ES2559048T3 - Método de optimización del diseño de bocas de registro de aeronaves - Google Patents

Método de optimización del diseño de bocas de registro de aeronaves Download PDF

Info

Publication number
ES2559048T3
ES2559048T3 ES12382004.5T ES12382004T ES2559048T3 ES 2559048 T3 ES2559048 T3 ES 2559048T3 ES 12382004 T ES12382004 T ES 12382004T ES 2559048 T3 ES2559048 T3 ES 2559048T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
points
stage
rings
closing
closing ring
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES12382004.5T
Other languages
English (en)
Inventor
Carlos Blanco Pacios
José Luis Delgado Jareño
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SL
Original Assignee
Airbus Operations SL
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SL filed Critical Airbus Operations SL
Application granted granted Critical
Publication of ES2559048T3 publication Critical patent/ES2559048T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B64C1/1446—Inspection hatches
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/005—Accessories not provided for in the groups B64D37/02 - B64D37/28
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Software Systems (AREA)

Abstract

Método para realizar la optimización del diseño de la superficie de los anillos (10) de cierre a estanquidad de las tapas interiores (11) que cierran las bocas de registro (12) sobre la superficie interior (13) del revestimiento (20) de la estructura de una aeronave, siendo la superficie optimizada de estos anillos (10) la superficie que está en contacto con la superficie interior (13) del revestimiento (20), caracterizado por que dicho método comprende las siguientes etapas: a) división en n puntos del contorno exterior (2) de la superficie optimizada de cada anillo (10) de cierre; b) división en n puntos del contorno interior (3) de la superficie optimizada de cada anillo (10) de cierre; c) medición de la distancia entre cada uno de los n puntos del contorno exterior (2) de la etapa a) y la superficie interior (13) del revestimiento (20); d) medición de la distancia entre cada uno de los n puntos del contorno interior (3) de la etapa b) y la superficie interior (13) del revestimiento (20); e) agrupación por familias Fi de los distintos anillos (10) de cierre de cada boca de registro (12); f) toma de la medida mínima de los puntos ni de cada familia Fi para el contorno exterior (2) de cada anillo de cierre (10) en la etapa c), e igualmente para el contorno interior (3) de cada anillo de cierre (10) en la etapa d); g) generación de las curvas que mejor se adaptan al conjunto de puntos tomados en la etapa f) para el contorno exterior (2) y para el contorno interior (3) de cada anillo (10) de cierre, para cada una de las familias generadas en la etapa e); h) generación de una superficie reglada entre las curvas generadas en la etapa g), para cada una de las familias Fi generadas en la etapa e).

