ES2564799T3 - Método para sujetar componentes de aeronave utilizando un sistema de sujeción de dos piezas de material compuesto, y la estructura de aeronave así obtenida - Google Patents

Método para sujetar componentes de aeronave utilizando un sistema de sujeción de dos piezas de material compuesto, y la estructura de aeronave así obtenida Download PDF

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Abstract

Un método para ensamblar una estructura (800) de material compuesto para una aeronave, comprendiendo el método: aplicar un revestimiento de un material a un componente (810) de sujetador macho de material compuesto y un componente (812) de sujetador hembra de material compuesto para mejorar la compatibilidad de los componentes (810, 812) con otro material compuesto diferente y con materiales metálicos; tratar térmicamente los componentes (810, 812) de sujetador macho y hembra de material compuesto para curar el revestimiento; colocar el componente (810) de sujetador macho de material compuesto a través de un par de partes (802, 804) de aeronave, el componente (810) de sujetador macho de material compuesto teniendo una característica (702) de bloqueo mecánico; posicionar el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto alrededor del vástago y junto a la característica (702) de bloqueo mecánico, mientras que el componente (810) de sujetador macho de material compuesto está posicionado a través del par de partes (802, 804) de aeronave, en donde el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto comprende fibra de carbono y resina y tiene una forma cilíndrica; aplicar calor y fuerza al componente (812) de sujetador hembra de material compuesto para hacer que una porción del componente (812) de sujetador hembra de material compuesto se funda y fluya en la característica (702) de bloqueo mecánico; y eliminar el calor y la fuerza de manera que la porción del componente (812) de sujetador hembra de material compuesto que fundido se re-solidifica, en donde el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto está unido al componente (810) de sujetador macho de material compuesto y el par de partes (802, 804) de aeronave que se emparejan son mecánicamente unidos entre sí.

Description

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DESCRIPCION
Metodo para sujetar componentes de aeronave utilizando un sistema de sujecion de dos piezas de material compuesto, y la estructura de aeronave asi obtenida
INFORMACION DE ANTECEDENTES
1. Campo:
La presente invencion se refiere generalmente a estructuras de material compuesto y, en particular, a un metodo y aparato para ensamblar estructuras de material compuesto para una aeronave. Aun mas particularmente, la presente invencion se refiere a un metodo y aparato para sujetar partes de aeronaves entre si utilizando un sistema de sujecion de material compuesto.
2. Antecedentes:
Las aeronaves se disenan y fabrican con porcentajes cada vez mayores de materiales compuestos. Algunas aeronaves pueden tener mas de un cincuenta por ciento de su estructura primaria fabricada de materiales compuestos. Los materiales compuestos se estan utilizando en aeronaves para disminuir el peso de la aeronave. Este peso reducido mejora las capacidades de carga de pago y las eficiencias de combustible. Ademas, los materiales compuestos tambien pueden proporcionar una resistencia a la corrosion y fatiga mejorada para diversos componentes de una aeronave, contribuyendo asi a la mejora global del rendimiento de la aeronave.
Los materiales compuestos son materiales ligeros tenaces creados por la combinacion de dos o mas componentes diferentes para crear unos componentes con propiedades mas fuertes que los materiales originales. Los materiales compuestos tambien son tipicamente materiales no metalicos. En estos ejemplos, un material multifase, en el que la distribucion y geometria de fases se han controlado para optimizar una o mas propiedades.
Una fase es tipicamente continua y se denomina matriz. La matriz puede ser tipicamente mas docil que otras fases y puede ser mas tenaz que otras fases. Esta matriz soporta tipicamente y aglutina el refuerzo conjuntamente y proporciona proteccion ambiental al refuerzo. La matriz puede transmitir la carga de una pieza de refuerzo al otro, usualmente por cizalladuradura, y puede soportar esfuerzos de cizalladuradura del material compuesto. Otras fases pueden distribuirse dentro de la matriz y son, a menudo, fibrosas o en particulas. Estas fases distribuidas son a menudo mas rigidas y mas fuertes que la matriz y pueden proporcionar al material compuesto sus propiedades de alta rigidez y resistencia. Por ejemplo, un material compuesto puede incluir fibras y resinas.
Fibras que pueden encontrarse en materiales compuestos incluyen, por ejemplo, grafito, boro, vidrio de alta traccion, ceramica y aramida utilizadas en conjuncion con matrices de poliester/ester de vinilo, epoxy, ceramica y metal. Las fibras y resinas pueden combinarse curando o calentando estos ingredientes para formar un material o producto curado para el componente de material compuesto.
En la fabricacion de aeronaves, se han utilizado durante mucho tiempo diversos sistemas de sujecion metalicos de dos piezas para el ensamblaje de estructuras de componentes y aeronaves de todos los tipos de materiales metalicos y no metalicos. Tipicamente, los componentes de un sujetador macho metalico se instalan con componentes conjugadas de un sujetador hembra metalico conjugado para mantener juntas las partes. Los componentes del sujetador macho metalico incluyen, por ejemplo, pasadores roscados o pernos de bloqueo. Los componentes conjugados hembra metalicos pueden adoptar la forma de collares roscados, tuercas y/o collares recalcados. El uso de componentes metalicos aumenta, sin embargo, el peso de la aeronave. Actualmente, la union mecanica de componentes de la aeronave no metalicos o de materiales compuestos utilizando sujetadores metalicos ha sido la excepcion en la industria.
El uso de materiales compuestos no metalicos o incluso un hibrido de materiales de materiales compuestos tanto metalicos como no metalicos en conjuntos de sujetador mecanico para unir componentes estructurales de material compuesto no metalico entre ellos ha sido muy limitado o inexistente. Los motivos de estos usos limitados incluyen, por ejemplo, limitaciones de las propiedades del material, tal como deformacion plastica. Los aspectos o consideraciones de deformacion pueden incluir deformabilidad en collares conjugados de sistemas de dos piezas, tales como pernos de bloqueo o pasadores roscados. Una menor resistencia a la cizalladuradura, corrosion galvanica y resistencia limitada a la compresion son ejemplos de otros factores que han limitado el uso de materiales compuestos en componentes de sujetador.
Incluso con el uso de grandes estructuras de material compuesto curado conjuntamente en la construccion de aeronaves la union de componentes de material compuesto utilizando sistemas mecanicos es aun deseable especialmente en areas de la aeronave en donde la necesidad de reparar y/o reemplazar componentes estructurales esta prevista o es inevitable.
