ES2396843A1 - Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza intermedia. - Google Patents

Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza intermedia. Download PDF

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Abstract

Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza intermedia, tales como un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque del ala realizados con material compuesto, teniendo el primer componente (11) un escalón de manera que incluye una primera área (13) de superficie aerodinámica y una segunda área (17) en la que tiene lugar la unión con el segundo componente (21), teniendo el segundo componente (21) una superficie (23) también perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, en la que una pieza intermedia (31), hecha de un material compuesto o un material plástico y con una forma apropiada para mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave en la interfaz de dichos componentes (11, 21) así como para rellenar el hueco (25) entre dichos componentes (11, 21), se une al primer componente (11).

Description

Disposicion de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza intermedia
CAMPO DE LA INVENCIÓN
Esta invención se refiere a una disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave con una forma aerodinámica y, más en particular, a una disposición de interfaz para mantener la continuidad de la forma aerodinámica en la interfaz.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la industria aeronáutica y por ello se tiende actualmente al uso de materiales compuestos en lugar de materiales metálicos en las estructuras aeronáuticas con formas aerodinámicas tal como las superficies sustentadoras y los fuselajes.
Los materiales compuestos más utilizados en la industria aeronáutica son los consistentes en fibras o haces de fibra embebidos en una matriz de resina termoestable o termoplástica, en forma de material preimpregnado ó "prepeg". Sus principales ventajas se refieren a:
-
Su elevada resistencia específica respecto a los materiales metálicos. Se trata de la ecuación resistencia/peso.
- Su excelente comportamiento ante cargas de fatiga.
-
Las posibilidades de optimización estructural debidas a la anisotropía del material y la posibilidad de combinar fibras con diferentes orientaciones, permitiendo el diseño de elementos con diferentes propiedades mecánicas, ajustadas a las diferentes necesidades en términos de cargas aplicadas.
La estructura principal de las superficies sustentadoras de una aeronave está constituida por un borde de ataque, un cajón de torsión, un borde de salida, una raíz de unión y una punta. El cajón de torsión está constituido por varios elementos estructurales: revestimientos superior e inferior rigidizados por larguerillos por un lado, largueros y costillas por otro lado. Los elementos estructurales que forman un cajón de torsión se fabrican, típicamente, por separado y se unen con la ayuda de un utillaje complicado para alcanzar las tolerancias requeridas que vienen dadas por lo requerimientos aerodinámicos, estructurales y de ensamblaje.
La interfaz entre aquellos componentes cuya superficie exterior pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave tales como un revestimiento y un panel del borde de ataque en el caso de una superficie sustentadora debe estar dispuesta de conformidad con los requerimientos aerodinámicos en términos de continuidad, suavidad y resistencia en el área de la interfaz.
En la técnica anterior es bien conocido el uso de sellantes aerodinámicos de alisado cubiertos con una capa de pintura para sellar los huecos generados en dicha interfaz. Estos sellantes son típicamente pastas no curadas apropiadas para su aplicación con espátula ó con una pistola de extrusión. Pueden curar a baja temperatura y tienen una buena adhesión con los sustratos comunes de las aeronaves. Sin embargo, cuando los huecos tienen ciertas dimensiones la aplicación y mantenimientos de dichos sellantes presenta ciertos problemas tales como agrietamiento, aflojamiento y desprendimiento. Estos problemas surgen más frecuentemente cuando los componentes unidos son piezas de material compuestos porque sus uniones implican normalmente mayores huecos que las interfaces metálicas.
Esta invención está orientada a la solución de este problema.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Un objetivo de la presente invención es proporcionar una disposición de interfaz suave entre componentes de una estructura aeronáutica con una forma aerodinámica que asegure la continuidad de la forma aerodinámica en el área de interfaz, así como un fácil mantenimiento, rellenando el hueco asociado a la interfaz.
Otro objetivo de la presente invención es proporcionar una disposición de interfaz entre componentes de una estructura aeronáutica con una forma aerodinámica que asegure la continuidad de la forma aerodinámica en el área de interfaz reduciendo significativamente la cantidad de sellante aerodinámico de alisado aplicado para sellar el hueco asociado a la interfaz.