Description

5
10
15
20
25
30
35
40
45
DESCRIPCION
Metodo de optimizacion del diseno de bocas de registro de aeronaves Campo de la invencion
La presente invencion se refiere a la optimizacion del diseno de las bocas de registro de aeronave, en particular, a la optimizacion del diseno de los anillos empleados para realizar el cierre a estanquidad de las tapas interiores que cierran estas bocas de registro sobre el revestimiento interior de la estructura de la aeronave.
Antecedentes de la invencion
Las aberturas en los revestimientos de las aeronaves se conocen normalmente con el nombre de bocas de registro, mientras que las cubiertas de estas aberturas se denominan tapas o puertas para bocas de registro. Asl, las bocas de registro y las tapas en aeronaves son una practica ampliamente extendida, que se requiere tanto para el montaje como para las tareas posteriores de mantenimiento e inspeccion a lo largo de toda la vida de la aeronave.
Para el caso concreto de acceso a los depositos de combustible en estructuras aeronauticas, en alas y estabilizadores de la aeronave, este acceso se realiza tlpicamente a traves de bocas de registro, que han de cumplir ademas una serie de requisitos:
- el tamano de las bocas de registro ha de ser acorde a los requerimientos de accesibilidad;
- la puerta o tapa ha de estar sellada con objeto de evitar perdidas de combustible;
- tiene que cumplir los requerimientos de impacto;
- el montaje y desmontaje de las puertas o tapas debe ser lo mas rapido y facil posible;
- las puertas o tapas han de ser intercambiables.
Una de las soluciones conocidas empleadas para las bocas de registro de aeronave consiste en una abertura de las dimensiones adecuadas, donde se situan dos tapas o puertas separadas, una tapa situada dentro del deposito de combustible, y una segunda tapa situada sobre la superficie aerodinamica exterior de la aeronave, estando ambas tapas atornilladas conjuntamente, de forma que sujetan el panel del revestimiento de la aeronave entre ambas. Para mantener la superficie aerodinamica exterior, se mecaniza una cavidad en la superficie exterior del revestimiento, que servira para la instalacion de la tapa exterior. Por otro lado, se emplea un anillo de cierre a estanquidad para cerrar la tapa interior con la superficie interior del revestimiento, atornillandose posteriormente ambas tapas juntas, para cerrar la boca de registro.
Dicha solucion se divulga en el documento US2009/0166473.
Asl, la practica habitual en la actualidad es la de emplear unos anillos de cierre para cerrar a estanquidad las tapas con el revestimiento de la estructura de la aeronave, que rodea la boca de registro en cuestion. Actualmente, las estructuras aeronauticas se realizan en su mayorla en materiales compuestos, que precisan mantener requerimientos especlficos de comportamiento frente a impactos de rayo. De este modo, los anillos de cierre mencionados son piezas no estructurales, que se realizan habitualmente en fibra de vidrio, debido a los requerimientos a cumplir para el comportamiento en servicio frente a impactos de rayo.
Tal y como se ha mencionado, estos anillos de cierre han de ser capaces de cerrar a estanquidad la tapa interior con la superficie interior del revestimiento. La forma de la superficie del anillo de cierre en contacto con la superficie interior del revestimiento es de doble curvatura, de tal modo que copia dicha superficie. La forma de la superficie opuesta en este anillo de cierre es plana.
De este modo, puesto que la posicion de la boca de registro implica una forma distinta de la superficie interior del revestimiento, se requiere un anillo de cierre con una forma distinta para cada posicion de la boca de registro en la aeronave, puesto que la forma de la superficie inferior de cada anillo varla y copia la forma de la superficie interior del revestimiento. Asl, se tiene un numero muy elevado de disenos distintos de formas de estos anillos de cierre, lo que conlleva elevados costes de fabricacion e ingenierla. Ademas, se pueden dar errores en el montaje y en la fabricacion de estos anillos, dada la diversidad de piezas con las que se trabaja. Por otro lado, no existe la posibilidad de intercambiar estas piezas, lo que hace nuevamente muy costoso el proceso.
La presente invencion esta orientada a la solucion de los inconvenientes anteriormente planteados.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
Sumario de la invencion
