ES2566168T3 - Estructura aeronáutica con elementos de refuerzo integrados - Google Patents

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Elena ARÉVALO RODRÍGUEZ
Estelle Baligand
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Abstract

Estructura aeronáutica integrada (10) de un material compuesto que comprende un revestimiento (13), una pluralidad de larguerillos (15) y una pluralidad de cuadernas (17); estando dispuestos los larguerillos (15) y las cuadernas (17) de manera que existen zonas de cruce entre ellos; comprendiendo las cuadernas (17) orificios para el paso de los larguerillos (15) en sus zonas de cruce; al menos, un elemento interior de refuerzo (31), realizado con un material compuesto, de, al menos, un larguerillo (15) en un tramo (18) situado entre dos cuadernas (17) contiguas; comprendiendo dicho elemento interior de refuerzo (31) una parte inferior (33) configurada con una forma apta para superponerse al larguerillo (15) en dicho tramo (18) caracterizada por que el elemento de refuerzo comprende además una parte superior (35) configurada con un alma (37) y una cabeza (39); incluyendo, respectivamente, la parte inferior (33) y el alma (37) en sus extremos unas solapas (48, 49) de unión al alma de las cuadernas (17) contiguas; incluyendo la parte inferior (33) pies de apoyo en el revestimiento (13).

Description

DESCRIPCION
Estructura aeronautica con elementos de refuerzo integrados
Campo de la invencion
La presente invencion se refiere a una estructura aeronautica de material compuesto con una estructura de refuerzo 5 integrada en zonas con aberturas o que soportan cargas elevadas.
Antecedentes de la invencion
La estructura principal del fuselaje de una aeronave comprende tfpicamente un revestimiento, unos larguerillos y unas cuadernas. El revestimiento se rigidiza longitudinalmente mediante los larguerillos para disminuir su espesor y ser competitivo en peso, mientras que las cuadernas impiden la inestabilidad general del fuselaje y pueden estar sometidas 10 a introducciones locales de carga.
Como la industria aeronautica requiere estructuras que, por una parte, soporten las cargas a las que estan sometidas, cumpliendo por tanto elevadas exigencias de resistencia y rigidez, y que, por otra parte, sean lo mas ligeras posible, se ha extendido cada vez mas el uso de los materiales compuestos en estructuras primarias de aeronaves ya que, aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se pueden conseguir importantes ahorros en peso 15 frente a los disenos realizados tradicionalmente en materiales metalicos.
En las zonas de las estructuras aeronauticas con aberturas o que tienen que soportar cargas mas elevadas, por ejemplo, aquellas zonas del fuselaje de una aeronave que soportan las cargas introducidas por el suelo de la cabina de la aeronave se plantean unos requerimientos especiales.
La Figuras 1a y 1b muestran dos soluciones conocidas en la tecnica para atender esos requerimientos en el caso de 20 fuselajes que utilizan vigas longitudinales en lugar de larguerillos en las zonas con aberturas para reforzarlas y rigidizarlas. Los cruces entre vigas y cuadernas se realizan de forma que solo uno de los dos elementos se mantiene continuo (o bien las vigas o bien las cuadernas). Ello implica que hay que unir posteriormente ambos elementos en las zonas de cruce mediante una pluralidad de elementos de union (remachados o pegados), lo cual ocasiona altas penalizaciones en peso y/o altos costes de produccion y de ensamblaje asf como riesgos de despegado en el caso de 25 utilizar elementos de union pegados a las vigas y las cuadernas.
Se divulga otra solucion en el documento US2008/0010942 que constituye en estado de la tecnica mas cercano.
La presente invencion esta dirigida a la solucion de esos inconvenientes. Sumario de la invencion
El objetivo basico de la presente invencion es proporcionar elementos de refuerzo de una estructura aeronautica 30 (reivindicacion 1) tal como un fuselaje para su aplicacion en zonas de la estructura que lo necesitan bien por tener aberturas o por estar sometidas a cargas elevadas.