En un aspecto, estos y otros objetivos se consiguen con una disposición de interfaz entre un primer componente y un segundo componente de una estructura de aeronave con una forma aerodinámica, estando realizados ambos componentes con material compuesto, teniendo el primer componente un escalón de manera que incluye una primera área cuya superficie pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área en la que tiene lugar la unión con el segundo componente, teniendo el segundo componente una superficie perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, en la que una pieza intermedia, con una forma apropiada para mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave en la interfaz de dichos componentes así como para rellenar el hueco esperado entre dichos componentes, se une al primer componente.
En una realización preferente el hueco relleno con dicha pieza intermedia tiene una anchura W comprendida entre 10-15 mm y una altura H mayor de 3 mm. Se consigue con ello una disposición de interfaz aplicable a muchas estructuras de aeronave.
En otra realización preferente dicha pieza intermedia es una pieza con forma de cuña. Se consigue con ello una forma apropiada para muchas disposiciones de interfaz entre componentes de una estructura aeronáutica con una forma aerodinámica.
En otra realización preferente, se usa un sellante aerodinámico de alisado para rellenar los huecos que quedan entre dichos componentes. Se consigue con ello una disposición de interfaz que permite un margen de tolerancia entre el primer componente, con la pieza intermedia unida a él, y el segundo componente lo que facilita su ensamblaje.
En otra realización preferente dicha pieza intermedia está hecha con un material compuesto. Se consigue con ello una disposición de interfaz que permite un buen acabado superficial en la interfaz.
En otra realización preferente dicha pieza intermedia está hecha con un material plástico, preferentemente poliuretano. Se consigue con ello una disposición que interfaz que permite un fácil ensamblaje de todos los componentes.
En otro aspecto, los objetivos mencionados anteriormente se consiguen, cuando la parte intermedia está hecha con un material compuesto, con un procedimiento para llevar a cabo la disposición de interfaz mencionada anteriormente que comprende pasos de: a) unir la pieza intermedia al primer componente bien mediante co-curado o mediante co-pegado; b) unir el segundo componente al primer componente; c) rellenar cualquier hueco que quede con un sellante aerodinámico de alisado.
En otro aspecto, los objetivos mencionados anteriormente se consiguen, cuando la parte intermedia está hecha con un material plástico, con un procedimiento para llevar a cabo la disposición de interfaz mencionada anteriormente que comprende pasos de: a) pegar la pieza intermedia al primer componente en la Línea Final de Ensamblaje; b) rellenar cualquier hueco que quede con un sellante aerodinámico de alisado.
Un campo particular de aplicación de la presente invención es la interfaz entre un revestimiento y un panel del borde de ataque o un panel del borde de salida en una superficie sustentadora de una aeronave tal como un ala
o un estabilizador horizontal de cola.
Otro campo particular de aplicación de la presente invención es la interfaz entre secciones circunferenciales de un fuselaje de aeronave.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 es una vista en sección transversal de una disposición de interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de un ala mostrando un hueco entre sus superficies aerodinámicas.
La Figura 2 es una vista en sección transversal de una pieza intermedia con forma de cuña, hecha de material compuesto o de material plástico, que se usa en una disposición de interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de un ala según la presente invención.
La Figura 3 es una vista en sección transversal de una disposición de interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de un ala según la presente invención.
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION
Sigue a continuación una descripción detallada de la invención para una disposición de interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de ala.
La estructura principal de las superficies sustentadoras de una aeronave está constituida por un borde de ataque, un cajón de torsión, un borde de salida, una raíz de unión y una punta. El cajón de torsión está constituido estructuralmente por largueros, costillas y unos revestimientos superior e inferior rigidizados por larguerillos. Los revestimientos superior e inferior se unen a paneles del borde de ataque y del borde de salida para formar las superficies aerodinámicas superior e inferior del ala.