Asl, el objeto de la presente invencion es la optimizacion del diseno de los anillos de cierre a estanquidad de las tapas interiores que cierran las bocas de registro sobre el revestimiento interior de la estructura de una aeronave segun lo revindicado en la reivindicacion 1.
Segun la invencion, se consigue generar un numero optimo de familias de anillos de cierre aplicables a distintas posiciones de las bocas de registro en la estructura de una aeronave, de tal modo que se consigue reducir de forma muy importante el numero de piezas diferentes a fabricar y manejar en una determinada aeronave.
Asl, el metodo desarrollado por la presente invencion comprende las siguientes etapas:
a) division en n puntos del contorno exterior de cada anillo de cierre empleado en cada una de las bocas de registro de una aeronave;
b) division en n puntos del contorno interior de cada anillo de cierre empleado en cada una de las bocas de registro de una aeronave;
c) medicion de la distancia entre cada uno de los n puntos del contorno exterior de la etapa a) y la superficie interior del revestimiento que rodea cada boca de registro;
d) medicion de la distancia entre cada uno de los n puntos del contorno interior de la etapa b) y la superficie interior del revestimiento que rodea cada boca de registro;
e) toma del valor maximo y del valor mlnimo de las medidas tomadas en la etapa c) para los n puntos de cada anillo de cierre de cada una de las bocas de registro de la aeronave;
f) toma del valor maximo y del valor mlnimo de las medidas tomadas en la etapa d) para los n puntos de cada anillo de cierre de cada una de las bocas de registro de la aeronave;
g) toma del valor mlnimo de todos los valores maximos de las etapas e) y f) de los n puntos de cada anillo de cierre de cada boca de registro;
h) toma del valor mlnimo de todos los valores mlnimos de las etapas e) y f) de los n puntos de cada anillo de cierre de cada boca de registro;
i) agrupacion por familias de los distintos anillos de cierre de cada boca de registro que cumplan un determinado requisito para los valores mlnimos tomados en las etapas g) y h);
j) comparacion, para cada uno de los n puntos de cada uno de los anillos de cierre que forman una misma familia agrupada segun la etapa i), de los valores de distancia obtenidos en las etapas c) y d), de tal forma que se comparen, para cada familia, los puntos equivalentes n2 con n3;
k) toma de la medida minima de cada punto n2 de la etapa j), de tal modo que se obtiene un conjunto de valores minimos de los puntos n2 de cada familia para el contorno exterior del anillo de cierre en c), e igualmente para el contorno interior del anillo de cierre en d);
l) generacion de las curvas que mejor se adaptan al conjunto de puntos tomados en k) para el contorno exterior del anillo de cierre y para el contorno interior de dicho anillo de cierre, para cada una de las familias generadas en la etapa i);
m) generacion de una superficie reglada entre las curvas generadas en la etapa 1) para cada una de las familias generadas en la etapa i).
Otras caracteristicas y ventajas de la presente invencion se desprenderan de la siguiente descripcion detallada de una realization ilustrativa y no limitativa de su objeto en relation con las Figuras que se acompanan.
Breve descripcion de las figuras
La Figura 1 muestra en esquema la disposition de un anillo de cierre a estanquidad tipico en una boca de registro de una aeronave.
La Figura 2 muestra una section esquematica de los componentes de cierre de una boca de registro tipica en una aeronave.
La Figura 3 muestra una seccion esquematica de la disposicion de los anillos empleados para realizar el cierre a estanquidad de las tapas interiores que cierran estas bocas de registro sobre el revestimiento interior de la estructura de una aeronave, cuyo diseno se optimiza segun el metodo de la presente invencion.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
La Figura 4 muestra los puntos ni de los distintos anillos de cierre que pertenecen a una misma familia, segun el metodo de optimizacion de la presente invencion.
La Figura 5 muestra una tabla con la distribucion por familias de los anillos de cierre de las bocas de registro, segun el metodo de optimizacion de la presente invencion.
Descripcion detallada de la invencion
Segun la presente invencion, se proporciona un metodo para realizar la optimizacion del diseno de los anillos 10 de cierre a estanquidad de las tapas interiores 11 que cierran las bocas de registro 12 sobre la superficie interior 13 del revestimiento 20 de la estructura de una aeronave. En concreto, la invencion optimiza el diseno de la superficie de los anillos 10 de cierre a estanquidad que esta en contacto con la superficie interior 13 del revestimiento 20 de la estructura de la aeronave, que es la superficie con doble curvatura, ya que la superficie opuesta de estos anillos 10 es plana y conlleva menor complejidad.
