ES2524651B1

ES2524651B1 - Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave

Info

Publication number: ES2524651B1
Application number: ES201330855A
Authority: ES
Inventors: Roberto APÉSTIGUE GARCÍA; Alberto HERRERO LLOVET; David NAVARRO MARTÍN
Original assignee: EADS Construcciones Aeronauticas SA
Current assignee: Airbus Defence and Space SA
Priority date: 2013-06-07
Filing date: 2013-06-07
Publication date: 2015-09-25
Anticipated expiration: 2033-06-07
Also published as: ES2524651A1

Abstract

Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave, que comprende los siguientes pasos: a) estimar la posible desviación entre las superficies externas de los componentes a unir en la zona de unión a partir de sus tolerancias de fabricación y/o montaje; b) producir dichos componentes con unas creces de un material de sacrificio integradas en sus superficies externas, teniendo dichas creces un espesor determinado en función de dicha desviación y una configuración adaptada para facilitar que la superficie externa de la zona de unión pueda cumplir los requerimientos aerodinámicos y/o funcionales establecidos; c) unir dichos componentes entre sí y aplicar un material de relleno en el hueco; d) alisar el conjunto de dichas piezas y dicho material de relleno dentro de los requerimientos aerodinámicos.

Description

Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave

CAMPO DE LA INVENCiÓN

Esta invención se refiere a procedimientos de fabricación de estructuras aeronáuticas formadas por varios componentes y, más en particular, a procedimientos de fabricación que permiten controlar en la unión de componentes la continuidad de sus superficies externas.

ANTECEDENTES DE LA INVENCiÓN

La estructura principal de las superficies sustentadoras de una aeronave está constituida usualmente por un borde de ataque, un cajón de torsión, un borde de salida, unos elementos de unión en la raíz 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 y herrajes de unión de las superficies móviles y del ala al fuselaje. 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 los requerimientos aerodinámicos, estructurales y de ensamblaje.

La interfaz entre los componentes de una superficie sustentadora (su superficie exterior es parte de la forma aerodinámica de la aeronave) tales como, por ejemplo, un revestimiento del cajón de torsión y un panel del borde de ataque o el borde de salida, debe cumplir los requerimientos aerodinámicos en términos de continuidad y suavidad para asegurar un flujo laminar sin disminuir la resistencia estructural. Lo mismo sucede en cualquier otra estructura aeronáutica formada por componentes cuya superficie externa forma parte de la superficie externa de la aeronave.

Ahora bien, la fabricación por separado de los componentes de una estructura aeronáutica con zonas de unión en sus superficies externas y los condicionamientos de los procesos de ensamblaje conllevan habitualmente la presencia de resaltes y/o huecos en dichas zonas de unión que suponen elementos de discontinuidad para la corriente.

Esta problemática es generalmente mayor en el caso de estructuras aeronáuticas fabricadas con materiales compuestos que en el caso de estructuras aeronáuticas fabricadas con materiales metálicos.

Aunque se conocen soluciones parciales a los problemas mencionados, como el uso de sellan tes aeronáuticos para cubrir los huecos existentes en las zonas de unión, existe la necesidad de soluciones globales a la vista de la tendencia creciente de obtener perfiles con mayores prestaciones sobre todo basados en el uso de materiales compuestos para la fabricación de estructuras aeronáuticas aunque también se podría pensar en utilizar esta técnica en componentes metálicos con el correspondiente ajuste de los procesos.

SUMARIO DE LA INVENCiÓN

El objeto de la presente invención es proporcionar un procedimiento de fabricación de una estructura aeronáutica, con zonas de unión de al menos dos componentes y potenciales discontinuidades aerodinámicas en sus superficies externas, que permita conseguir que la superficie externa en dichas zonas de unión cumpla los requisitos aerodinámicos y funcionales establecidos.