Como resultado, los fabricantes aun buscan mejorar la tecnologia de sujecion para aumentar los niveles de
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automatizacion, facilidad de ensamblaje y ahorros de coste y peso, as! como otros factores. Por tanto, resultarla ventajoso tener sistemas de sujecion mejorados que usen materiales compuestos para disminuir el peso, al tiempo que mejoran el rendimiento de la aeronave.
El documento EP 0 203 748 A [Microdot Inc. (EE.UU)], describe un remache de material compuesto que comprende una porcion de cabeza formada previamente, una porcion de cizalladuradura, un mandril integral que se extiende desde dicha porcion de cizalladura y que tiene en ella un rebajo anular, un anillo de bloqueo de plastico deformable alineado radialmente con el rebajo, y que llena el rebajo, de dicho mandril, y un collar telescopico alrededor y radialmente alineado con el anillo de bloqueo para controlar su deformacion.
SUMARIO
De acuerdo con un aspecto de esta invencion, se proporciona un metodo tal como se define en la reivindicacion 1.
De acuerdo con otro aspecto de esta invencion, se proporciona una estructura tal como se define en la reivindicacion 6.
Las realizaciones ventajosas diferentes de la presente invencion proporcionan un metodo y un aparato para fijar partes.
En una realization, se proporciona un metodo para ensamblar una estructura de material compuesto para una aeronave.
Un revestimiento de un material es aplicado a un componente de sujetador macho de material compuesto y a un componente de sujetador hembra de material compuesto. Los componentes de sujetador macho y hembra de material compuesto son tratados termicamente para curar el revestimiento. El componente de sujetador macho de material compuesto es posicionado a traves de un par de partes de aeronave, teniendo el componente de sujetador macho de material compuesto un vastago y una caracterlstica de bloqueo mecanico. El componente de sujetador hembra de material compuesto es posicionado alrededor del vastago y adyacente a la caracterlstica de bloqueo mecanica, mientras que el componente de sujetador macho de material compuesto es posicionado a traves del par de partes de aeronave, en donde el componente de sujetador hembra de material compuesto comprende fibra de carbono y resina y tiene una forma cillndrica. Se aplican calor y fuerza al componente de sujetador hembra de material compuesto para hacer que una porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto se funda y fluya hacia dentro de la caracterlstica de bloqueo mecanico. El calor y la fuerza se retiran de tal manera que la porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto que fundio el collar se vuelva a solidificar, por lo cual el componente de sujetador hembra de material compuesto se fija al componente de sujetador macho de material compuesto y el par de partes de aeronave conjugados se unen mecanicamente entre ellas.
En otra realizacion ventajosa, se utiliza un metodo para fijar partes. Un componente de sujetador macho de material compuesto se coloca a traves de una primera parte y una segunda parte, teniendo el componente de sujetador macho de material compuesto una caracterlstica de bloqueo mecanica. Un componente de sujetador hembra de material compuesto es posicionado adyacente a la porcion roscada. Una porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto se hace fluir alrededor de la caracterlstica de bloqueo mecanico del componente de sujetador macho de material compuesto. La porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto que fluyo alrededor de la porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto se solidifica de tal manera que el componente de sujetador hembra de material compuesto sea fijado al componente de sujetador macho de material compuesto.
En aun otra realizacion ventajosa, una estructura de aeronave de material compuesto comprende una primera parte de aeronave de material compuesto, una segunda parte de aeronave de material compuesto, un componente de sujetador macho de material compuesto y un componente de sujetador hembra de material compuesto. El componente de sujetador macho de material compuesto se coloca a traves de la primera parte de aeronave de material compuesto y la de segunda parte de aeronave de material compuesto, en donde el sujetador maco de material compuesto tiene una caracterlstica de bloqueo mecanico. El componente de sujetador hembra de material compuesto se fija al componente de sujetador macho de material compuesto mediante el procesado de un componente de sujetador hembra de material compuesto de una manera que hace que una porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto fluya alrededor de la caracterlstica de bloqueo mecanico del componente de sujetador macho de material compuesto y se vuelva a solidificar alrededor de la seccion roscada para unir el componente de sujetador hembra de material compuesto al componente de sujetador macho de material compuesto.
Las caracterlsticas, funciones y ventajas pueden lograrse independientemente en diversas realizaciones de la presente invencion o pueden combinarse en aun otras realizaciones en las que pueden verse detalles adicionales con referencia a la siguiente description y dibujos.
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BREVE DESCRIPCION DE LOS DIBUJOS Las caracterlsticas novedosas que se creen tlpicas de la invencion se exponen en las reivindicaciones anexas. La invention misma, sin embargo, as! como un modo preferido de uso, objetivos y ventajas adicionales de la misma, se comprenderan mejor por referencia a la siguiente description detallada de una realization ventajosa de la presente invencion lelda en conjuncion con los dibujos anexos, en los que:
La figura 1 es una descripcion de un metodo de fabrication y reparation de una aeronave en la que puede implementarse una realizacion ventajosa;
La figura 2 es una descripcion de una aeronave en la que puede implementarse una realizacion ventajosa;
La figura 3 es un diagrama que ilustra un sistema para sujetar partes segun una realizacion ventajosa;
La figura 4 es un diagrama que ilustra un sistema de sujecion segun una realizacion ventajosa;
La figura 5 es una vista en section transversal de un componente de sujetador hembra de material compuesto segun una realizacion ventajosa;
La figura 6 es una vista en seccion transversal de un componente de sujetador hembra de material compuesto segun una realizacion ventajosa;
La figura 7 es una vista en seccion transversal de un componente de sujetador macho de material compuesto segun una realizacion ventajosa;
La figura 8 es una vista en seccion transversal de una estructura ensamblada utilizando un sistema de sujecion segun una realizacion ventajosa;
La figura 9 es un diagrama de flujo de un proceso para fijar partes o ensamblar una estructura segun una realizacion ventajosa; y
La figura 10 es un diagrama de flujo de un proceso de tratamiento previo de un sistema de sujecion segun una realizacion ventajosa.
DESCRIPCION DETALLADA
Haciendo referencia mas particularmente a los dibujos, pueden describirse realizaciones de la invencion en el contexto de un metodo 100 de fabricacion y servicio de aeronaves segun se muestra en la figura 1 y una aeronave 200 segun se muestra en la figura 2. Durante la preproduccion, el metodo 100 de fabricacion y servicio de aeronaves de la figura 1 pueden incluir la especificacion y diseno 102 de la aeronave 200 de la figura 1 y la adquisicion 104 de material. Durante la production, tienen lugar la fabricacion 1006 de componentes y subconjuntos y la integration 108 de sistemas de la aeronave 200 de la figura 2. Posteriormente, la aeronave 200 de la figura 2 puede pasar por la certification y entrega 110 con el fin de ser puesta en servicio 112. Mientras esta en servicio con un cliente, la aeronave 200 de la figura 2 puede programarse para un mantenimiento rutinario y reparacion 114, lo cual puede incluir modification, reconfiguration, y reacondicionamiento, y otro mantenimiento o reparacion.