Segun se muestra en las Figuras 1 y 2, las bocas de registro 12 de aeronave comprenden una abertura 1 de las dimensiones requeridas, donde se situan dos tapas, una tapa interior 11 situada en la zona interior de la estructura de la aeronave, y una tapa exterior 14 situada sobre la superficie aerodinamica exterior de la aeronave, estando ambas tapas 11 y 14 atornilladas conjuntamente (vease la Figura 2), de forma que sujetan el panel del revestimiento 20 de la aeronave entre ambas. Asl, se emplea un anillo 10 de cierre a estanquidad para cerrar la tapa interior 11 con la superficie interior 13 del revestimiento 20, atornillandose posteriormente ambas tapas 11 y 14 juntas, para cerrar la boca de registro 12.
Preferiblemente, estas bocas de registro 12 dan acceso al interior de una zona de la aeronave que comprende combustible, en particular dan registro a un deposito de combustible.
La invencion se aplica preferiblemente a estructuras de aeronave que estan realizadas en material compuesto o composite. Los anillos 10 de cierre mencionados son piezas de tipo no estructural, que se realizan habitualmente en fibra de vidrio, debido a los requerimientos a cumplir para el comportamiento en servicio frente a impactos de rayo.
Se definira a continuacion el metodo de optimizacion para los anillos 10 de cierre a estanquidad desarrollado por la presente invencion, tal que dicho metodo comprende las siguientes etapas:
a) division en n puntos del contorno exterior 2 de la superficie en contacto con la superficie interior 13 del revestimiento 20 de cada anillo 10 de cierre empleado en cada una de las bocas de registro 12 de una aeronave (puntos n2 en la Figura 4);
b) division en n puntos del contorno interior 3 de la superficie en contacto con la superficie interior 13 del revestimiento 20 de cada anillo de cierre 10 empleado en cada una de las bocas de registro 12 de una aeronave (puntos n3 en la Figura 4);
c) medicion de la distancia entre cada uno de los n puntos del contorno exterior 2 de la etapa a) (puntos n2) y la superficie interior 13 del revestimiento 20 que rodea cada boca de registro 12;
d) medicion de la distancia entre cada uno de los n puntos del contorno interior 3 de la etapa b) (puntos n3) y la superficie interior 13 del revestimiento 20 que rodea cada boca de registro 12;
e) toma del valor maximo y del valor mlnimo de las medidas tomadas en la etapa c) para los n puntos de cada anillo 10 de cierre de cada una de las bocas de registro 12 de la aeronave (puntos n2);
f) toma del valor maximo y del valor mlnimo de las medidas tomadas en la etapa d) para los n puntos de cada anillo 10 de cierre de cada una de las bocas de registro 12 de la aeronave (puntos n3);
g) toma del valor mlnimo de todos los valores maximos de las etapas e) y f) de los n puntos de cada anillo 10 de cierre de cada boca de registro 12;
h) toma del valor mlnimo de todos los valores mlnimos de las etapas e) y f) de los n puntos de cada anillo 10 de cierre de cada boca de registro 12;
i) agrupacion por familias Fi de los distintos anillos 10 de cierre de cada boca de registro 12 que cumplan un determinado requisito para los valores mlnimos tomados en las etapas g) y h);
j) comparacion, para cada uno de los n puntos de cada uno de los anillos 10 de cierre que forman una misma familia Fi segun la etapa i), de los valores de distancia obtenidos en las etapas c) y d), de tal forma que se comparen, para cada familia Fi, los puntos equivalentes n2 con n3;
k) toma de la medida minima de cada punto ni de la etapa j), de tal modo que se obtiene un conjunto de valores minimos de los puntos ni de cada familia Fi para el contorno exterior 2 del anillo de cierre 10 en c),
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
es decir, de los puntos ri2, e igualmente para el contorno interior 3 del anillo de cierre 10 en d), es decir, de los puntos n3;
l) generacion de las curvas que mejor se adaptan al conjunto de puntos tomados en k) para el contorno
exterior 2 del anillo 10 de cierre (puntos n2) y para el contorno interior 3 de dicho anillo 10 de cierre
(puntos n3), para cada una de las familias generadas en la etapa i);
m) generacion de una superficie reglada entre las curvas generadas en la etapa l), para cada una de las familias Fi generadas en la etapa i).