Existen dos formas de conseguir el fin que se persigue. En primer lugar, mediante un procedimiento que comprende los siguientes pasos: a) estimar la posible desviación entre las superficies externas de dichos componentes en la zona de unión a partir de sus tolerancias de fabricación y/o montaje; b) producir dichos componentes con unas creces de un material de sacrificio integradas en sus superficies externas, teniendo dichas creces un espesor determinado en función de dicha desviación y una configuración adaptada para facilitar que la superficie externa de la zona de unión pueda cumplir los requerimientos aerodinámicos y/o funcionales establecidos; c) unir dichos componentes entre sí y aplicar un material de relleno en el hueco; d) alisar el conjunto de dichas piezas y dicho material de relleno dentro de los requerimientos aerodinámicos.

En segundo lugar mediante un procedimiento que comprende los siguientes pasos: a) producir dichos componentes según un proceso normal y sin creces y unirlos entre si; b) medir la desviación entre las superficies externas de dichos componentes en la zona de unión; c) definir y producir unas piezas de un material de sacrificio y unirlas a las superficies externas de dichos componentes, teniendo dichas piezas un espesor determinado en función de la desviación analizada y una configuración adaptada para facilitar que la superficie externa de la zona de unión pueda cumplir los requerimientos aerodinámicos y/o funcionales establecidos; d) en caso de que quede un hueco entre dichos componentes aplicar un material de relleno en el mismo; e) alisar el conjunto de dichas piezas y dicho material de relleno dentro de los requerimientos aerodinámicos.

En ambos casos será ventajoso que, bien las creces de origen del primer supuesto, bien el material que se aporta a posteriori en el segundo supuesto, tengan forma de cuña,

Asimismo, parece lo más ventajoso utilizar fibra de vidrio para la elaboración de dichas cuñas en el caso de que los componentes sean de material compuesto o metálico si los componentes también lo son.

El campo de aplicación básico de la presente invención es la unión entre revestimientos del cajón de torsión y paneles de borde de ataque o borde de salida de los distintos componentes de una aeronave con este tipo de configuración tales como alas, estabilizadores horizontales y estabilizadores verticales obteniendo elementos con grandes capacidades de laminaridad.

Otro campo particular de aplicación de la presente invención es la unión entre secciones circunferenciales de un fuselaje de aeronave para mejorar las características aerodinámicas.

Otras caracteristicas 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 esquemática en sección transversal de los componentes de un cajón de torsión y un borde de ataque de una superficie sustentadora de una aeronave que deben unirse entre ellos.

La Figura 2 es una vista esquemática en sección transversal de la unión de un panel del borde de ataque al revestimiento del cajón de torsión de una superficie sustentadora de una aeronave.

La Figura 3 es una vista esquemática en sección transversal de la unión de un panel del borde de ataque al revestimiento del cajón de torsión de una superficie sustentadora de una aeronave incorporando unas piezas según el procedimiento de la presente invención que permiten obtener una zona de unión con una superficie que cumple los requerimientos aerodinámicos y funcionales establecidos.

La Figura 4 es una esquemática vista en sección transversal de un panel del borde de ataque y de un revestimiento del cajón de torsión de una superficie sustentadora de una aeronave ilustrando las tolerancias de fabricación y montaje que pueden afectar a un correcto alineamiento de sus superficies externas en la zona de unión.

DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION

A continuación se establece una descripción detallada del procedimiento de la invención para la fabricación de una estructura de una superficie sustentadora de una aeronave.

La Figura 1 muestra los componentes que intervienen en la unión de un cajón de torsión con el borde de ataque de una superficie sustentadora de una aeronave. Aunque la configuración general de la estructura puede tener muchas variables y la invención sería aplicable siempre que haya unión de dos elementos, vamos a basar la descripción en lo que suele ser una configuración típica: por un lado, el revestimiento superior 11 , el revestimiento inferior 41 y el larguero anterior 45 del cajón de torsión; por otro lado el borde de ataque en sus tramos o faldillas superior 21 e inferior 51 . La unión puede incluir elementos de relleno (suplementos y sellantes) 27 entre los revestimientos 11, 41 Y los tramos superior e inferior 21 , 51 del borde de ataque para ajustar la posición relativa de los mismos y cumplir los requerimientos estructurales.

