de unión que dan continuidad a ambas secciones, elemento a elemento. Estas soluciones plantean el inconveniente de que las piezas de unión a emplear presentan habitualmente geometría muy compleja, con lo que son muy difíciles de fabricar, siendo además de extrema dificultad su unión o ensamblaje, al ser necesario en muchas ocasiones utilizar suplementos para la unión de múltiples caras de apoyo. Además, en ocasiones no es posible la utilización de estos suplementos por limitaciones de montaje, al ser los huecos a cubrir superiores a los límites para la posibilidad de aplicación de un sellante líquido (típicamente, alrededor de 0,5 mm). La presente invención ofrece una solución a los problemas anteriormente mencionados.
SUMARIO DE LA INVENCION
Así, la presente invención se refiere a la unión de elementos estructurales de aeronave, estando dichos elementos realizados en material compuesto o en metal, en particular a la unión de un elemento estructural con una sección en forma de omega con otro elemento estructural con una sección de forma diferente, típicamente en forma de T o l. La unión de estos elementos estructurales con diferente sección comprende al menos
5 dos elementos de unión en forma de angular que se unen con la faldilla exterior de los elementos estructurales, de tal modo que esta unión consigue que el paso de sección se realice de forma continua, mediante elementos sencillos en su fabricación y montaje, gracias a su simplicidad geométrica.
Las piezas de unión en forma de angular tienen secciones en forma de L, C ó J,
1 O preferiblemente. Algunas de las ventajas que presenta esta unión de elementos estructurales son las siguientes:
al ser sencillos los elementos de unión en forma de angular, se pueden adoptar varios métodos de fabricación de los mismos (chapa doblada, mecanizada,
15 material compuesto);

el montaje de esta unión de elementos estructurales con un cambio de sección es de una gran flexibilidad, permitiendo absorber las tolerancias de la unión
(montaje, posicionamiento, fabricación);
el reparto de cargas entre los elementos estructurales y los elementos
2 O de unión es óptimo.
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.
DESCRIPCION DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra un esquema de la unión de elementos estructurales con cambio de sección, según la técnica conocida.
3 O Las Figuras 2a, y 2b muestran varias vistas de la unión de elementos estructurales según la invención, en la que un elemento estructural tiene sección en omega y otro tiene sección en l. La Figura 3 muestra en esquema la unión de elementos estructurales según la invención, en la que un elemento estructural tiene sección en omega y otro tiene
3 5 sección en T.
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION
En las estructuras aeronáuticas se está implantando de forma cada vez más amplia la utilización de elementos estructurales, en particular larguerillos 1, con sección
5 típicamente en omega, debido a la gran rigidez y bajo peso que presentan estructuras de este tipo, realizadas en la actualidad en material compuesto en la mayoría de los casos, si bien estos elementos pueden también ser metálicos. En muchas ocasiones es necesario dar continuidad a la unión de un elemento estructural de aeronave (particularmente un larguerillo 1) con otro elemento estructural
10 10, ya sea éste una viga o un larguerillo, que tiene una sección diferente (por ejemplo, un larguerillo 1 con sección en omega que se une a una viga o larguerillo 10 con sección en 1, Figuras 2a , 2b o con sección en T, Figura 3). Así, la presente invención se refiere a la unión de elementos estructurales de aeronave, en particular elementos estructurales de aeronave realizados en material compuesto, tal
15 que uno de estos elementos, en particular un larguerillo 1, tiene una sección en forma de omega, teniendo el otro elemento estructural, larguerillo o viga 10, una sección diferente, típicamente en forma de T o 1. Habitualmente, estos cambios de sección ocurren alrededor de una zona que es necesario reforzar, como una abertura, una zona de introducción de carga local, etc .. La unión según la invención de los elementos 1 y
2 O 10 comprende al menos dos elementos de unión 4 en forma de angular que se unen con la faldilla exterior 5 de los elementos estructurales (Figuras 2a y 2b), de tal modo que consiguen que el paso de sección se realice de forma continua.
Las piezas de unión 4 en forma de angular tienen secciones en forma de L, C ó
J, preferiblemente. Además, y de manera también preferible, estas piezas 4 van