Cada uno de los procesos del metodo 100 de fabricacion y servicio de aeronaves puede ejecutarse o realizarse por un integrador de sistemas, una tercera parte y/u otro operador segun se indica por la “X” en la rejilla situada a la derecha del flujograma de la figura 1. En estos ejemplos, el operador puede ser un cliente. Para los fines de esta invencion, un integrador de sistemas puede incluir, sin limitation, cualquier numero de fabricantes de aeronaves y subcontratistas de un sistema principal; una tercera parte puede incluir, sin limitacion, cualquier numero de vendedores, subcontratistas y suministradores; y un operador puede ser una aerollnea, companla de arrendamiento financiero, entidad militar, organization de reparacion, etc.
Segun se muestra en la figura 2, la aeronave 200, fabricada por el metodo 100 de fabricacion y servicio de aeronaves de la figura 1, puede incluir un fuselaje 202 con una pluralidad de sistemas 204 y un interior 206. Ejemplos de los sistemas 204 incluyen uno o mas de un sistema 208 de propulsion, sistema electrico 210, sistema hidraulico 212, sistema ambiental 214 y sistema 216 de fuselaje.
Los aparatos y metodos materializados en el presente documento pueden emplearse durante una cualquiera o mas de las etapas de produccion y del metodo 100 fabricacion y servicio de aeronaves de la figura 1. Por ejemplo, los componentes o subconjuntos proporcionados en la fabricacion 106 de subconjuntos pueden fabricarse o producirse de una manera similar a los componentes o subconjuntos producidos mientras la aeronave 200 esta en servicio. Asimismo, una o mas realizaciones del aparato, realizaciones del metodo o una combination de las mismas pueden utilizarse durante las etapas de produccion para la fabricacion 106 de componentes y subconjuntos e integracion 108 de sistemas de la figura 1, por ejemplo reduciendo el peso de la aeronave 200. Por ejemplo, el sistema de sujetador de material compuesto de las realizaciones ventajosas puede utilizarse en el ensamblaje de componentes estructurales y otros componentes de material compuesto en la aeronave 200. El uso de estos sistemas de sujecion de material compuesto reduce el peso al tiempo que mejora el rendimiento operativo global de la aeronave 200. Estos ahorros de peso adicionales pueden ayudar a aumentar los ahorros de combustible y a aumentar la capacidad de carga de pago de la aeronave 200.
Las diferentes realizaciones ventajosas proporcionan un metodo y aparato para fijar componentes o partes de fuselaje entre ellos. En particular, las diferentes realizaciones ventajosas pueden utilizarse para ensamblar una estructura de material compuesto para un producto, tal como una aeronave. Un componente de sujetador macho de
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material compuesto se hace pasar a traves de al menos una primera parte y una segunda parte. Este componente de sujetador macho de material compuesto tiene preferiblemente una porcion roscada. Un componente de sujetador hembra de material compuesto es posicionado adyacente a la porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto, rodeando a la misma.
Puede hacerse que una porcion del componente de sujecion hembra de material compuesto fluya alrededor o se conforme dentro de la porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto. La porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto que fluyo alrededor o se conformo dentro de la porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto se vuelve a solidificar o consolidar de tal manera que el componente de sujetador de hembra de material compuesto se fije con seguridad al componente de sujetador macho de material compuesto. La porcion del componente de sujetador hembra que fluyo alrededor o se conformo dentro de la porcion roscada del componente de sujetador de macho de material compuesto se inicia preferiblemente aplicando calor.
Se aplica calor al componente de sujetador hembra de material compuesto para hacer que una porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto fluya alrededor o se conforme dentro de la porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto. En este ejemplo, el componente de sujetador hembra de material compuesto se enfrla posteriormente, haciendo que el componente de sujetador hembra de material compuesto se resolidifique o se reconsolide de tal manera que el componente de sujetador hembra de material compuesto se fije o se asegure al componente de sujetador macho de material compuesto.
Ademas de aplicar calor al componente de sujetador hembra de material compuesto, se aplica preferiblemente presion o fuerza al componente de sujetador hembra de material compuesto para hacer que algunas porciones del componente de sujetador hembra de material compuesto fluyan alrededor o se conformen dentro de la porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto. Este tipo de proceso de ensamblaje puede emplearse durante cualquier esto de fabricacion, mantenimiento o reparacion para fijar con seguridad cualquier tipo de partes o componentes entre ellos. En estos ejemplos, las partes o componentes fijados o unidos conjuntamente utilizando el componente de sujetador macho de material compuesto y el componente de sujetador hembra de material compuesto son partes de material compuesto. En particular, estas pueden ser partes de una estructura de una aeronave, tales como un bastidor, rigidizador, o piel de ala, etc.
Volviendo a continuacion a la figura 3, se representa un diagrama que ilustra un sistema para sujetar partes segun una realizacion ventajosa. En este ejemplo, una herramienta 300 de ensamblaje de sujetador recupera un componente de sujetador macho de material compuesto de entre componentes 302 de sujetador macho de material compuesto y un componente de sujetador hembra de material compuesto de entre componentes 304 de sujetador hembra de material compuesto para formar un sistema de sujecion 306. El sistema de sujecion 306 se aplica a partes conjugadas 308 como parte del proceso de fijar o unir mecanicamente las partes 308 entre ellas. En estos ejemplos, las partes 308 pueden ser dos o mas partes, dependiendo de la implementacion particular. Ademas, las partes 308 pueden ser partes o componentes de material compuesto utilizados en un producto, tal como una aeronave.
La porcion de componente de sujetador macho de material compuesto del sistema de sujecion 306 se coloca a traves de las partes 308. El componente de sujetador hembra de material compuesto del sistema de sujecion 306 se coloca alrededor y junto a la porcion preferiblemente roscada del componente de sujetador macho de material compuesto. En realizaciones ventajosas, cuando el sistema de sujecion 306 esta en sitio con las partes conjugadas 308, se aplican calor 310 y fuerza 312 al componente de sujetador hembra de material compuesto por la herramienta 300 de ensamblaje de sujetador. El calor y la fuerza aplicados por la herramienta 300 de ensamblaje de sujetador hacen que una porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto fluya alrededor o se conforme dentro de la porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto. Posteriormente, el sistema de sujecion ensamblado, el sistema de sujecion 306, se deja enfriar. Este enfriamiento da como resultado que el componente de sujetador hembra de material compuesto se reconsolide o se resolidifique de una manera tal que el componente de sujetador de hembra de material compuesto sea fijado con seguridad al componente de sujetador macho de material compuesto. De esta manera, las partes 308 se sujetan o se unen mecanicamente entre ellas.