En adelante nos referiremos por simplicidad únicamente a la parte relativa al revestimiento superior 11 del cajón de torsión (que se denominará primer componente 11) Y al tramo superior 21 del borde de ataque (denominado segundo componente 21 en lo sucesivo).

Siguiendo la Figura 2 puede verse que el tramo final 13 del primer componente 11 tiene un escalón de manera que su primera parte 14 pertenece a la superficie externa de la superficie sustentadora y su parte final 15 está dispuesta para unirse al tramo final 23 del segundo componente 21 del borde de ataque. Esta es una de las posibles configuraciones de definición del revestimiento como primer componente, aunque es muy típica también la que define la parte final 15 como un elemento aparte del revestimiento y que, mediante algún tipo de unión al resto del cajón, realiza la misma función. El tramo 23 podria estar configurado con un espesor mayor que el resto del segundo componente 21 si fuese necesario para cumplir los requerimientos estructurales de los elementos de unión (remaches o buIones) o para proporcionar un sobre-espesor que permita hundir la cabeza de los mismos más de lo normalmente requerido para asegurar que no haya protuberancia de la cabeza por encima de la superficie externa de la aeronave.

La Figura 2 ilustra asimismo los dos problemas que suelen plantearse en la unión del primer componente 11 del cajón de torsión y la faldilla superior 21 del borde de ataque: la presencia de una desviación D entre sus superficies externas en una dirección normal a ellas y de un hueco 35 entre sus bordes.

Para resolver esos problemas, la invención propone, como se ilustra en la Figura 3, incorporar en los extremos del primer componente 11 y del segundo componente 21, respectivamente, unas piezas 31, 33 con un espesor E realizados con un material de sacrificio con, preferentemente, forma de cuña y rellenar el hueco 35 entre ellas con un material de relleno 36. Posteriormente, la zona en la que se han puesto las piezas 31, 33 Y el material de relleno 36 se alisa para que el conjunto del primer componente 11 del cajón de torsión y el segundo componente 21 del borde de ataque tenga una superficie que cumpla los requerimientos aerodinámicos y funcionales establecidos.

El material de sacrificio de las piezas 31 , 33 debe ser compatible con el material del primer componente 11 del cajón de torsión y el segundo componente 21 del borde de ataque y, en su caso, con los materiales de eventuales tratamientos superficiales o recubrimientos que deban aplicárseles con finalidades de, por ejemplo, protección electromagnética, protección contra rayos, protección anti-erosión, protección anti-hielo o protección anti-suciedad.

Los componentes 11, 21 están realizados con materiales compuestos o metálicos, y las piezas 31, 33 están realizadas con materiales compatibles con los anteriores pudiendo ser, por lo tanto, materiales compuestos o metálicos (por ejemplo, fibra de vidrio, fibra de carbono o metal).

Como primera intención de la invención, las piezas 31, 33 se incorporan al primer componente 11 y al segundo componente 21 durante su proceso de fabricación y se dimensionan como resultado de una estimación O de la desviación entre sus superficies externas obtenida a partir de las tolerancias de fabricación y/o montaje involucradas.

Entre las tolerancias que pueden tenerse en cuenta en caso de que los componentes sean de material compuesto se encuentran las siguientes (ver Figura 4):

-: La tolerancia T1 de mecanizado del útil entre las superficies de la primera parte 14 Y la parte final 15 del tramo final 13 del primer componente 11 . Esto solo aplica en el caso de que, como ya se ha comentado, ambos tramos estén integrados en la misma parte, es decir, en el primer componente 11 . En el caso de ser algún angular separado del primer componente, el análisis de tolerancias sería diferente.