25 dispuestas mediante remaches 6 sobre las faldillas exteriores 5 de los elementos estructurales 1 y 10 en cuestión, a los que se pretende dar continuidad. Las piezas de unión 4 pueden ser de material compuesto o bien metálicas, dependiendo de los requerimientos de cargas a soportar, y del material de los elementos estructurales 1 y 10 entre otros.
3 O Algunas de las ventajas que presenta la unión de estos elementos estructurales según la invención son las siguientes:
al ser sencillos los elementos de unión 4 en forma de angular, se pueden adoptar varios métodos de fabricación de los mismos: laminado o RTM (Resin Transfer Molding) de CFRP (Carbon Fiber Reinforced Polymer), si los elementos
35 estructurales son de material compuesto, y doblado o mecanizado de metal, en el caso de que los elementos estructurales sean metálicos;
el montaje de la unión de los elementos estructurales 1 y 10 en los que
se realiza el cambio de sección anteriormente indicado, es de una gran flexibilidad,
permitiendo absorber las tolerancias de la unión (montaje, posicionamiento,
fabricación);
5
el reparto de cargas entre los elementos estructurales 1 y 1 O y los
elementos de unión 4 es óptimo.
El paso de las cargas de manera efectiva, a través de la unión, se consigue
disminuyendo el área efectiva del alma y cabeza de los elementos estructurales 1 y 1 O,
las cargas (cortadura, tracción o compresión) se dirigen a la faldilla exterior 5 de unión
1 O
de los elementos estructurales 1 y 1 O al revestimiento de la aeronave, pasando las
citadas cargas a través del revestimiento por medio de remaches 6 preferiblemente, al
tiempo que los elementos de unión 4 soportan y dan continuidad a las cargas de flexión
y torsión. Existe también la posibilidad de que la unión de los elementos de unión 4 a la
faldilla exterior 5 de los elementos estructurales 1 y 1 Ose realice mediante pegado.
15
Otras soluciones conocidas pretenden dar continuidad elemento a elemento (alma
alma, cabeza-cabeza, faldilla-faldilla) lo que conlleva en la mayor parte de las ocasiones
a piezas de geometría muy compleja, difíciles de fabricar y ensamblar, con múltiples
caras de apoyo que pueden llevar a la utilización de suplementos, no siendo la
utilización de estos suplementos posible en muchas ocasiones (ver Figura 1 ).
2 O
Los elementos de unión 4 en forma de angular se disponen de tal modo que queden
sustancialmente alineados con los planos de referencia principales de los elementos
estructurales 1 y 1 O.
En las realizaciones preferentes que acabamos de describir pueden introducirse
aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes
2 5
reivindicaciones.

Claims (7)

  1. REIVINDICACIONES

  2. 1. Unión de elemento estructural (1) de aeronave que tiene una sección en forma de omega con otro elemento estructural de aeronave (1 O) que tiene una sección 5 diferente, caracterizado porque la citada unión de estos elementos estructurales (1, 1O) con diferente sección comprende al menos dos elementos de unión (4) en forma de angular que se unen con la faldilla exterior (5) de los elementos estructurales (1, 1 0), de tal modo que esta unión consigue que el paso de sección se realice de forma continua, mediante elementos (4) sencillos en su fabricación y montaje, gracias a su simplicidad
    1 O geométrica, siendo además el montaje de esta unión de elementos estructurales (1, 1O) con un cambio de sección de una gran flexibilidad, permitiendo absorber las tolerancias de la unión, y consiguiendo que el reparto de cargas entre los elementos estructurales (1, 1O) y los elementos de unión (4) sea óptimo.

    15 2. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según la reivindicación 1, en el que el citado elemento (1) con sección en forma de omega es un larguerillo (1 ).

  3. 3. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según cualquiera de las
    reivindicaciones anteriores, en el que el elemento estructural (1 O) es una viga o un
    2 O larguerillo de la aeronave.
  4. 4. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el elemento estructural (1 O) tiene una sección en forma de 1 ó en forma de T.

  5. 5. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular tienen secciones en forma deL, C ó J.
    30 6. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular van dispuestos mediante remaches (6) sobre la faldilla exterior (5) de los elementos (1, 1 0).
    35 7. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular van
    pegados sobre la faldilla exterior (5) de los elementos (1, 1 0).
  6. 8. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según cualquiera de las
    reivindicaciones anteriores, siendo el elemento (1) con sección en forma de omega y el 5 elemento (1 O) con sección diferente de material compuesto.
  7. 9. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-7, siendo el elemento (1) con sección en forma de omega y el elemento (1 O) con sección diferente, metálicos.
    10 1O. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según la reivindicación 8, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular se fabrican mediante laminado o RTM de CFRP.
    15 11. Unión de elemento estructural (1) de aeronave según la reivindicación 9, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular se fabrican mediante doblado o mecanizado de metal.
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