La Figura 1 muestra la disposición de interfaz típica entre un revestimiento de ala 11 que se extiende por delante del larguero frontal 19 y un panel del borde de ataque de ala. El revestimiento del ala 11 tiene un escalón de manera que la superficie 15 de la primera área 13 pertenece a la forma aerodinámica del ala y la segunda área 17 es el área donde tiene lugar la unión con el panel del borde de ataque 21 que se lleva a cabo por medio habitualmente de, al menos, una fila de bulones situados en la posición indicada por la línea 24. La superficie 23 del panel de borde de ataque 21 también pertenece a la forma aerodinámica del ala.
Esta disposición de interfaz crea un hueco 25 de anchura W y altura H que no puede ser sellado satisfactoriamente usando un sellante aerodinámico de alisado cuando H es mayor de 10 mm. Por otro lado, dicho sellante presenta varios problemas de mantenimiento debidos a ciertos defectos (particularmente el agrietamiento) o a su despegue del revestimiento del ala 11.
Según la presente invención, el hueco 25 se rellena con una pieza intermedia 31, que en la realización preferente mostrada en las Figuras 2 y 3 es una pieza intermedia con forma de cuña hecha de material compuesto que se une al revestimiento del ala 11 previamente a su unión con el panel del borde de ataque 21.
Como se ilustra en la Figura 3 la pieza intermedia con forma de cuña 31 tiene una forma apropiada para rellenar el hueco 25 (cuya forma viene determinada por las características geométricas del revestimiento del ala 11) dejando un pequeño hueco 26 como margen de tolerancia para la interfaz con el panel del borde de ataque 21 que se rellena con un sellante aerodinámico de alisado.
En una realización preferente, el hueco 25 rellenado con dicha pieza intermedia 31 tiene una anchura W comprendida entre 10-15 mm y una altura H mayor de 3 mm.
El procedimiento para llevar a cabo la disposición de unión de la presente invención, usando una pieza intermedia 31 hecha con material compuesto, comprende un primer paso en el que la pieza intermedia 31 se une al revestimiento del ala 11 bien mediante co-curado o bien mediante co-pegado, un segundo paso en el que se une el panel del borde de ataque 21 al revestimiento del ala 11 y, si es necesario, un tercer paso en el que cualquier hueco 26 que quede entre el revestimiento de ala 11 y el panel del borde de ataque 21 se rellena con un sellante aerodinámico de alisado.
En otra realización preferente, la pieza intermedia 31 está hecha de material plástico, preferentemente poliuretano. En este caso, la pieza intermedia se pega al revestimiento del ala en la Línea Final de Ensamblaje. Como en el caso anterior cualquier hueco 26 que quede entre el revestimiento de ala 11 y el panel del borde de ataque 21 se rellena con un sellante aerodinámico de alisado.
Las necesidades de mantenimiento de esta disposición de unión son mínimas porque solamente se usa el sellante aerodinámico de alisado para sellar un hueco muy pequeño, reduciendo al mínimo los riesgos de agrietamiento, aflojamiento y desprendimiento.
Por otra parte esta disposición de interfaz permite un acabado superficial de la interfaz más uniforme y estético debido a la unión química entre el revestimiento del ala 11 y la pieza intermedia 31 que permite, particularmente, que se les aplique la pintura al mismo tiempo.
Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones siguientes.

Claims (15)

  1. REIVINDICACIONES
    1.- Disposición de interfaz entre un primer componente (11) y un segundo componente (21) de una estructura de aeronave con una forma aerodinámica, estando realizados ambos componentes con material compuesto, teniendo el primer componente (11) un escalón de manera que incluye una primera área (13) cuya superficie (15) pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área (17) en la que tiene lugar la unión con el segundo componente (21), teniendo el segundo componente (21) una superficie (23) perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, caracterizado porque una pieza intermedia (31), con una forma apropiada para mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave en la interfaz de dichos componentes (11, 21) así como para rellenar el hueco (25) esperado entre dichos componentes (11, 21), se une al primer componente (11).
  2. 2.- Disposición de interfaz según la reivindicación 1, en la que el hueco (25) rellenado con dicha pieza intermedia (31) tiene una anchura W comprendida entre 10-15 mm y una altura H mayor de 3 mm.
  3. 3.- Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-2, en la que dicha pieza intermedia
    (31) es una pieza con forma de cuña.