En la etapa i), el requisito empleado habitualmente para realizar la agrupacion por familias Fi de los distintos anillos 10 de cierre de cada boca de registro 12, es que los valores mlnimos obtenidos tanto en la etapa g) como en la etapa h), para los anillos 10 de una misma familia Fi no han de diferir entre si mas de un determinado valor, que representa la maxima desviacion permitida en el diseno que se puede cubrir con un material sellante con garantlas.
En las etapas a) y j) del metodo descrito, se ha de tener en cuenta que los n puntos del contorno exterior 2 de la
superficie en contacto con la superficie interior 13 del revestimiento 20 de cada anillo 10 de cierre (puntos n2), al igual
que los n puntos del contorno interior 3 de la superficie en contacto con la superficie interior 13 del revestimiento 20 de cada anillo de cierre 10 (puntos n3), se han de generar de forma ordenada, de tal forma que el punto ni del contorno exterior 2 de un anillo 10 de cierre (punto n2) quede colocado en una posicion similar en todos y cada uno de los distintos anillos 10 de cierre con que se este trabajando. De igual forma, cada punto ni del contorno interior 3 de un anillo 10 de cierre (punto n3), ha de quedar colocado en una posicion similar en todos y cada uno de los distintos anillos 10 de cierre con que se este trabajando. De esta manera, si se colocasen los anillos 10 unos encima de otros, estos ni puntos (puntos n2 y n3), quedarlan superpuestos unos con otros, tal y como se desprende de la Figura 4 adjunta.
Tlpicamente, el numero n de puntos empleados en las etapas a) y b) esta comprendido entre 50 y 100, de tal modo que se consiga un numero de familias Fi de los distintos anillos 10 de cierre de cada boca de registro 12 suficientemente distinto al numero de bocas de registro 12 presentes en la aeronave.
La generacion de las curvas en la etapa l) del metodo se realiza preferiblemente empleando un programa informatico de diseno, asistido por ordenador.
De forma analoga, la generacion de la superficie reglada de la etapa m) entre las curvas generadas en la etapa l) se realiza tambien preferiblemente empleando un programa informatico de diseno asistido por ordenador.
La superficie reglada generada en la etapa m) del metodo conformara la cara inferior del anillo 10 de cierre a estanquidad que estara en contacto con la superficie interior 13 del revestimiento 20 en diferentes posiciones de la boca de registro 12, cumpliendo una serie de requisitos:
- tener la capacidad de absorber una desviacion en el espesor del revestimiento 20 acorde a su tolerancia indicada por requisitos de fabricacion;
- asegurar un espesor mlnimo del revestimiento 20 por debajo del cual no serla recomendable el uso
de un anillo 10 de cierre a estanquidad, al no poderse garantizar que exista una superficie de apoyo suficiente;
- asegurar que la desviacion entre la superficie reglada del anillo 10 y las distintas superficies interiores
13 del revestimiento 20 de cada boca de registro 12 presentes en una misma familia Fi no puede superar el maximo espesor admitido del sellante.
Asl, las principales ventajas que se consiguen mediante el metodo de optimizacion descrito en la invencion son las siguientes:
- disminucion del numero de anillos de cierre distintos que se manejan para las distintas bocas de registro 12 de una aeronave, lo que reduce el trabajo de diseno, facilitandose de este modo el tiempo que ha de emplearse en los diferentes departamentos implicados en el diseno, calculo y fabricacion de estos componentes;
- se facilita enormemente el proceso de fabricacion de los anillos 10 de cierre, ya que las superficies regladas de los mismos son mas facilmente mecanizables;
- se abarata de forma muy importante el proceso de fabricacion de estos anillos 10 de cierre;
- se define un numero limitado, tlpicamente de tres, de laminados base de diferentes espesores realizados en material compuesto para fabricar los anillos 10 de cierre de la estructura de la aeronave que permiten importantes ahorros en tiempo y material;
- son necesarios menos utiles de montaje y fabricacion;
- al reducir la diversidad de piezas a montar es mas dificil el error en su instalacion;
- el metodo de la invencion es aplicable en las sucesivas variantes de aeronave, a cualquier estructura o pieza que posea una alta repetitividad con formas o dimensiones que se puedan asemejar entre si.
5 Aunque la presente invencion se ha descrito enteramente en conexion con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando este como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones siguientes.