En estos ejemplos, el componente de sujetador macho de material compuesto y el componente de sujetador hembra de material compuesto del sistema de sujecion 306 pueden adoptar formas diferentes. Los componentes emplean una caracterlstica de bloqueo mecanico. En estos ejemplos, una caracterlstica de bloqueo mecanico es una caracterlstica que permite que un componente de sujetador macho se una o se bloquee en su sitio con un componente de sujetador hembra. Una caracterlstica de bloqueo mecanico es, por ejemplo, sin limitacion, una seccion roscada o ranuras concentricas de un componente de sujetador macho de material compuesto. Una porcion roscada en un componente de sujetador hembra de material compuesto es similarmente un ejemplo de una caracterlstica de bloqueo mecanico. En muchos casos, tanto los componentes de sujetador macho de material compuesto como los componentes de sujetador hembra de material compuesto tienen estas caracterlsticas, pero no
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se requieren para la realizacion ventajosa diferente.
En estos ejemplos, el componente de sujetador macho de material compuesto puede ser un perno de bloqueo, un pasador roscado, o algun otro componente conformado que contenga un vastago en el que parte de este tenga unas ranuras concentricas o una seccion roscada. El componente de sujetador hembra de material compuesto puede adoptar diversas formas incluyendo, por ejemplo, un collar conjugado, un collar recalcado o incluso una tuerca roscada. En algunos casos, el componente de sujetador hembra de material compuesto puede no incluir una caracterlstica de bloqueo mecanica, mientras que el componente de sujetador macho de material compuesto si la incluye. Tambien puede suceder a la inversa en otras realizaciones. Cuando adopta la forma de una tuerca roscada, el componente de sujetador hembra de material compuesto tambien incluye una seccion roscada que interactua o se acopla con las secciones roscadas del componente de sujetador macho de material compuesto. En otras realizaciones, el componente de sujetador hembra de material compuesto puede tener sencillamente una superficie cillndrica (externa, interna o ambas) que pueda colocarse alrededor de una porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto.
La herramienta 300 de ensamblaje de sujetador, en estos ejemplos, puede adoptar diversas formas. Por ejemplo, la herramienta 300 de ensamblaje de sujetador puede ser una herramienta manual en la que el sistema de sujecion 306 se pone en posicion y se coloca a mano a traves de las partes conjugadas 308. En este tipo de ejemplo, la herramienta 300 de ensamblaje de sujetador proporciona calor 310 y fuerza 312 para provocar la reconfiguracion o reconformacion de materiales compuestos dentro del componente de sujetador hembra de material compuesto. En otros ejemplos, la herramienta 300 de ensamblaje de sujetador puede ser un sistema automatizado o de tipo robotizado en el que la herramienta 300 de ensamblaje de sujetador contenga o recupere un suministro de componentes de sujetador, tales como los componentes 302 de sujetador macho de material compuesto y los componentes 304 de sujetador hembra de material compuesto, para formar sistemas de sujecion multiples, tal como el sistema de sujecion 306 para fijar partes conjugadas 308 entre ellas.
Volviendo ahora a la figura 4, se representa un diagrama que ilustra un sistema de sujecion segun una realizacion ventajosa. En este ejemplo, un sistema de sujecion 400 es un ejemplo de un sistema de sujecion, tal como el sistema de sujecion 306 de la figura 3. El sistema de sujecion 400 incluye un componente 402 de sujetador macho de material compuesto y un componente 404 de sujetador hembra de material compuesto, que tiene una forma sustancialmente cillndrica. El componente 402 de sujetador macho de material compuesto se desliza a traves de unos canales en los componentes 406 y 408 y luego dentro de un canal en el interior del componente 404 de sujetador hembra. En este ejemplo, el sistema de sujecion 400 se utiliza para unir los componentes 406 y 408 entre ellos.
Con referencia a continuacion a la figura 5, se representa una vista en seccion transversal de un componente de sujetador hembra de material compuesto segun una realizacion ventajosa. En este ejemplo, un componente 500 de sujetador hembra de material compuesto tiene una forma cillndrica que se ve en seccion transversal. El componente 500 de sujetador hembra de material compuesto incluye una superficie interior 502, que forma un canal 504 a traves del cual puede recibirse el componente de sujetador macho de material compuesto. En este ejemplo, la superficie interior 502 es una superficie sustancialmente lisa.
Volviendo a continuacion a la figura 6, se representa una vista en seccion transversal de un componente de sujetador hembra de material compuesto segun una realizacion ventajosa. En este ejemplo, un componente 600 de sujetador hembra de material compuesto tiene una superficie interior 602, que forma un canal 604 a traves del cual puede recibirse un componente de sujetador macho de material compuesto. En este ejemplo, la superficie interior 602 tiene una seccion roscada.
Volviendo ahora a la figura 7, se representa una vista en seccion transversal de un componente de sujetador macho de material compuesto segun una realizacion ventajosa. En este ejemplo, el componente 700 de sujetador macho de material compuesto tiene un miembro alargado con una seccion roscada 702, que puede colocarse dentro de un canal en un componente de sujetador hembra de material compuesto. En este ejemplo, la seccion 704 del componente 700 de sujetador macho de material compuesto puede extenderse a traves de dos o mas partes de material compuesto que se han de unir entre ellas utilizando el sistema de sujecion en los diferentes ejemplos ilustrativos.
Con referencia ahora a la figura 8, se representa una vista en seccion transversal de una estructura ensamblada utilizando un sistema de sujecion segun una realizacion ventajosa. En este ejemplo, una estructura 800 es una estructura de material compuesto para una aeronave que se ensambla utilizando unas partes 802 y 804. Estas partes se fijan entre ellas utilizando el sistema de sujecion 808.
En estos ejemplos, el sistema de sujecion 808 esta compuesto por un componente 810 de sujetador macho de material compuesto y un componente 812 de sujetador hembra de material compuesto. En particular, el componente 810 de sujetador macho de material compuesto es preferiblemente un pasador roscado, y el componente 812 de
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sujecion hembra de material compuesto es un collar recalcado o “con forma”. Segun puede verse, el componente 810 de sujetador macho de material compuesto contiene una seccion roscada 814. En los ejemplos representados, el componente de sujetador macho de material compuesto puede ser cualquier numero alargado que tenga una porcion roscada. Por supuesto, la porcion roscada puede incluir solo parte o todo el miembro alargado. El componente 810 de sujetador macho de material compuesto se ha colocado a traves de un agujero 806, que esta presente o que se taladra a traves de las partes conjugadas 802 y 804.
