ES2387854B1 - Estructura interna de aeronave en material compuesto. - Google Patents

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Abstract

Estructura interna de aeronave que comprende un revestimiento (1) de material compuesto, unos larguerillos (2) de material compuesto integrados al interior del citado revestimiento (1 ), y unas cuadernas (3) de material compuesto, comprendiendo el revestimiento (1) unas zonas (4) en las cuales su espesor (20) es superior al espesor (10) que dicho revestimiento (1) tiene en el resto de su sección, estando los larguerillos (2) integrados sobre estas zonas (4) del revestimiento (1), consiguiéndose con esta disposición que la línea de interfase (5) de la unión de los larguerillos (2) con el revestimiento (1) quede aislada de la zona del revestimiento (1) que tiene un espesor (10).

Description

ESTRUCTURA INTERNA DE AERONAVE EN MATERIAL COMPUESTO
CAMPO DE LA INVENCIÓN
5
La presente invención se refiere a una estructura interna de una
aeronave realizada en material compuesto, en particular para fuselajes de
estructuras aeronáuticas.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
10
De todos es sabido que las estructuras aeronáuticas están diseñadas
buscando la optimización de las mismas para mínimo peso cumpliendo criterios
de resistencia y rigidez. Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez
más extendido de los materiales compuestos en estructuras primarias ya que,
15
aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se puede
conseguir un importante ahorro en peso frente a un diseño en material metálico,
además de otra serie de ventajas.
Se habla de una estructura integrada cuando los distintos elementos que
la componen están fabricados a la vez en un solo proceso: ésta es otra ventaja
2 o
del uso de los materiales compuestos. Esta característica conduce al ahorro en
costes de las estructuras realizadas en material compuesto, ya que se reduce
enormemente el número de piezas individuales que es preciso ensamblar,
siendo éste un requisito esencial a la hora de competir en el mercado.
Las estructuras internas de aeronave que conforman el fuselaje de la
2 5
misma comprenden paneles de revestimiento, larguerillos y cuadernas. El
revestimiento se rigidiza longitudinalmente mediante los larguerillos, al tiempo
que se busca la optimización en peso del mencionado revestimiento. Las
cuadernas impiden la inestabilidad general del fuselaje, ayudando además a la
optimización del revestimiento, al tiempo que sirven para transmitir entradas
3 o
locales de cargas al conjunto de la estructura.
Los revestimientos de fuselaje de aeronave conocidos realizados en
material compuesto integran los larguerillos al mencionado revestimiento
mediante un procedimiento de co-pegado o de co-curado. En dichos
revestimientos conocidos, las cuadernas se remachan a dicho revestimiento.
5
El revestimiento puede fabricarse en una sola pieza que cubra los 360°
(denominado fuselaje "one-shot'), siendo este fuselaje cónico o cilíndrico, o
puede fabricarse por separado en varios paneles, que posteriormente se unirán
mecánicamente (denominada solución en paneles o panelizada). En ambos
casos, los larguerillos pueden ir tanto ca-pegados como ca-curados a la piel
1 o
interior del revestimiento, de tal forma que se obtenga finalmente un conjunto
integrado, formado por el revestimiento y los larguerillos, que no tenga uniones
remachadas. Las cuadernas, sin embargo, se unen al conjunto anterior
mediante remaches al revestimiento.
Con el fin de lograr una mayor optimización del revestimiento en peso,
15
los diseños actuales buscan condiciones de "post-pandeo" antes de alcanzar
carga última, entendiéndose por post-pandeo el estadio recuperable de la
estructura entre el pandeo y el colapso o rotura. De este modo, los diseños
actuales permiten el pandeo local del revestimiento entre larguerillos antes de
alcanzar carga última. Dicha capacidad de post-pandeo está limitada a ciertos
2 o
niveles de carga, por debajo de los cuales no se permite el pandeo, con el fin
de evitar problemas de despegado de los larguerillos, que van ca-pegados o ca-
curados al revestimiento. Esto limita la optimización en peso de la estructura.
Sería por tanto deseable proporcionar una estructura de revestimiento
con larguerillos integrados que incrementase la capacidad de post-pandeo de la
2 5
misma, de tal modo que la mencionada estructura tuviera una mayor
optimización en peso que las estructuras conocidas.