Claims (10)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    30
    35
    40
    45
    REIVINDICACIONES
    1. Metodo para realizar la optimizacion del diseno de la superficie de los anillos (10) de cierre a estanquidad de las tapas interiores (11) que cierran las bocas de registro (12) sobre la superficie interior (13) del revestimiento (20) de la estructura de una aeronave, siendo la superficie optimizada de estos anillos (10) la superficie que esta en contacto con la superficie interior (13) del revestimiento (20), caracterizado por que dicho metodo comprende las siguientes etapas:
    a) division en n puntos del contorno exterior (2) de la superficie optimizada de cada anillo (10) de cierre;
    b) division en n puntos del contorno interior (3) de la superficie optimizada de cada anillo (10) de cierre;
    c) medicion de la distancia entre cada uno de los n puntos del contorno exterior (2) de la etapa a) y la
    superficie interior (13) del revestimiento (20);
    d) medicion de la distancia entre cada uno de los n puntos del contorno interior (3) de la etapa b) y la superficie interior (13) del revestimiento (20);
    e) agrupacion por familias Fi de los distintos anillos (10) de cierre de cada boca de registro (12);
    f) toma de la medida minima de los puntos ni de cada familia Fi para el contorno exterior (2) de cada anillo de cierre (10) en la etapa c), e igualmente para el contorno interior (3) de cada anillo de cierre (10) en la etapa d);
    g) generacion de las curvas que mejor se adaptan al conjunto de puntos tomados en la etapa f) para el contorno exterior (2) y para el contorno interior (3) de cada anillo (10) de cierre, para cada una de las familias generadas en la etapa e);
    h) generacion de una superficie reglada entre las curvas generadas en la etapa g), para cada una de las familias Fi generadas en la etapa e).
  2. 2. Metodo segun la reivindicacion 1 que comprende ademas, despues de la etapa d), las siguientes etapas:
    d1) toma del valor maximo y del valor mlnimo de las medidas tomadas en la etapa c) para los n puntos de cada anillo (10) de cierre;
    d2) toma del valor maximo y del valor mlnimo de las medidas tomadas en la etapa d) para los n puntos de cada anillo (10) de cierre;
    d3) toma del valor mlnimo de todos los valores maximos de las etapas d1) y d2) de los n puntos de cada anillo (10) de cierre;
    d4) toma del valor minimo de todos los valores minimos de las etapas d1) y d2) de los n puntos de cada anillo (10) de cierre.
  3. 3. Metodo segun la reivindicacion 2 en el que la agrupacion por familias Fi de la etapa e) se hace en base a un determinado requisito que han de cumplir los valores minimos obtenidos tanto en la etapa d3) como en la etapa d4), para los anillos (10) de una misma familia Fi.
  4. 4. Metodo segun la reivindicacion 3 en el que los valores minimos de las etapas d3) y d4), para los anillos (10) de una misma familia Fi , no han de diferir entre si mas del valor que representa la maxima desviacion permitida en el diseno que se puede cubrir con un material sellante.
  5. 5. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende ademas, despues de la etapa e), la etapa siguiente:
    e1) comparacion, para cada uno de los n puntos de cada uno de los anillos (10) de cierre que forman una misma familia Fi segun la etapa e), de los valores de distancia obtenidos en las etapas c) y d), de tal forma que se comparen, para cada familia Fi, los puntos equivalentes n2 con n3.
  6. 6. Metodo segun la reivindicacion 5 que comprende ademas la siguiente etapa, posterior a e1):
    e2) toma de la medida minima de cada punto n2 de la etapa j), de tal modo que se obtiene un conjunto de valores minimos de los puntos n2 de cada familia Fi para el contorno exterior (2) del anillo (10) de cierre en la etapa c), e igualmente para el contorno interior (3) del anillo (10) de cierre en la etapa d).
  7. 7. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 5 o 6, en el que en las etapas a) y e1) los n puntos del contorno exterior (2) y los n puntos del contorno interior (3) de la superficie en contacto con la superficie interior (13) del
    revestimiento (20) de cada anillo (10) de cierre se generan de forma tal que el punto ni del contorno exterior (2) de un anillo (10) de cierre queda colocado en una posicion similar en todos y cada uno de los distintos anillos (10) de cierre con que se trabaja, quedando ademas que cada punto ni del contorno interior (3) de un anillo (10) de cierre queda colocado en una posicion similar en todos y cada uno de los distintos anillos (10) de cierre con que se trabaja.
    5 8. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la generacion de las curvas en la etapa
    g) se realiza empleando un programa informatico de diseno asistido por ordenador.
  8. 9. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que las curvas se generan en la etapa h) empleando un programa informatico de diseno asistido por ordenador.
  9. 10. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se aplica a estructuras de aeronave 10 realizadas en material compuesto.
  10. 11. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se aplica anillos (10) de cierre realizados en fibra de vidrio.
    15
ES12382004.5T 2012-01-10 2012-01-10 Método de optimización del diseño de bocas de registro de aeronaves Active ES2559048T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12382004.5A EP2615034B1 (en) 2012-01-10 2012-01-10 Method for optimising the design of manhole openings on an aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2559048T3 true ES2559048T3 (es) 2016-02-10