En el caso de un fuselaje dicha estructura comprende un revestimiento base, unos larguerillos longitudinales, preferiblemente con seccion transversal en forma de omega o de T y unas cuadernas transversales, hechos todos ellos con un material compuesto que puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con resina termoestable o 35 termoplastica.
La finalidad de los elementos de refuerzo de la invencion es doble: por un lado esta orientada a conseguir un concepto mas sencillo y por tanto menos costoso y, por otro lado, esta orientada a proporcionar un paso de cargas mas uniforme entre los distintos elementos que forman la estructura, de tal modo que se eviten posibles problemas de despegados.
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De este modo, la invencion consigue proporcionar una estructura aeronautica mejorada, pues comprende elementos de refuerzo con continuidad en las zonas de cruce, estando ademas dichos elementos integrados en la estructura.
Para ello, la invencion propone mantener la traza de larguerillos y cuadernas en la zona del fuselaje necesitada de refuerzo y unir a los larguerillos de esa zona unos elementos especfficos de refuerzo, que tambien se unen a las cuadernas. Esos elementos especfficos estan configurados para soportar las cargas involucradas y para permitir que el conjunto de elementos de refuerzo pueda ser fabricado junto con el resto de la estructura de una manera totalmente integrada, es decir sin ninguna union mecanica.
Esos elementos especfficos comprenden elementos interiores de refuerzo de los larguerillos en el tramo situado entre dos cuadernas adyacentes y elementos exteriores de refuerzo en tramos a ambos lados de dichas cuadernas.
Los elementos interiores de refuerzo estan configurados con una parte inferior con una forma apta para superponerse a los larguerillos y una parte superior con un alma provista de solapas de union al alma de las cuadernas y una cabeza con unas zonas extremas de union a la parte superior de las cuadernas.
Los elementos exteriores de refuerzo estan configurados con una forma apta para superponerse a los larguerillos y una parte superior con un alma provista de solapas de union al alma de las cuadernas y, opcionalmente, una cabeza con una zona extrema de union a la parte superior de la cuaderna. El alma y la cabeza pueden tener, respectivamente, una altura y una anchura variable desde el extremo en contacto con una cuaderna hasta su otro extremo.
Una estructura aeronautica con dichos elementos especfficos de refuerzo soluciona dos problemas de la tecnica anterior:
- Proporciona continuidad de carga en el sentido de los larguerillos, al conseguir en la zona reforzada el paso de los larguerillos por orificios de las cuadernas.
- Elimina remaches y piezas extra que aumentan el peso de la estructura.
Otro objetivo de la presente invencion es proporcionar procesos de fabricacion de una estructura aeronautica (reivindicaciones 9 y 12) con los elementos especfficos de refuerzo que se han mencionado integrando todos sus componentes.
Al tratarse de elementos especfficos de refuerzo de los larguerillos, pueden proporcionarse como componentes separados y unirse a un sub-conjunto revestimiento-larguerillos y a las cuadernas para formar una estructura integrada.
Tambien pueden unirse los elementos especfficos de refuerzo de los larguerillos a las cuadernas y unir ese sub- conjunto a un sub-conjunto revestimiento-larguerillos.
Los procesos mencionados son aplicables en particular a procesos de fabricacion de fuselajes completes (“one-shot”) y a procesos de fabricacion de fuselajes panelizados.
Otras caracterfsticas y ventajas de la presente invencion se desprenderan de la siguiente descripcion detallada de una realizacion ilustrativa y no limitativa de su objeto en relacion con las figuras que se acompanan.
Breve descripcion de las figuras
Las Figuras 1a y 1b son vistas esquematicas en perspectiva de zonas reforzadas de un fuselaje de aeronave, incluyendo una ampliacion de una zona de cruce entre cuadernas y vigas de refuerzo, segun la tecnica anterior conocida.
La Figura 2a es una vista esquematica en perspectiva de una estructura aeronautica que incluye elementos de refuerzo segun una realizacion de la presente invencion y las Figuras 2b y 2c son secciones transversales por los pianos A-A y B-B.
La Figura 3a es una vista esquematica en perspectiva de un elemento interior de refuerzo de un larguerillo segun una 5 realizacion de la presente invencion y la Figura 3b es una seccion transversal esquematica de dicho elemento interior de refuerzo.