La presente invención está orientada a proporcionar una solución en este
sentido.
3 o
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a una estructura interna de una Las ventajas principales conseguidas por la presente invención son las
aeronave realizada en material compuesto, en particular para fuselajes de
estructuras aeronáuticas, que comprende un revestimiento de material
compuesto, unos larguerillos integrados mediante co-pegado o co-curado al
5
interior del revestimiento anterior, y unas cuadernas que van remachadas o bien
integradas mediante co-pegado o co-curado al interior del mencionado
revestimiento. El revestimiento a su vez comprende zonas de sobreespesor en
forma de pistas o cinturones, en las cuales el espesor del revestimiento es
superior al espesor que dicho revestimiento tiene en el resto de su sección.
1 o
Sobre estas zonas de mayor espesor van integrados los larguerillos al
revestimiento, mediante un proceso de co-pegado o de co-curado. Se consigue
así aislar la línea de interfase de unión del larguerillo al revestimiento con
respecto a la zona del revestimiento en la cual tiene lugar el pandeo del mismo.
La estructura interna anterior de la aeronave consigue un diseño en el
15
cual se aumenta su capacidad de post-pandeo, permitiéndose de este modo un
pandeo de la zona del revestimiento localizada entre larguerillos superior al
permitido mediante un revestimiento que no comprenda las zonas de mayor
espesor, sin que se produzca el despegado de los larguerillos del revestimiento
sobre el que van dispuestos, gracias a que la línea de interfase de unión de
2 o
dichos larguerillos con el interior del revestimiento está separada o aislada de la
zona del revestimiento que sufre el pandeo.
Las zonas del revestimiento en las cuales el espesor del mismo es
superior al espesor que dicho revestimiento tiene en el resto de su sección,
pueden estar situadas en la zona de unión de los larguerillos al revestimiento,
2 5
en la zona de unión de las cuadernas al mencionado revestimiento o fuera de
las zonas de unión larguerillos-revestimiento y cuadernas-revestimiento, de
forma aislada en el propio revestimiento, según se detallará más adelante.
Las soluciones anteriormente mencionadas de la invención son válidas
tanto en el caso de que las cuadernas estén remachadas al revestimiento, o
30
bien vayan integradas (co-pegado o co-curado) al mismo.
5
siguientes: el diseño de la estructura interna es más integrado, con una mayor optimización en peso, y proporcionando una estructura más tolerante al daño, al tiempo que esta estructura ahorra costes al combinar grandes sábanas de revestimiento base para conseguir la configuración final de la estructura.
1 o
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.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
15
Las Figuras 1 a, 1 b y 1 e muestran en esquema los elementos que forman
la
estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material
compuesto, según una primera realización de la presente invención.
Las Figuras 2a, 2b y 2c muestran en esquema los elementos que forman
la
estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material
2 o
compuesto, según una segunda realización de la presente invención.
Las Figuras 3a, 3b y 3c
muestran en esquema la disposición de las
zonas del revestimiento que tienen un mayor espesor en las zonas de cruce de
las mismas,
en el seno de la estructura interna del fuselaje de una aeronave
realizada en material compuesto, según la presente invención.
25
Las Figuras 4a a 4f muestran en esquema la disposición de las zonas del
revestimiento
que tienen una mayor espesor, en la estructura interna del
fuselaje de
una aeronave realizada en material compuesto, según diversas
realizaciones de la presente invención.
Las Figuras 5a, 5b y 5c
muestran en esquema la disposición de las
3 o
zonas del revestimiento que tienen un mayor espesor, en el seno de la
estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material
compuesto, según una variante de la presente invención.