Family

ID=45531840

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES12382004.5T Active ES2559048T3 (es) 2012-01-10 2012-01-10 Método de optimización del diseño de bocas de registro de aeronaves

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9926085B2 (es)
EP (1) EP2615034B1 (es)
CN (1) CN103198171B (es)
CA (1) CA2801436C (es)
ES (1) ES2559048T3 (es)
RU (1) RU2617905C2 (es)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2559048T3 (es) 2012-01-10 2016-02-10 Airbus Operations, S.L. Método de optimización del diseño de bocas de registro de aeronaves
ES2580037T3 (es) * 2012-05-16 2016-08-18 Airbus Operations, S.L. Cubierta exterior de acceso a depósito de combustible, ala y aeronave
CN109606614A (zh) * 2018-11-07 2019-04-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机机翼检查口区域结构设计方法
EP4378819A1 (en) * 2022-12-01 2024-06-05 Airbus Operations, S.L.U. Method for applying a cover to an aircraft wing and aircraft wing obtained by said method

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU393154A1 (ru) * 1971-09-16 1973-08-10 Замковое устройство для герметичной крышки
US4291816A (en) * 1980-07-09 1981-09-29 Canadair Limited Fuel tank access door for aircraft
US4440407A (en) * 1982-11-24 1984-04-03 Michael Gagas Manhole cover gasket seal
US6530577B1 (en) * 2000-05-12 2003-03-11 Aviation Device & Electronic Components, L.L.C. Gasket and gasket tape and method of making and using the same
US6761360B2 (en) * 2000-07-07 2004-07-13 Parker-Hannifin Corporation Interference-fit retainer gasket
US6994489B1 (en) * 2003-06-11 2006-02-07 Corr Robert F Utility cover system
US7216459B1 (en) * 2003-07-02 2007-05-15 Neenah Foundry Company Access hatch cover assembly with lift-assist assembly and method therefor
DE102004032554B4 (de) * 2004-07-06 2006-07-13 Airbus Deutschland Gmbh Verschluss zum Verschließen einer Bauteilöffnung in einem Bauteil
ES2347507B1 (es) * 2007-12-27 2011-08-17 Airbus Operations, S.L. Boca de acceso de aeronave optimizada.
RU2389642C1 (ru) * 2008-09-10 2010-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Уплотнительное устройство самозакрывающихся крышек люков летательных аппаратов
DE102008058225A1 (de) * 2008-11-19 2010-07-08 Lanxess Deutschland Gmbh Leichtbauteil in Hybridbauweise
DE102009017644B4 (de) * 2009-04-16 2018-05-24 Airbus Defence and Space GmbH Vorrichtung zur Verhinderung des Durchtritts von Gasen und/oder Fluiden aus einem Flügelkasten in eine Rumpfzelle eines Flugzeugs
EP2502310A1 (en) * 2009-11-19 2012-09-26 Hadronex, Llc Ruggedized antenna system and method