La Figura 4a es una seccion transversal esquematica de las preformas utilizadas para conformar dicho elemento interior de refuerzo segun una realizacion de la presente invencion y la Figura 4b es una vista esquematica en perspectiva de una de esas preformas.
10 La Figura 5a es una vista esquematica en perspectiva de un elemento exterior de refuerzo de un larguerillo segun una realizacion de la presente invencion, la Figura 5b es una seccion transversal esquematica de dicho elemento exterior de refuerzo y la Figura 5c una seccion transversal esquematica de las preformas utilizadas para conformar un elemento exterior de refuerzo segun una realizacion de la presente invencion.
Las Figuras 6a y 6b son, respectivamente, la seccion transversal de un elemento interior de refuerzo segun una 15 realizacion de la invencion para un larguerillo en forma de T y la seccion transversal de las preformas utilizadas para conformarlo.
La Figura 7 es una vista en perspectiva de una cuaderna con orificios de paso de larguerillos.
La Figura 8 muestra los pasos basicos de un proceso de fabricacion de una estructura de un fuselaje de aeronave que incluye elementos de refuerzo segun una realizacion de la presente invencion.
20 La Figura 9 muestra los pasos basicos de un proceso de fabricacion de una estructura de un fuselaje de aeronave que incluye elementos de refuerzo segun otra realizacion de la presente invencion.
La Figura 10 es una vista detallada de la Figura 9 en una zona de cruce de una cuaderna con un larguerillo provisto de un elemento exterior de refuerzo.
Descripcion detallada de la invencion
25 Describiremos detalladamente la estructura aeronautica objeto de la invencion en relacion con la estructura de un fuselaje de aeronave, pero la invencion tambien es aplicable a estructuras de alas o estabilizadores de cola de aeronaves.
Como es bien sabido la estructura tfpica de un fuselaje de aeronave esta formada por un revestimiento, unas cuadernas transversales y unos larguerillos longitudinales. El revestimiento soporta cargas longitudinales, transversales y de 30 cortadura en el plano; por ello, para conseguir la suficiente rigidez axial de este revestimiento y conseguir estabilizarlo a pandeo, sin aumentar su espesor, se introducen los citados larguerillos longitudinales, que asumen principalmente las cargas longitudinales de la estructura. Por otra parte, la estructura del fuselaje comprende ademas multiples cuadernas que soportan mayoritariamente las cargas transversales de la estructura del fuselaje, mantienen la superficie aerodinamica y evitan la inestabilidad general del fuselaje.
35 Las zonas del fuselaje que estan sometidas a cargas elevadas o que incluyen aberturas deben incluir estructuras de refuerzo.
La Figura 2a muestra una estructura 10 de un fuselaje de aeronave que tiene una abertura en una zona del revestimiento delimitada por dos cuadernas 17 contiguas y dos larguerillos 15 contiguos y que esta reforzada segun una realizacion de la invencion.
La estructura de refuerzo, aplicada sobre los larguerillos 15, esta formada por dos elementos interiores de refuerzo 31 dispuestos en los tramos 18 situados entre dichas cuadernas 17 y por cuatro elementos exteriores de refuerzo 51 en los tramos 19, 19' situados a ambos lados de dichas cuadernas 17. Los elementos interiores y exteriores de refuerzo 31, 51 estan unidos de forma integrada a los larguerillos 15 y a las cuadernas 17.
5 Las Figuras 2b y 2c muestran, respectivamente, secciones transversales esquematicas de la Figura 2a por los planos A- A y B-B en las que se aprecian los elementos interiores y exteriores de refuerzo 31, 51, los larguerillos 15 y el revestimiento 13 (en las Figuras 2b y 2c se ha dejado una separacion entre ellos con fines ilustrativos).