El componente 812 de sujetador hembra de material compuesto incluye una superficie interior 816 que se ha colocado sobre, o se ha posicionado alrededor de, la seccion roscada 814 en el componente 810 de sujetador macho de material compuesto. Este posicionamiento del componente 812 de sujetador hembra de material compuesto es un ejemplo de como el componente 812 de sujetador hembra de material compuesto puede colocarse o posicionarse junto a la seccion roscada 814 en el componente 810 de sujetador macho de material compuesto.
En esta realizacion ventajosa particular, se han aplicado calor y fuerza al componente 812 de sujetador hembra de material compuesto de tal manera que al menos una porcion de este componente fluya alrededor y se conforme dentro de la seccion roscada 814. En particular, el material compuesto a lo largo de la superficie interior 816 del componente 812 de sujetador hembra de material compuesto ha fluido alrededor y se ha conformado dentro de la seccion roscada 814. Por supuesto, ademas o en lugar del calor y/o la fuerza, puede emplearse cualquier proceso que pueda hacer o dar como resultado que un material compuesto a lo largo de la superficie interior 816 se vuelva a fundir y fluir o se conforme. Por ejemplo, un haz de electrones o un laser puede utilizarse para calentar o hacer que la superficie interior 816 del componente 812 de sujetador hembra de material compuesto fluya y vuelva a formarse.
El componente 812 de sujetador hembra de material compuesto se ha dejado enfriar de tal manera que el componente 812 de sujetador hembra de material compuesto se reconsolide o se resolidifique a su alrededor y/o en la seccion roscada 814 de tal modo que fije o conecte el componente 812 de sujetador hembra de material compuesto al componente 810 de sujetador macho de material compuesto. Con este tipo de fijacion, las partes 802 y 804 estan ahora fijadas mecanicamente y unidas entre ellas.
En estos ejemplos, los materiales del componente 812 de sujetador hembra de material compuesto se seleccionan de tal modo que este componente pueda volverse a calentar o fundir mas tarde para hacer o dar como resultado que las porciones del componente 812 de sujetador hembra de material compuesto alrededor de la seccion roscada 814 fluyan o se conformen de una manera que permita al componente 812 de sujetador hembra de material compuesto ser retirado o desprendido del componente 810 de sujetador macho de material compuesto. De esta manera, las partes 804 y 804 pueden separarse una de otra y desmontarse. Tal retirada o desmontaje del sistema de sujecion 808 puede ser necesario para reparacion o reemplazo, dependiendo de la estructura particular. Por supuesto, pueden seleccionarse materiales que, una vez curados, hagan que el componente 812 de sujetador hembra de material compuesto no pueda ser retirado del componente 810 de sujetador macho de material compuesto.
En estos ejemplos, pueden utilizarse tipos diferentes de resinas en los materiales compuestos que formar el componente de sujetador macho de material compuesto y el componente de sujetador hembra de material compuesto. Por un lado, pueden utilizarse resinas pollmeras termoestables, las cuales se endurecen permanentemente cuando se calientan y no se ablandaran de nuevo por el recalentamiento. Por otro lado, puede utilizarse una resina pollmera termoplastica, la cual puede fundirse y volverse a fundir multiples veces cuando se la recalienta. Este ultimo tipo de resina se utiliza en las realizaciones ventajosas ilustradas en las diferentes figuras.
Las resinas pollmeras termoplasticas tienen tlpicamente tiempos de procesamiento mas cortos que las resinas pollmeras termoestables. Ademas, estos tipos de materiales compuestos pueden recalentarse y reconformarse repetidamente si as! se requiere. Este tipo de caracterlstica permite que el sistema de sujecion sea desmontado si fuera necesario.
Ejemplos de materiales de resinas pollmeras termoplasticas que pueden utilizarse incluyen, por ejemplo, sin limitacion, pollmeros de cristal llquido (LCP); fluoroplasticos, incluyendo politetrafluoretileno (PTFE), etileno- propileno fluorizado (FEP), resina de perfluoralcoxi (pFa) y policlorotrifluoretileno (PCTFE), y pol itetrafl u o reti leno- perfluorometilvinileter (MFAmr); resinas basadas en cetonas, incluyendo polieteretercetona (PEEKMR); poliamidas (por ejemplo, nilon 6/6, con 30 por ciento de fibra de vidrio); polietersulfonas (PES); polialcidamidas (PAIS), polietilenos (PE); termoplasticos de poliester, incluyendo tereftalato de polibutileno (PBT); tereftalato de polietileno (PET), y poli(tereftalatos de fenileno); polisulfonas (PSU); poli(sulfuros de fenileno) (PPS).
Una resina pollmera termoestable es una resina que no se refunde ni vuelve a fluir facilmente despues del curado inicial. No obstante, este tipo de material de resina compuesto tambien puede utilizarse, dependiendo de la implementacion particular. Ejemplos de materiales de resina pollmera termoestable incluyen, por ejemplo, sin limitacion pollmeros acrllicos, poliesteres alquldicos, bismaleimidas (BMI), epoxis, resinas fenolicas, poliesteres, poliuretanos (PUR) y poliurea-formaldeldos.
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Por supuesto, puede utilizarse cualquier tipo de material dependiendo de las diversas propiedades y los usos deseados. Un ejemplo de un tipo de resina polimera termoplastico, utilizada en los ejemplos ilustrativos, es polieteretercetona aromatica. Este tipo de material tambien se denomina polimero PEEKMR. PEEKMR es una marca registrada de Victrex, Plc. Este tipo de material compuesto es deseable para uso en los diferentes sistemas de sujecion de material compuesto ilustrados en estos ejemplos porque este tipo de material proporciona una extremadamente buena resistencia quimica, resistencia a la abrasion, resistencia a altas temperaturas, resistencia hidraulica, resistencia a la llama con bajos gases de humo y toxicos, junto con unas propiedades electricas excelentes y una excelente resistencia a los rayos gamma.