  4. 4.- Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la que se usa un sellante aerodinámico de alisado para sellar cualquier hueco (26) que quede entre dichos componentes (11, 21).
  5. 5.- Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que el primer componente
    (11)
    es un revestimiento y el segundo componente (21) es un panel del borde de ataque de una superficie sustentadora de una aeronave.
  6. 6.- Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que el primer componente
    (11)
    es un revestimiento y el segundo componente (21) es un panel del borde de salida de una superficie sustentadora de una aeronave.
  7. 7.- Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que dichos primer y segundo componentes (11, 21) son secciones circunferenciales del revestimiento de un fuselaje de aeronave.
  8. 8.- Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-7, en el que dicha pieza intermedia
    (31)
    está hecha de un material compuesto.
  9. 9.- Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-7, en el que dicha pieza intermedia
    (31)
    está hecha de un material plástico.
  10. 10.- Disposición de interfaz según la reivindicación 9, en el que dicha pieza intermedia (31) está hecha de poliuretano.
  11. 11.- Procedimiento para llevar a cabo la disposición de interfaz según la reivindicación 8, caracterizado porque comprende pasos de:
    a) unir la pieza intermedia (31) al primer componente (11);
    b) unir el segundo componente (21) al primer componente (11);
    c) rellenar cualquier hueco (26) que quede entre dichos componentes (11, 21) con un sellante aerodinámico de alisado.
  12. 12.- Procedimiento según la reivindicación 11, en la que en dicho paso a) la pieza intermedia (31) se cocura con el primer componente (11).
  13. 13.- Procedimiento según la reivindicación 11, en la que en dicho paso a) la pieza intermedia (31) se copega al primer componente (11).
  14. 14.- Procedimiento para llevar a cabo la disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 910, caracterizado porque comprende pasos de:
    a) pegar la pieza intermedia (31) al primer componente (11) en la Línea Final de Ensamblaje;
    b) rellenar cualquier hueco (26) que quede entre dichos componentes (11, 21) con un sellante aerodinámico de alisado.
    OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS
    N.º solicitud: 201031766
    ESPAÑA
    Fecha de presentación de la solicitud: 30.11.2010
    Fecha de prioridad:
    INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA
    51 Int. Cl : Ver Hoja Adicional
    DOCUMENTOS RELEVANTES
    Categoría
    56 Documentos citados Reivindicaciones afectadas
    X
    WO 2009118548 A2 (AIRBUS UK) 01.10.2009, 1,3-6,8,11-14
    página 4, línea 12 – página 6, línea 28; figuras 5-7.
    X
    FR 2936495 A1 (AIRBUS FRANCE) 02.04.2010, 1,3,7-8
    página 11, línea 13 – página 12, línea 23; página 16, línea 11 – página 19, línea 19; figuras 5-7.
    X
    US 20090294589 A1 (BERRY et al.) 03.12.2009, 1,3-6,8,11
    párrafos [0019]-[0026]; figura 2.
    Categoría de los documentos citados X: de particular relevancia Y: de particular relevancia combinado con otro/s de la misma categoría A: refleja el estado de la técnica O: referido a divulgación no escrita P: publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación de la solicitud E: documento anterior, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud
    El presente informe ha sido realizado • para todas las reivindicaciones • para las reivindicaciones nº:
    Fecha de realización del informe 14.02.2013
    Examinador L. J. Dueñas Campo Página 1/4
    INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA
    Nº de solicitud: 201031766
    CLASIFICACIÓN OBJETO DE LA SOLICITUD B64C3/26 (2006.01)
    B64C3/28 (2006.01) B64C1/12 (2006.01) Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación)
    B64C
    Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos de búsqueda utilizados) EPODOC
    Informe sobre el estado de la técnica Página 2/4
    OPINIÓN ESCRITA
    Nº de solicitud: 201031766
    Fecha de realización de la opinión escrita: 14.02.2013
    Declaración
    Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)
    Reivindicaciones Reivindicaciones 1-14 SÍ NO
    Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)
    Reivindicaciones Reivindicaciones 2, 9-10 1, 3-8, 11-14 SÍ NO
    Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 ley 11/1986).