Siguiendo las Figuras 2a, 3a y 3b puede observarse que, en una realizacion de la invencion, las principales caracterfsticas de los elementos interiores de refuerzo 31 son que estan configurados por una parte inferior 33 con la 10 misma forma de omega de los larguerillos 15 a los que se unen y una parte superior 35 formada por un alma 37 y una cabeza 39 con unas zonas extremas 43, 45 configuradas para quedar dispuestas sobre las cuadernas 17. Los elementos interiores de refuerzo 31 tambien comprenden solapas 48, 49 de union al alma de las cuadernas 17, como veremos en mayor detalle mas adelante.
Siguiendo las Figuras 4a y 4b se pueden apreciar las tres preformas utilizadas en una realizacion preferente de la 15 invencion para conformar los elementos interiores de refuerzo 31: dos preformas simetricas 71, 73 para conformar su cuerpo y una preforma 75 para conformar su cabeza. La expresion "preforma laminada" usada en esta memoria descriptiva designa un elemento de material compuesto que esta destinado a ser integrado con otros elementos en el proceso de fabricacion del componente al que pertenece.
La parte inferior de la preforma 71, con seccion transversal en forma de la mitad de una omega, esta formada por las 20 superficies 81, 82 y 83, comprendiendo a la superficie inclinada 82 las solapas 48 destinadas a unirse al alma de las cuadernas 17 y siendo las superficies 81 los pies de union al revestimiento 13.
La parte superior de la preforma 71 esta formada por las superficies 84 y 85 destinadas a formar parte, respectivamente, del alma 37 y de la parte interna de la cabeza 39, comprendiendo la superficie vertical 84 las solapas 49 de union al alma de las cuadernas 17.
25 Siguiendo las Figuras 5a, 5b y 5c puede observarse que, en una realizacion de la invencion, las principales caracterfsticas de los elementos exteriores de refuerzo 51 son que estan configurados por una parte inferior 53 con la misma forma de omega de los larguerillos 15 a los que se unen y una parte superior 55 formada por un alma 57 de altura decreciente desde una altura maxima en el extremo unido a la cuaderna 17 hasta una altura nula en el otro extremo y una cabeza 60 de anchura decreciente desde una anchura maxima en el extremo unido a la cuaderna 17 30 hasta una anchura nula en el otro extremo.
Los elementos exteriores de refuerzo 51 tambien comprenden solapas 58, 59 de union al alma de las cuadernas 17, como veremos en mayor detalle mas adelante.
Las preformas utilizadas para los elementos exteriores de refuerzo 51 son dos preformas 91, 93 para conformar su parte inferior en forma de omega, su alma y su cabeza y una preforma plana 94 encima de dicha cabeza.
35 En otra realizacion de la invencion, los elementos exteriores de refuerzo 51 no tienen la cabeza 60 (ver Figura 9).
Como hemos dicho anteriormente, la configuracion de la parte inferior de los elementos interiores y exteriores de refuerzo 31, 51 es dependiente de la configuracion de los larguerillos 15.
En las Figuras 6a y 6b se muestran, respectivamente la configuracion de un elemento interior de refuerzo 31 unido a un larguerillo 15 con una seccion transversal en forma de T y las preformas 76, 77 utilizadas para su conformacion.
40 Por otro lado, y como se muestra en la Figura 7, en una realizacion de la invencion las cuadernas 17 con orificios de paso de los larguerillos 15, estan configuradas con una seccion transversal en forma de I con un pie 95 que facilita su
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union al revestimiento 13 y unas faldillas 97 que facilitan su union con los larguerillos longitudinales 15 en la zona del cruce.
Segun la invencion, la estructura aeronautica mencionada se fabrica mediante procesos altamente integrados. Se habla de estructura integrada cuando los distintos elementos estructurales que forman dicha estructura estan realizados con materiales compuestos y la estructura se fabrica de una vez aprovechando las ventajas al respecto de los materiales compuestos. Al tratarse de capas independientes que se pueden ir apilando en la forma deseada, ofrecen una mayor posibilidad de integracion de la estructura, lo que ademas provoca un ahorro de costes al tener menos piezas individuales que ensamblar.