Las Figuras 6a, 6b y 6c muestran en esquema la disposición de las
zonas del revestimiento que tienen un mayor espesor, en el seno de la
5
estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material
compuesto, según otra variante de la presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
1 o
La presente invención se refiere a la estructura interna del fuselaje de
una aeronave realizada en material compuesto. Esta estructura comprende un
revestimiento 1 de material compuesto, unos larguerillos 2 integrados mediante
co-pegado o co-curado al revestimiento 1, y unas cuadernas 3. Las cuadernas 3
pueden ir remachadas o bien integradas mediante co-pegado o co-curado al
15
revestimiento 1 de la estructura. El revestimiento 1 comprende unas zonas 4 en
las cuales el espesor 20 del revestimiento 1 es superior al espesor 1 O que dicho
revestimiento 1 tiene en el resto de su sección (ver Figuras 1 e y 2c). Según una
realización preferida, sobre estas zonas 4 van integrados los larguerillos 2 al
revestimiento 1, mediante un proceso de co-pegado o de co-curado. Con esta
2 o
disposición se consigue que la línea de interfase 5 de la unión de los
larguerillos 2 con el revestimiento 1 esté lo más alejada posible de la zona del
revestimiento 1 que tiene un espesor 1 O, que es la zona de dicho revestimiento
1 que sufre pandeo.
La estructura anterior permite un pandeo del revestimiento 1 situado
2 5
entre los larguerillos 2, sin que los larguerillos 2 se despeguen del revestimiento
1, superior al que se consigue mediante un revestimiento 1 que no comprende
las zonas 4 de mayor espesor.
Las zonas 4 anteriores pueden estar situadas en la zona 6 de unión de
los larguerillos 2 al revestimiento 1, y en la zona 7 de unión de las cuadernas 3
3 o
al revestimiento 1, situándose dichas zonas 4 paralelas a la dirección del
componente estructural que soportan, larguerillo 2 o cuaderna 3, según se
muestra en la Figura 2c. Además, estas zonas 4 pueden también estar situadas
fuera de las zonas de unión larguerillos 2 -revestimiento 1 y cuadernas 3 -
revestimiento 1, estando dispuestas de forma aislada en el propio revestimiento
1. Así, existen diversas posibilidades: además de existir zonas 4 de refuerzo en
5
la dirección de los larguerillos 2 y en la dirección de las cuadernas 3 (Figura
4b), estas zonas 4 de refuerzo pueden localizarse en diagonal (Figura 4c); en
diagonal, sobre larguerillos 2 y cuadernas 3 (Figura 4d); en diagonal y sobre
larguerillos 2 (Figura 4e); en diagonal y sobre cuadernas 3 (Figura 4f); y otros.
El revestimiento 1 de la estructura de la invención es aplicable tanto a
1 o
fuselajes de una sola pieza en 360 grados como a fuselajes fabricados en
varios paneles del mencionado revestimiento 1. El material compuesto que
conforma la estructura puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con
resina de material termoestable o termoplástico.
Si bien el principal campo de aplicación de la estructura de la invención
15
son fuselajes de estructuras aeronáuticas, también se puede aplicar a otras
estructuras con características similares, como por ejemplo cajones de torsión
de la aeronave.
La invención consigue optimizar el diseño del revestimiento 1 de material
compuesto incrementando la capacidad de post-pandeo del mismo mediante las
2 o
zonas 4 de mayor espesor, las cuales se consiguen mediante la integración de
capas de material compuesto del mismo material que el del revestimiento 1, en
el seno del propio revestimiento 1, consiguiéndose un laminado integrado
(Figura 2c). Otra posibilidad de conseguir un sobreespesor en las zonas 4 del
revestimiento 1, aparte de capa a capa según se ha comentado (laminado
25
integrado), es mediante la utilización de parches 30 de fibra de carbono
integrados dentro del propio revestimiento 1. En ambos casos, estas zonas 4
aíslan lo máximo posible la línea de interfase 5 del larguerillo 2 con el
revestimiento 1.
La invención aquí descrita es aplicable tanto a materiales pre-
3 o
impregnados como a materiales de fibra seca, pudiéndose utilizar en este último
caso procesos de infusión de resina para su fabricación.
Así, la estructura de la invención tiene todas las ventajas de una
estructura integrada, más óptima en peso y con mayor capacidad de tolerancia
al daño, al comprender zonas de contención dadas por las zonas 4 de mayor
espesor. La invención puede aplicarse a cualquier tipo o forma de larguerillo 2 y
5
a cualquier tipo o forma de cuaderna 3.