ES2559048T3 (es) 2012-01-10 2016-02-10 Airbus Operations, S.L. Método de optimización del diseño de bocas de registro de aeronaves

Also Published As

Publication number Publication date
CA2801436A1 (en) 2013-07-10
RU2013100162A (ru) 2014-07-20
CN103198171A (zh) 2013-07-10
EP2615034A1 (en) 2013-07-17
RU2617905C2 (ru) 2017-04-28
US9926085B2 (en) 2018-03-27
EP2615034B1 (en) 2015-10-14
CA2801436C (en) 2019-04-16
CN103198171B (zh) 2017-12-22
US20130338973A1 (en) 2013-12-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2559048T3 (es) Método de optimización del diseño de bocas de registro de aeronaves
ES2347507B1 (es) Boca de acceso de aeronave optimizada.
ES2335837B1 (es) Cubierta para boca de acceso de aeronave.
CN102890342B (zh) 一种用于点光源配光的自由曲面光学元件的设计方法
ES2404456R1 (es) Montaje de una boca de acceso en el revestimiento inferior de un ala de aeronave realizada con un material compuesto.
ES2606245T3 (es) Borde de ataque altamente integrado de una superficie sustentadora de una aeronave
BR112016002116A2 (pt) carenagem aerodinâmica resistente à erosão, lâmina de rotor, turbina eólica e método de fabricação de uma carenagem aerodinâmica resistente à erosão para uma lâmina de rotor
ES2329324A1 (es) Borde de ataque de aeronave de material compuesto reforzado.
BR112018076472A2 (pt) lâmina de turbina eólica com juntas de cola melhoradas e método relacionado
BR112017005088A2 (pt) caixa de ventoinha para um mecanis¬mo de propulsão de aeronave
CN103063398B (zh) 高超声速风洞实验舱
ES2741363T3 (es) Disposición de puerta de aeronave con un espacio hueco con ruido reducido que puede ser cubierto por una puerta de aeronave
BR112015030820A2 (pt) junta de vedação estática e processo de construção da mesma
ES2390318A1 (es) Estructura cerrada en material compuesto.
Jones et al. Future fast methods for loads calculations: The ‘FFAST’project
ES2372123B1 (es) Procedimiento para la reparación de paneles de aeronave.
CN205098494U (zh) 一种用于飞机复合材料修理的移动净化间
BR112012020843A2 (pt) Conjunto de alojamento para um compressor e método de fabricação do mesmo
ZHANG et al. Trajectory planning of welded repair for aero-engine blades based on NURBS curve
RU2012129485A (ru) Крыло из гибкого материала, устойчивое к сложениям
PL388995A1 (pl) Macierzowy układ optyczny rozsyłu światła
CN203517489U (zh) 一种led射灯
US20210033877A1 (en) Laser aimer led lamp
CL2023001780A1 (es) Muros ensamblables con ladrillos de neumáticos
Wang et al. Optical design method of freeform lens for a high-power extended LED source