-: La tolerancia T2 de mecanizado de la parte final 15 del tramo final 13 del primer componente 11 respecto a los ejes de referencia 19.

-: La tolerancia T3 del segundo componente 21 respecto a los ejes de referencia 19.

-: La tolerancia T4 del espesor del tramo final 23 del segundo componente 21.

-: El valor T5 del hueco nominal a rellenar con elementos de relleno 27.

Una vez obtenida dicha estimación D mediante, por ejemplo, una media cuadrática se determina el espesor E de las piezas 31 , 33 mediante la fórmula E= D + M, siendo M un factor de seguridad.

Si se ha obtenido, por ejemplo, un valor de D de 0,59 mm se puede fijar para E el valor 0,70 mm .

Una vez fijado el espesor E de las piezas 31,33, se determinan sus longitudes en función de consideraciones de fabricabilidad y adaptación a la tipología de la zona de unión, y de los requisitos funcionales (p. ej. requisitos aerodinámicos de ondulaciones en la superficie mojada). La pieza 33 puede tener la longitud considerada como mínima, por ejemplo, 40 mm y la pieza 31 puede tener una longitud mayor, por ejemplo, 80 mm.

Tras unir el segundo componente 21 al primer componente 11 y depositar, en su caso, material de relleno 36 en el hueco 35, se procede al alisado del conjunto formado por las piezas 31, 33 Y el material de relleno 36 utilizando técnicas convenientes, tales como técnicas de lijado o técnicas de mecanizado, para que la superficie externa de la zona de unión cumpla los requerimientos aerodinámicos y funcionales establecidos.

Basado en el mismo concepto, en una segunda aplicación de la invención, se procede en primer lugar a la unión del segundo componente 21 del borde de ataque al primer componente 11 del cajón de torsión; luego se procede a la medición de la desviación D existente entre sus superficies externas en una dirección normal a ellas. A partir de esa desviación D se determina la geometría de las piezas 31, 33 con los criterios mencionados anteriormente, se fabrican con el material de sacrificio elegido y se unen al segundo componente 21 del borde de ataque y al primer componente 11 del cajón de torsión. Tras ello, se deposita, en su caso, material de relleno 36 en el hueco 35 y se procede a la operación de alisado mencionada en la primera realización.

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

REIVINDICACIONES

1. Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave que comprende al menos un primer componente (1 1) Y un segundo componente (21) que se unen entre sí; la superficie externa de dichos componentes (11 , 21) formando parte de la superficie externa de la aeronave; comprendiendo dichos componentes (11 , 21) tramos finales (13, 23) donde se efectúa dicha unión; caracterizado porque comprende los siguientes pasos:

a) estimar la posible desviación (D) entre las superficies externas de dichos tramos finales (13, 23) en una dirección normal a las mismas en sus bordes contiguos a partir de las tolerancias de fabricación y/o montaje del primer y segundo componentes (11 , 21);

b) proporcionar el primer componente (11 ) Y el segundo componente (21) con unas piezas (31 , 33) de un material de sacrificio unidas a las superficies externas de sus tramos finales (13, 23), teniendo dichas piezas (31 , 33) un espesor (E) en sus bordes extremos determinado en función de dicha desviación (D) y una configuración adaptada para facilitar la conformación de una zona de unión de dichos componentes (11, 21) cuya superficie externa pueda cumplir los requerimientos aerodinámicos y/o funcionales establecidos;

e) unir el primer y el segundo componente (11 , 21) entre sí y, en caso de que quede un hueco (35) entre ellos, aplicar un material de relleno (36) en el mismo;

d) alisar el conjunto de dichas piezas (31 , 33) Y dicho material de relleno (36) para que la zona de unión quede conformada con una superficie externa que cumpla los requerimientos aerodinámicos y/o funcionales establecidos.
2.

Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave según la reivindicación 1, en el que dichas piezas (31, 33) tienen forma de cuña.
3.

Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1·2, en el que:

. dicha desviación D es la máxima de las sumaso la media cuadrática de las tolerancias individuales de fabricación y montaje del primer y el segundo componente (11, 21 ):

-

el espesor se calcula mediante la fórmula E= D+M, siendo M un factor de seguridad.
4.

Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en el que dichos componentes (11, 21) están realizados con materiales compuestos o metálicos y dichas piezas (31, 33) están realizadas con materiales compatibles con los anteriores pudiendo ser por lo tanto materiales compuestos o metálicos.
5.

Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en el que:

-

dicho primer componente (11) es un revestimiento del cajón de torsión de una superficie sustentadora y dicho segundo componente (21) es un panel del borde de ataque o del borde de salida de la superficie sustentadora;

-

el tramo final (13) del primer componente (11 ) comprende una primera parte (14) y una parte final (15) dispuesta en un escalón interior respecto a la primera parte (14) de manera que el tramo final (23) del segundo componente (21) pueda quedar dispuesto sobre dicha parte final (15) con elementos de relleno (27) entre ellos;

-

las tolerancias a partir de las cuales se calcula la posible desviación (D) entre las superficies externas de dichos tramos finales (13, 23) incluyen al menos:

a1) la tolerancia (T1) de mecanizado entre la superficie externa de la primera parte

(14) y la superficie de la parte final (15) del tramo final (13) del primer componente (11 );

a2) la tolerancia (T2) de mecanizado de la parte final (15) del tramo final (13) del primer componente (11) respecto a los ejes de referencia (19); y

a3) la tolerancia (T3) del tramo final (23) del segundo componente (21) del respecto a los ejes de referencia (19).
6. Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave según la reivindicación 5, en el que las tolerancias a partir de las cuales se calcula la posible desviación (D) entre las superficies externas de dichos tramos finales (13, 23) incluyen adicionalmente:

a4) la tolerancia (T4) del espesor del tramo final (23) del segundo componente (21);

a5) el valor T5 del hueco nominal a rellenar con elementos de relleno (27).
7. Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave que comprende al menos un primer componente (11) Y un segundo componente (21) que se unen entre sí; la superficie externa de dichos componentes (11, 21) formando parte de la superficie externa de la aeronave; comprendiendo el primer componente (1 1) Y el segundo componente (21)

tramos finales (13, 23) donde se efectúa dicha unión; caracterizado porque comprende los siguientes pasos:

a) proporcionar el primer y el segundo componente (11, 21) Y unirlos entre sí;

b) medir la desviación (D) entre las superficies externas de dichos tramos finales (13, 5 23) en una dirección normal a las mismas en sus bordes contiguos;

e) proporcionar unas piezas (31, 33) de un material de sacrificio y unirlas a las superficies externas de sus tramos finales (13, 23), teniendo dichas piezas (31, 33) un espesor (E) en sus bordes extremos determinado en función de dicha desviación (D) y una configuración adaptada para facilitar la conformación de una zona de unión de dichos

10 componentes (11, 21) cuya superficie externa pueda cumplir los requerimientos aerodinámicos y/o funcionales establecidos;

d) en caso de que quede un hueco (35) entre el primer y segundo componente (11 , 21), aplicar un material de relleno (36) en el mismo;

e) alisar el conjunto de dichas piezas (31, 33) Y dicho material de relleno (36) para 15 que la zona de unión quede conformada con una superficie externa que cumpla los requerimientos aerodinámicos y/o funcionales establecidos.
8.

Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave según la reivindicación 7, en el que dichas piezas (31, 33) tienen forma de cuña.
9.

Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave según cualquiera de las

20 reivindicaciones 7-8, en el que dichos componentes (11, 21) están realizados con materiales compuestos o metálicos y dichas piezas (31 , 33) están realizadas con materiales compatibles con los anteriores pudiendo ser por lo tanto materiales compuestos o metálicos.