    Base de la Opinión.
    La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica.
    Informe sobre el estado de la técnica Página 3/4
    OPINIÓN ESCRITA
    Nº de solicitud: 201031766
    1. Documentos considerados.
    A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión.
    Documento
    Número de publicación o identificación Fecha de publicación
    D01
    WO 2009118548 A2 (AIRBUS UK) 01.10.2009
    D02
    FR 2936495 A1 (AIRBUS FRANCE) 02.04.2010
    D03
    US 20090294589 A1 (BERRY et al.) 03.12.2009
  15. 2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del reglamento de ejecución de la ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaración
    El documento D01 presenta, según se establece en el preámbulo de la reivindicación independiente de dispositivo 1, una unión entre dos componentes de recubrimiento de una aeronave, fabricados en material compuesto y un procedimiento de fabricación de tal unión (ver D01; página 2, líneas 4-7). El primer componente (elemento 12) presenta un escalón (zona 33, 46) que separa una primera área (parte 47) que forma parte de la zona aerodinámica externa de la aeronave, y una segunda área (zona 45) en la que se une al segundo componente (elemento 15) mediante una unión desmontable (línea 31); el segundo componente presenta también una zona superficial que forma parte de la zona aerodinámica externa de la aeronave (figura 5). Como continuación, el documento D01 también establece las características técnicas que se citan en la parte caracterizadora de la dicha reivindicación 1. Así, D01 presenta una pieza intermedia (22) con una forma de cuña para mantener la continuidad de la forma aerodinámica en la interfaz de los dos componentes, rellenando el hueco esperado (véase figuras 5-6; página 4, línea 13 -página 6, línea 23). Esto mismo puede argumentarse, mutatis mutandis, a partir del documento D02, especialmente a la vista de las figuras 5-7 y del elemento 40 (ver D02; páginas 16-17; figuras 5-7). También se muestra en el documento D03, párrafos [0025] -[0026], figura 2.
    Las reivindicaciones dependientes de la 1 también son anticipadas por alguno de los documentos citados o bien son cuestiones de diseño obvias para el hombre de la técnica. Así, la reivindicación 2 sería una decisión de diseño. La reivindicación 3 aparece en los tres documentos (ver D01, figuras 5-6, elemento 22; D02, figuras 5-6, elemento 40; D03, figura 2, elemento 208). La reivindicación 4 aparece en D01 (página 6, líneas 22-23), D03 (párrafo [0026], elemento 208). Las reivindicaciones 5 y 6 aparecen en D01 (página 2, línea 11), D03 (párrafo [0020]). La reivindicación 7 aparece en D02 (página 1, líneas 8-11; página 19, líneas 16-19). La reivindicación 8 aparece en los tres documentos (ver D01, página 4, líneas 24-25; D02, página 18, líneas 11-22; D03, párrafo [0025]). Las reivindicaciones 9 y 10 representan un modo de realización obvio de la pieza intermedia.
    En relación con la reivindicación independiente 11, el documento D01 presenta un procedimiento para realizar la disposición de interfaz entre los componentes de la reivindicación 1: unir la pieza intermedia (22) al primer componente (12) (ver página 5, líneas 9-21; figura 6); unir el segundo componente al primer componente (ver página 6, líneas 9-18; figura 5); rellenar el hueco con un sellante apropiado (ver página 6, líneas 22-23). Esto mismo puede argumentarse, mutatis mutandis, a partir del documento D03 (ver párrafos [0025] -[0026], figura 2). El documento D02 no presenta la fase de sellado, aunque sería obvia para el experto en la materia.
    Las reivindicaciones dependientes de la 11 también son anticipadas por alguno de los documentos citados o bien son cuestiones de diseño obvias para el hombre de la técnica. Así, las reivindicaciones 12 y 13 serían obvias a partir del D01 (ver página 4, línea 28 -página 5, línea 2; página 5, líneas 18-20). La reivindicación independiente 14 también se considera obvia para el experto en la materia a partir de lo ya expuesto en relación con el documento D01.
    Informe sobre el estado de la técnica Página 4/4
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