Siguiendo la Figura 8 puede observarse que en una realizacion de la invencion, el proceso de fabricacion de una estructura 10 de un fuselaje con la estructura de refuerzo que venimos de describir comprende las siguientes etapas:
a) Proporcionar el conjunto del revestimiento 13 y los larguerillos 15 en estado fresco, las cuadernas 17 en estado curado o semi-curado y los elementos interiores y exteriores de refuerzo 31, 51 en estado fresco, semi-curado o curado.
b) Ensamblar dichos componentes en un util de curado y unirlos en un ciclo de autoclave en unas condiciones predeterminadas de temperatura y presion.
Los componentes se unen mediante un proceso de co-curado o co-pegado en el ciclo de autoclave dependiendo de su estado.
En la etapa a) y como se muestra en la Figura 8 los elementos interiores de refuerzo 31 se proporcionan en dos componentes. El primero de ellos es la parte superior de su cabeza, es decir, la preforma 75 de la Figura 4a (para un larguerillo en forma de omega) o la preforma 78 de la Figura 6b (para un larguerillo en forma de T). El segundo de ellos es su cuerpo que se conforma uniendo las preformas simetricas 71, 73 (para un larguerillo en forma de omega) o las preformas 76, 77 (para un larguerillo en forma de T).
Los elementos exteriores de refuerzo 51 se proporcionan en uno o dos componentes dependiendo de su configuracion con o sin cabeza con un extremo de union a las cuadernas. Su cuerpo se conforma uniendo las preformas simetricas 91, 93 para un larguerillo en forma de omega.
En esta realizacion de la invencion pueden usarse cuadernas 17 con seccion transversal en forma de I, C, J o Z.
En otra realizacion de la invencion, ilustrada en la Figura 9, el proceso de fabricacion de una estructura 10 de un fuselaje de aeronave con la estructura de refuerzo que venimos de describir comprende las siguientes etapas:
a) Proporcionar el conjunto del revestimiento 13 y los larguerillos 15 en estado fresco y las cuadernas 17 con los elementos interiores y exteriores de refuerzo 31, 51 integrados en estado semi-curado o curado.
b) Ensamblar dichos componentes en un util de curado y unirlos en un ciclo de autoclave en unas condiciones predeterminadas de temperatura y presion.
En este caso y como se ilustra en la Figura 10 las solapas 58 de los elementos exteriores de refuerzo 51 (y analogamente las solapas 48 de los elementos interiores de refuerzo 31) pueden quedar integradas en el seno del laminado que conforma el alma de la cuaderna 17, mejorando pues la union pegada entre las cuadernas 17 y los elementos interiores y exteriores de refuerzo 31, 51. No hay pues riesgos de despegados entre estos elementos, lo que supone una ventaja importante respecto a la solucion de la tecnica anterior mencionada en los antecedentes que usaba piezas exteriores de union pegadas a las vigas y las cuadernas.
En esta realizacion de la invencion pueden usarse cuadernas 17 con seccion transversal en forma de I o J.
El material compuesto empleado en los elementos interiores y exteriores de refuerzo 31, 51 puede comprender fibras de carbono o de vidrio, siendo la resina de tipo termoplastico o termoestable (epoxi, bismaleimida, fenolica,...). El material compuesto puede ser preimpregnado o fibra seca.
Aunque se ha descrito la presente invencion en conexion con varias realizaciones, puede apreciarse a partir de la 5 descripcion que pueden hacerse varias combinaciones de elementos, variaciones o mejoras en ellas y que estan dentro del alcance de la invencion.

Claims (13)

1. Estructura aeronautica integrada (10) de un material compuesto que comprende un revestimiento (13), una pluralidad de larguerillos (15) y una pluralidad de cuadernas (17); estando dispuestos los larguerillos (15) y las cuadernas (17) de manera que existen zonas de cruce entre ellos; comprendiendo las cuadernas (17) orificios para el paso de los 5 larguerillos (15) en sus zonas de cruce; al menos, un elemento interior de refuerzo (31), realizado con un material compuesto, de, al menos, un larguerillo (15) en un tramo (18) situado entre dos cuadernas (17) contiguas; comprendiendo dicho elemento interior de refuerzo (31) una parte inferior (33) configurada con una forma apta para superponerse al larguerillo (15) en dicho tramo (18) caracterizada por que el elemento de refuerzo comprende ademas una parte superior (35) configurada con un alma (37) y una cabeza (39); incluyendo, respectivamente, la parte inferior 10 (33) y el alma (37) en sus extremos unas solapas (48, 49) de union al alma de las cuadernas (17) contiguas; incluyendo
la parte inferior (33) pies de apoyo en el revestimiento (13).