Ademas, en estos ejemplos, los materiales compuestos emplean materiales compuestos reforzados con fibras cortas. Una fibra corta es considerada un material compuesto con aproximadamente de un veinte por ciento a cerca de un veinticinco por ciento en volumen de contenido de fibra. El uso de este tipo de fibra reduce los problemas de la orientacion y rotura de las fibras que podrian tener lugar con materiales compuestos de fibra mas larga. Por supuesto, tambien pueden utilizarse materiales compuestos reforzados con fibra larga dependiente del tipo de fibras. Un fibra larga se considera, en estos ejemplos, un material compuesto que utiliza aproximadamente de un cincuenta por ciento a cerca de un sesenta por ciento de contenido de fibras de vidrio, aramida o carbono. Otros ejemplos de materiales que pueden utilizarse en el sistema de sujecion de material compuesto, en estos ejemplos, son fibras de vidrio, carbono o titanato, que pueden componerse o mezclarse en el polimero termoestable. Estos tipos de fibras puede utilizarse en niveles de hasta aproximadamente un treinta por ciento. El uso de estos tipos de fibras puede mejorar el agrietamiento por esfuerzo, la resistencia al corte pasante, la estabilidad dimensional, la adherencia, el alabeo, la deflexion termica, la resistencia a la traccion y el modulo de flexion.
Una caracteristica adicional que puede implementarse en el sistema de sujecion de material compuesto, en estos ejemplos, es “pretratar” o “prerrevestir” los componentes de sujetador de material compuesto. El componente de sujetador macho de material compuesto y el componente de sujetador hembra de material compuesto pueden “pretratarse” o “prerrevestirse” con un revestimiento organico que mejore la compatibilidad de estos componentes con otros materiales compuestos y metalicos diferentes. Con esta compatibilidad mejorada, las estructuras ensambladas con los componentes de material compuesto prerrevestidos muestran tipicamente problemas reducidos relativos a deslaminacion de material compuesto, intrusion de agua, continuidad electrica del componente, formacion de arco electrico entre componentes, corrosion galvanica, hermeticidad al combustible y lubricidad superficial que permite un movimiento relativo debido a la expansion diferencial de los componentes en la estructura.
Con referencia ahora a la figura 9, se representa un flujograma de un proceso para fijar o unir partes o ensamblar una estructura segun una realizacion ventajosa. En este ejemplo, el proceso ilustrado en la figura 9 puede implementarse utilizando la herramienta 300 de ensamblaje de sujetador de la figura 3.
El proceso comienza alineando las partes (operacion 900). En estos ejemplos, las partes pueden alinearse colocando las partes en las posiciones adecuadas unas con respecto a otras para su fijacion mecanica. A continuacion, el canal o agujero puede taladrarse o formarse a traves de las partes para permitir que un componente de sujetador macho de material compuesto pase o sea insertado a traves del canal o agujero. Dependiendo de la implementacion particular, estas partes pueden tener los agujeros o un canal pretaladrados o preformados, estando los agujeros o canales alineados entre ellos. Seguidamente, un componente de sujetador macho de material compuesto se coloca a traves de las partes alineadas y adyacentes (operacion 902). La operacion 902 se realiza haciendo pasar el componente de sujetador macho de material compuesto a traves del agujero o canal que atraviesa las partes alineadas y adyacentes.
A continuacion, un componente de sujetador hembra de material compuesto se posiciona adyacente a y sobre una porcion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto (operacion 904). El componente de sujetador hembra de material compuesto se coloca o se posiciona adyacente o sobre las seccion roscada del componente de sujetador macho de material compuesto posicionando el componente de sujetador hembra de material compuesto de tal manera que una superficie o porcion interior del componente de sujetador hembra de material compuesto este adyacente a la(s) seccion(es) roscada(s).
Posteriormente, se aplican calor y fuerza al componente de sujetador hembra de material compuesto (operacion 906). En los ejemplos, la herramienta de ensamblaje de sujetador puede calentarse desde aproximadamente 315° C (600° F) hasta 370° C (700° F) como minirno, aplicando una fuerza desde aproximadamente 450 N (100 libras) hasta 1350 N (300 libras) durante al menos cerca de 15 a 30 segundos. Estos parametros estan presentes con la finalidad de ilustrar una realizacion. La temperatura, fuerza y tiempo utilizados puede variar dependiendo del sistema de sujecion que se use en otras realizaciones. Dependiendo de la implementacion particular, unicamente puede aplicarse calor al componente de sujetador hembra de material compuesto. La operacion 906 esta destinada a hacer que una porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto fluya alrededor o se conforme dentro de las porciones roscadas del componente de sujetador macho de material compuesto. Aunque se ilustran calor y fuerza como las tecnicas utilizadas para hacer que una porcion del componente de sujetador hembra de material compuesta fluya alrededor o se conforme dentro de la(s) seccion(es) roscada(s), pueden utilizarse otros
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mecanismos. Por ejemplo, puede utilizarse un procedimiento de haz de electrones o un laser para hacer que la porcion del componente de sujetador hembra de material compuesto fluya o se conforme.
Seguidamente, se enfrla el componente de sujetador hembra de material compuesto (operacion 908), terminando posteriormente el proceso. El enfriamiento del componente de sujetador hembra de material compuesto puede tener lugar retirando la fuente de calor que se estaba aplicando a este componente. En otros ejemplos, el componente de sujetador de material compuesto puede enfriarse realmente con un sistema de enfriamiento. Las operaciones 906 y 908 se realizan con parte de un paso o proceso de curado del sistema de sujecion de material compuesto que hace que el componente de sujetador hembra de material compuesto sea fijado o unido al componente de sujetador macho de material compuesto.
Volviendo ahora a la figura 10, se representa un flujograma de un proceso para pretratar componentes de un sistema de sujecion segun una realization ventajosa. El proceso ilustrado en la figura 10 puede aplicarse a componentes de un sistema de sujecion de material compuesto antes del uso del sistema de sujecion para fijar o unir mecanicamente partes entre ellas.
El proceso comienza limpiando los componentes de sujetador (operacion 900). En esta operacion, la limpieza puede realizarse eliminando aceites u otros contaminantes de la superficie de los componentes de material compuesto. Al eliminar los aceites y otros contaminantes, puede incrementarse la union mecanica del revestimiento del sujetador. El proceso aplica una solution 1001 de revestimiento a los componentes de sujetador (operacion 1002). La solution de revestimiento es un material de revestimiento en una solucion. En la operacion 1002, se proporciona un material de revestimiento, preferiblemente en una solucion, de modo que pueda ser aplicado facil y uniformemente a los componentes. La funcion usual del material de revestimiento es proteger el material de base, al cual se le aplica contra la actividad de la corrosion, incluyendo, por ejemplo, corrosion electrolltica convencional, corrosion galvanica y corrosion por esfuerzo. En estos ejemplos, el material de revestimiento es una formulation que primariamente es una composition organica, pero que puede contener aditivos para mejorar las propiedades del revestimiento final. En una realizacion, el revestimiento se disuelve inicialmente en un llquido portador de modo que pueda aplicarse a un sustrato.