De este modo, la configuración final del revestimiento 1 de la invención
es básicamente un conjunto de cinturones constituidos por las zonas 4
integrados en el revestimiento 1.
Típicamente, según se muestra en las Figuras 3a a 3c, el cruce entre las
1 o
zonas 4 de mayor espesor del revestimiento 1 en el seno de la estructura de la
aeronave se realiza cortando de forma alternada las capas de refuerzo en
zonas 4 de mayor espesor. Esta solución de cruce de sobreespesores no es
única, pudiéndose definir otras soluciones de cruce en las que el número de
telas cortadas predomine más en una dirección que en la otra, pudiéndose
15
llegar al extremo en el que todas las telas que conforman el sobreespesor en
una dirección se corten al llegar al cruce (Figuras 5a, 5b y 5c).
Otra de las opciones de realización del cruce de telas anteriormente
mencionado aparece reflejada en las Figuras 6a, 6b y 6c, en las cuales se
observa que todas las telas que conforman el sobreespesor continúan sin
2 o
cortarse entre ellas.
En las realizaciones que acabamos de describir pueden introducirse
aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las
siguientes reivindicaciones.

Claims (8)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Estructura interna de aeronave que comprende un revestimiento (1) de
    5
    material compuesto, unos larguerillos (2) de material compuesto integrados al
    interior del citado revestimiento (1 ), y unas cuadernas (3) de material
    compuesto, caracterizado porque el revestimiento (1) comprende unas zonas
    (4) en las cuales su espesor (20) es superior al espesor (1 O) que dicho
    revestimiento (1) tiene en el resto de su sección, estando los larguerillos (2)
    1 o
    integrados sobre estas zonas (4) del revestimiento (1 ), consiguiéndose con esta
    disposición que la línea de interfase (5) de la unión de los larguerillos (2) con el
    revestimiento (1) quede aislada de la zona del revestimiento (1) que tiene un
    espesor (1 0).
    15
    2. Estructura interna de aeronave según la reivindicación 1, en la cual las zonas
    (4) de mayor espesor del revestimiento (1) están dispuestas en la zona del
    revestimiento (1) sobre la cual se colocan los larguerillos (2), estando además
    estas zonas (4) dispuestas de forma paralela a la dirección de los mencionados
    larguerillos (2).
    20
  2. 3. Estructura interna de aeronave según la reivindicación 1, en la cual las zonas
    (4) de mayor espesor del revestimiento (1) están dispuestas en la zona del
    revestimiento (1) sobre la cual se colocan las cuadernas (3), estando además
    estas zonas (4) dispuestas de forma paralela a la dirección de las mencionadas
    2 5
    cuadernas (3).
  3. 4. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
    anteriores, en la cual las zonas (4) de mayor espesor se consiguen mediante la
    integración de capas de material compuesto del mismo material que el del
    3 o
    revestimiento (1 ), en el seno del propio revestimiento (1 ), consiguiéndose un
    laminado integrado.
  4. 5. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la cual las zonas (4) de mayor espesor se consiguen mediante la utilización de parches (30) de material compuesto del mismo material que el del
    5 revestimiento (1 ), estando estos parches (30) integrados dentro del propio revestimiento (1 ).
  5. 6. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual el cruce entre las zonas (4) de mayor espesor del
    1 o revestimiento (1) en el seno de la estructura de la aeronave se realiza cortando de forma alternada las capas de refuerzo en zonas (4) de mayor espesor.
  6. 7. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a
    5, en la cual las zonas (4) de mayor espesor del revestimiento (1) predomina 15 más en una dirección que en la otra.
  7. 8. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual los larguerillos (2) están ca-pegados o ca-curados sobre el interior del revestimiento (1 ).
  8. 9. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual las cuadernas (3) están ca-pegadas o ca-curadas o remachadas sobre el interior del revestimiento (1 ).
    2 5 1O. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual el material compuesto del revestimiento (1 ), larguerillos
    (2) y cuadernas (3) es fibra de carbono con resina de material termoestable o de material termoplástico.

    3 o 11. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-9, en la cual el material compuesto del revestimiento (1 ), larguerillos (2) y
    cuadernas (3) es fibra de vidrio con resina de material termoestable o de material termoplástico.
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