2. Estructura aeronautica integrada (10) segun la reivindicacion 1, en la que dicha cabeza (39) comprende unas zonas extremas (43, 45) de union a la parte superior de las cuadernas (17) contiguas.
3. Estructura aeronautica integrada (10) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-2, que tambien comprende dos 15 elementos exteriores de refuerzo (51), realizados con un material compuesto, de dicho larguerillo (15) en dos tramos (19, 19') a ambos lados de dichas cuadernas (17) contiguas que terminan antes del cruce del larguerillo (15) con otras cuadernas (17); comprendiendo dichos elementos exteriores de refuerzo (51) una parte inferior (53) configurada con una forma apta para superponerse a dicho larguerillo (15) y una parte superior (55) configurada con un alma (57); incluyendo, respectivamente, la parte inferior (53) y el alma (57) en su extremo en contacto con las cuadernas (17) unas 20 solapas (58, 59) de union a sus almas.
4. Estructura aeronautica integrada (10) segun la reivindicacion 3, en la que la parte superior (55) tambien incluye una cabeza (60).
5. Estructura aeronautica integrada (10) segun la reivindicacion 4, en la que dicha cabeza (60) incluye una zona extrema de union a la parte superior de la cuaderna (17) contigua.
25 6. Estructura aeronautica integrada (10) segun cualquiera de las reivindicaciones 3-5, en la que la altura de la parte
superior (55) es variable desde una altura inicial al principio de los tramos (19, 19') hasta una altura nula al final de los mismos.
7. Estructura aeronautica integrada (10) segun cualquiera de las reivindicaciones 4-6, en la que la anchura de la cabeza (60) es variable desde una anchura inicial al principio de los tramos (19, 19') hasta una anchura nula al final de los 30 mismos.
8. Estructura aeronautica integrada (10) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-7, en la que la forma de la seccion transversal de los larguerillos (15) es una de las siguientes: omega o T.
9. Proceso de fabricacion de una estructura aeronautica integrada (10) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-8, que comprende las siguientes etapas:
35 a) proporcionar en estado fresco el revestimiento (13) y los larguerillos (15), en estado curado o semi-curado
las cuadernas (17) y en estado fresco, semi-curado o curado los elementos interiores y exteriores de refuerzo (31, 51);
b) ensamblar dichos componentes en un util de curado y unirlos mediante un ciclo de autoclave.
10. Proceso de fabricacion segun la reivindicacion 9, en el que en dicha etapa a) el elemento interior de refuerzo (31) se proporciona en dos componentes, siendo el primero de ellos una preforma (75, 78) de su cabeza (39) y estando conformado el segundo de ellos uniendo dos preformas simetricas (71, 73, 76, 77).
11. Proceso de fabricacion segun cualquiera de las reivindicaciones 9-10, en la que la forma de la seccion transversal 5 de las cuadernas (17) es una de las siguientes: I, C, J o Z.
12. Proceso de fabricacion de una estructura aeronautica integrada (10) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-8, que comprende las siguientes etapas:
a) proporcionar en estado fresco el revestimiento (13) y los larguerillos (15) y en estado semi-curado o curado las cuadernas (17) con los elementos interiores y exteriores de refuerzo (31, 51) integrados;
10
b) ensamblar dichos componentes en un util de curado y unirlos mediante un ciclo de autoclave.
13. Proceso de fabricacion segun la reivindicacion 12, en el que en el paso a) las solapas (48, 58) de la parte inferior de los elementos de refuerzo (31, 51) se disponen en el interior del laminado del alma de las cuadernas (17).
14. Proceso de fabricacion segun cualquiera de las reivindicaciones 12-13, en la que la forma de la seccion transversal de las cuadernas (17) es una de las siguientes: I o J.
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