Puede utilizarse cualquier enfoque de revestimiento adecuado, tal como inmersion, pulverization, cepillado o un metodo de lecho fluidizado. En el enfoque preferido, la solucion de material de revestimiento disuelto en disolvente se pulveriza sobre el precursor del componente.
Una solucion de revestimiento pulverizable tlpica tiene preferiblemente cerca de un 30 por ciento en peso de etanol, aproximadamente un 7 por ciento en peso de tolueno, aproximadamente un 45 por ciento en peso de metiletilcetona (MEK) como disolvente; y aproximadamente un 2 por ciento en peso de cromato de estroncio, aproximadamente un 2 por ciento en peso de polvo de aluminio, estando mezclado el resto con resina fenolica y, al menos, un plastificante. Una pequena cantidad de politetrafluoretileno puede anadirse opcionalmente. Un producto de esta clase esta disponible comercialmente con el nombre de Hi-Kote 1MR en Lisi Aerospace-Hi-Shear Corp., Torrance, California. Este producto tiene un tratamiento de curado estandar a temperatura elevada de una hora a +425 grados, +/- 25 grados, segun recomienda el fabricante. El revestimiento Hi-Kote 1MR y otros revestimientos similares se describen en las patentes norteamericanas comunmente cedidas numeros 5.614.037, 5.858.133, 5.922.472 y 5.944.918, los contenidos de las cuales se incorporan aqul por referencia al campo de action en la medida en que ellas no entran en conflicto con el texto expllcito de esta memoria.
El material de revestimiento se proporciona preferiblemente en una solucion con la finalidad de que sea uniformemente aplicado. El material de revestimiento es preferiblemente una formulacion que es primariamente de naturaleza organica, pero que puede contener tambien aditivitos para mejorar las propiedades del revestimiento final. A modo de ejemplo, un compuesto de TeflonMR puede anadirse para mejorar la lubricidad del revestimiento, lo cual permite unos requisitos de fuerza de insertion reducida, un mejor relleno de agujeros y una recogida de laminas mejorada. A modo de otro ejemplo, puede anadirse un pigmento de polvo de aluminio para mejorar la totalidad de la integridad material del revestimiento. Inicialmente, el revestimiento se disuelve deseablemente en un llquido portador para facilitar diversos metodos de deposition sobre un sustrato.
Segun una realizacion, la superficie exterior del componente de sujetador de material compuesto es limpiada con jabon y secada (por ejemplo, desengrasada) antes de la aplicacion del revestimiento. El desengrasado limpia la superficie del material compuesto de aceites u otros contaminantes que puedan estar presentes sobre la superficie exterior del componente de sujetador. El desengrasado aumenta la union mecanica del revestimiento con la superficie del componente de sujetador. Los revestimiento de las realizaciones ventajosas son internamente coherentes y se depositan uniformemente con un rango de grosor preferido desde aproximadamente 8 mm (0,0003 pulgadas) hasta aproximadamente 13 mm (0,0005 pulgadas), aunque el revestimiento puede tener otros grosores si se desea.
Posteriormente, los componentes de sujetador con el revestimiento aplicado se tratan termicamente para curar el
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revestimiento (operacion 1004), finalizando el proceso mas tarde y quedando listos los componentes para su uso.
La operacion de curado se emplea para efectuar cambios estructurales dentro del componente organico, tlpicamente una reticulacion de las moleculas organicas para mejorar la adhesion y cohesion del revestimiento.
Opcionalmente, antes de realizar el curado en la operacion 1004, la mayor parte del disolvente de la solucion de revestimiento puede retirarse del revestimiento aplicado mediante el secado o “curado rapido” 1003, bien a temperatura ambiente o a una temperatura ligeramente elevada, de modo que el artlculo o componente revestido este seco al tacto. El curado rapido o secado puede lograrse a aproximadamente 95° C (200° F) grados durante cerca de uno a dos minutos y consigue la evaporacion de la mayor parte del disolvente, permitiendo que el artlculo o componente revestido sea manipulado sin alterar o danar la capa de revestimiento.
El componente revestido aun puede no resultar adecuado para servicio despues del secado o curado rapido, dado que el revestimiento puede no haberse curado y adherido suficientemente a la superficie del componente de material compuesto y porque el revestimiento mismo no es lo suficientemente coherente o reticulado para resistir la actividad de la corrosion o el dano mecanico durante la instalacion o servicio subsiguiente.
Una serie de materiales de revestimiento organicos curables estan disponibles y operativos en el presente proceso. Mas especlficamente, el material de revestimiento puede ser cualquiera de una amplia variedad de materiales de revestimiento organicos curables que tengan resinas aromaticas, tales como resinas fenolicas, poliamidas y polibenzoxazoles. La resina o resinas se mezclan preferiblemente con uno o mas plastificantes, otros componentes organicos, tal como politetrafluoretileno, y aditivos inorganicos, tales como polvo de aluminio y/o cromato de estroncio u otros aditivos inhibidores de la corrosion. Estos compuestos de revestimiento se disuelven preferiblemente en un disolvente adecuado presente en cierta cantidad para producir una consistencia de aplicacion deseada. Para resinas poliaromaticas, generalmente el disolvente es ventajosamente una mezcla de etanol, tolueno y metiletilcetona (MEK).
Para curar totalmente el revestimiento, en estos ejemplos, este se calienta y se mantiene por encima de la temperatura de curado del material de revestimiento segun se describe en la operacion 1004. Con este proceso recomendado de curado “en pleno” o total, el tiempo de curado variara segun el material de revestimiento utilizado y la temperatura de curado asociada seleccionada. Las temperaturas de curado tlpicas oscilan desde aproximadamente 120° C (+250° F) hasta aproximadamente 230° C (+450° F) y los tiempos de curado tlpicos oscilan desde aproximadamente una hora hasta cuatro horas, no respectivamente, y de manera tlpica desde aproximadamente 200° C (400° F) hasta aproximadamente 230° C (+450° F) durante aproximadamente 1 a aproximadamente 1,5 horas, no respectivamente. Se comprende que el termino “prerrevestido” o “prerrevestimiento” se refiere al proceso de revestimiento del componente de sujetador antes de su instalacion y ensamblaje en su uso final.
En el caso del Hi-Kote 1RM son ejemplares una temperatura de curado rapido de 95° C (+200° F) durante uno a dos minutos o una temperatura de curado total de 220° C (+425° F) durante aproximadamente una hora. La mayor parte de la porcion de disolvente del revestimiento se elimina mediante un proceso de secado por “curado rapido” a una temperatura ligeramente elevada de 95° C (+200° F) durante uno a dos minutos. El curado rapido volatiliza la porcion volatil del disolvente del revestimiento y permite la manipulacion del sujetador revestido antes de su curado completo.
Los revestimientos de la presente invention son coherentes internamente y se depositan uniformemente con un rango de grosor preferido de aproximadamente 7 mm (0,0003 pulgadas) hasta aproximadamente 13 mm (0,0005 pulgadas), aunque el revestimiento puede tener otros grosores si se desea. Sorprendentemente, se ha demostrado mediante ensayos que el revestimiento depositado sobre un sujetador de tipo remache, y curado subsiguientemente, es capaz de soportar las fuerzas de instalacion ejercidas sobre el remache prerrevestido durante su recalcado. Por ejemplo, los componentes de sujetador prerrevestidos de una realization de la presente invencion satisfacen los requisitos de doble resistencia a la cizalladuradura necesarios utiles en aplicaciones estructurales primarias de una aeronave. Especlficamente, los sujetadores de esta realizacion deben satisfacer los requisitos de resistencia final a la cizalladuradura para remaches sin revestir de un mlnimo de 279 MPa (34.500 libras/pulgada cuadrada), mostrando al tiempo un impacto no perceptible sobre la integridad del revestimiento incluso si los vastagos salientes de los remaches se expanden durante la instalacion hasta un diametro de aproximadamente 1,6 veces sus diametros iniciales.
Los resultados de ensayo reales de ensayos de cizalladuradura doble indicaron sorprendentemente que los remaches de material compuestos prerrevestidos adaptaban de hecho a los requisitos establecidos por los remaches de material compuesto no revestidos. Especlficamente, los valores de cizalladuradura finales oscilaron desde 241 MPa (34.900 libras/pulgada cuadrada) hasta 279 MPa (40.400 libras/pulgada cuadrada) con una media de 258 MPa (37.400 libras/pulgada cuadrada). No aparecieron evidencias de astillado u otras condiciones insatisfactorias con respecto a la adherencia del revestimiento tras la inspection de los recalcados de los remaches
tras las instalaciones.
La descripcion de las diferentes realizaciones ventajosas se ha presentado con fines ilustrativos y descriptivos y no pretende ser exhaustiva ni limitar la invencion en la forma descrita. Muchas modificaciones y variaciones seran 5 evidentes para los versados en la materia. Ademas, realizaciones ventajosas diferentes pueden proporcionar ventajas diferentes en comparacion con otras realizaciones ventajosas. La realizacion o realizaciones seleccionadas se eligen y describen con el fin de explicar del mejor modo los principios de la invencion y la aplicacion practica, y permitir que otros versados en la materia comprendan la invencion para diversas realizaciones con diversas modificaciones que sean adecuadas para el uso particular contemplado.
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Claims (8)

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    REIVINDICACIONES
    1. Un metodo para ensamblar una estructura (800) de material compuesto para una aeronave, comprendiendo el metodo:
    aplicar un revestimiento de un material a un componente (810) de sujetador macho de material compuesto y un componente (812) de sujetador hembra de material compuesto para mejorar la compatibilidad de los componentes (810, 812) con otro material compuesto diferente y con materiales metalicos; tratar termicamente los componentes (810, 812) de sujetador macho y hembra de material compuesto para curar el revestimiento;
    colocar el componente (810) de sujetador macho de material compuesto a traves de un par de partes (802, 804) de aeronave, el componente (810) de sujetador macho de material compuesto teniendo una caracterlstica (702) de bloqueo mecanico;
    posicionar el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto alrededor del vastago y junto a la caracterlstica (702) de bloqueo mecanico, mientras que el componente (810) de sujetador macho de material compuesto esta posicionado a traves del par de partes (802, 804) de aeronave, en donde el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto comprende fibra de carbono y resina y tiene una forma cillndrica;
    aplicar calor y fuerza al componente (812) de sujetador hembra de material compuesto para hacer que una porcion del componente (812) de sujetador hembra de material compuesto se funda y fluya en la caracterlstica (702) de bloqueo mecanico; y
    eliminar el calor y la fuerza de manera que la porcion del componente (812) de sujetador hembra de material compuesto que fundido se re-solidifica, en donde el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto esta unido al componente (810) de sujetador macho de material compuesto y el par de partes (802, 804) de aeronave que se emparejan son mecanicamente unidos entre si.
  2. 2. El metodo de la reivindicacion 1, en el que el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto tiene una forma cillndrica externamente y una seccion roscada en una porcion interior del componente (812) de sujetador hembra de material compuesto disenada para interactuar mecanicamente y acoplarse con una porcion roscada (814) del componente (810) de sujetador macho de material compuesto.
  3. 3. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la resina se selecciona de entre una resina pollmera termoplastico o una resina pollmera termoestable.
  4. 4. El metodo de la reivindicacion 1, en el que las partes (802, 804) de aeronave son partes de material compuesto.
  5. 5. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la caracterlstica (702) de bloqueo mecanico es una de entre roscas o ranuras concentricas.
  6. 6. Una estructura (800) de aeronave de material compuesto que comprende:
    una primera parte (802) de aeronave de material compuesto; una segunda parte (804) de aeronave de material compuesto;
    un componente (810) de sujetador macho de material compuesto colocado a traves de la primera parte (802) de aeronave de material compuesto y la segunda parte (804) de aeronave de material compuesto, el componente (810) de sujetador macho de material compuesto teniendo una caracterlstica (702) de bloqueo mecanico; y
    un componente (812) de sujetador hembra de material compuesto fijado al componente (810) de sujetador macho de material compuesto por medio de procesar el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto de una manera que haga que una porcion del componente (812) de sujetador hembra de material compuesto fluya alrededor de la caracterlstica (702) de bloqueo mecanico del componente (810) de sujetador macho de material compuesto y se vuelva a solidificar alrededor de la caracterlstica (702) de bloqueo mecanico para unir el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto al componente (810) de sujetador macho de material compuesto;
    caracterizada por que el componente (810) de sujetador macho de material compuesto y el componente (812) de sujetador hembra de material compuesto estan revestidos de un material para mejorar la compatibilidad de los componentes (810, 812) con otros materiales compuestos y metalicos diferentes.
  7. 7. La estructura de aeronave de material compuesto de la reivindicacion 6, en la que la primera parte (802) de aeronave de material compuesto y la segunda parte (804) de aeronave de material compuesto son parte de un ala para una aeronave.
  8. 8. La estructura de aeronave de material compuesto de la reivindicacion 6, en la que la primera parte (802) de aeronave de material compuesto y la segunda parte (804) de aeronave de material compuesto son componentes
    estructurales de una aeronave.
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