ES2584557T3

ES2584557T3 - Estructura interna altamente integrada de un cajón de torsión de una superficie sustentadora de una aeronave y método para su producción

Info

Publication number: ES2584557T3
Application number: ES12382327.0T
Authority: ES
Inventors: Francisco José CRUZ DOMÍNGUEZ; Francisco Javier Honorato Ruiz
Original assignee: Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2012-08-16
Filing date: 2012-08-16
Publication date: 2016-09-28
Anticipated expiration: 2032-08-16
Also published as: EP2698241B1; US20140048652A1; EP2698241A1; CN103587677B; CN103587677A; US9701393B2

Abstract

Método para la fabricación de un cajón de torsión de una superficie sustentadora de aeronave comprendiendo el cajón de torsión una estructura interna (40), un revestimiento superior (31) y un revestimiento inferior (33); comprendiendo la estructura interna del cajón de torsión (40) al menos los siguientes componentes: un larguero frontal (41), un larguero posterior (43), elementos internos de refuerzo (45, 47) con rigidizadores verticales (49) y elementos externos (51, 53) acoplables a los bordes de ataque y salida de la superficie sustentadora de aeronave; caracterizado por que comprende los siguientes pasos: a) proporcionar un conjunto de preformas laminadas de un material compuesto para conformar dicha estructura interna del cajón de torsión (40), estando configurada cada preforma laminada para constituir una parte de un componente de la estructura interna del cajón de torsión (40); b) disponer dichas preformas laminadas en un utillaje de curado y someter al conjunto a un ciclo de autoclave para co-curar dichas preformas laminadas; c) desmoldear el utillaje de curado en una dirección vertical. d) unir con medios mecánicos de fijación los revestimientos superior e inferior (31, 33) a la estructura interna del cajón de torsión (40).

Description

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DESCRIPCION

Estructura interna altamente integrada de un cajon de torsion de una superficie sustentadora de una aeronave y metodo para su produccion

Campo de la invencion

La presente invencion se refiere al cajon de torsion de una superficie sustentadora de aeronave y, mas en particular, a un cajon de torsion de una superficie sustentadora de aeronave con una estructura interna altamente integrada.

Antecedentes de la invencion

Una superficie de sustentacion de una aeronave (ver Fig. 1a) suele estar estructurada por bordes de ataque 11, cajones de torsion 13, bordes de salida 15 con superficies de control (flaps, elevadores, timones, etc.), una ralz de union 17 y puntas 18.

El cajon de torsion 13 es la estructura principal responsable de soportar todas las cargas involucradas (aerodinamicas, de combustible, dinamicas, etc.) y comprende varios elementos estructurales. En la configuracion conocida que se muestra en la Fig. 1b dichos elementos estructurales son revestimientos superior e inferior 31, 33 reforzados con larguerillos longitudinales, un larguero frontal 19, un larguero posterior 20 y costillas transversales 37 unidas a los largueros frontal y posterior 19, 20 y a los revestimientos superior e inferior 31, 33 con el fin de mantener la forma del cajon de torsion y reforzar las areas de introduccion de carga relacionadas con la disposicion estructural del resto de la estructura y de los actuadores que manejan las superficies de control.

Los bordes de ataque y de salida 11, 15 son estructuras encargadas de mantener la superficie aerodinamica global de la superficie sustentadora de la aeronave.

Un borde de ataque conocido 11 (ver Fig. 1c) comprende, por un lado, varias costillas 21, llamadas costillas del borde de ataque, unidas al larguero frontal 19 del cajon de torsion 13 y, por otro lado, un perfil aerodinamico 25 unido a las costillas del borde de ataque 21 y a las alas del larguero frontal 19.

Analogamente un borde de salida 15 comprende costillas del borde de salida unidas al larguero posterior 20 y un perfil aerodinamico unido a las costillas del borde de salida y a las alas del larguero posterior 20.

En la actualidad y particularmente en la industria aeronautica se utilizan de forma masiva materiales compuestos de matriz organica y fibras continuas, especialmente CFRP (Fibra de Carbono Reforzada con Plastico) en una gran diversidad de elementos estructurales. En concreto, todos los elementos que conforman los mencionados cajones de torsion 13 pueden ser fabricados con CFRP.

Tlpicamente, todos los elementos estructurales que forman un cajon de torsion (revestimientos superior e inferior 31, 33, largueros frontal y posterior 19, 20 y costillas 37) se fabrican por separado y luego se unen por medio de remaches con la ayuda de herramientas complicadas para conseguir las tolerancias necesarias, que vienen dadas por requerimientos aerodinamicos, estructurales y de montaje.

Un metodo bien conocido para la fabricacion de dichos elementos utiliza la tecnologla del preimpregnado. En un primer paso, se prepara un apilado plano de capas de material compuesto preimpregnado para cada elemento. A continuacion se le da la forma deseada por medio de un clasico proceso de conformacion en caliente, que en algunos casos es sustituido por un proceso de conformacion por presion debido a grandes curvaturas. Despues de conseguir la forma deseada, se procede a su curado en un utillaje macho o hembra en funcion de las tolerancias requeridas y el coste global de la fabricacion. En el

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caso de ciertos elementos que comprenden sub-componentes curados separadamente tales como una costilla 37 y un rigidizador vertical de la misma, se necesita un segundo ciclo de curado para co-curar dichos subcomponentes. Finalmente, despues de todos los ciclos de curado, se recantean los contornos del elemento para conseguir la geometrla final y, a continuacion se inspecciona el elemento con un sistema ultrasonico para asegurar su calidad.

El coste de una estructura interna de un cajon de torsion fabricada con dicho metodo es alto porque dichos pasos se llevan a cabo independientemente para cada elemento (largueros 19 y 20 y costillas 37).

Adicionalmente, el coste relacionado con el montaje del cajon de torsion tambien es alto debido a la larga duracion y a la gran complejidad de las tareas necesarias para instalar y encajar juntos todos los elementos internos tales como los largueros 19, 20 y las costillas 37. En primer lugar, se posicionan los largueros frontal y posterior 19, 20 en la plataforma de montaje asegurando las interfaces con los borde de ataque y salida 11, 15. A continuacion, se colocan todas las costillas 37 usando los rigidizadores verticales situados en ambos largueros 19, 20 como referencias y se unen a ellos por medio de tornillos. La duracion del ensamblaje de costillas viene dado por el numero de costillas. Despues de montar la estructura interna del cajon de torsion se disponen los revestimientos superior e inferior 31, 33 sobre la estructura interna y se unen a los largueros 19, 20 y a las costillas 37 con remaches, en la etapa final de cierre del cajon de torsion.

Despues del montaje del cajon de torsion y antes de la instalacion de los perfiles aerodinamicos de los bordes de ataque y salida, se posicionan y atornillan las costillas de los bordes de ataque y salida a, respectivamente, los largueros frontal y posterior 19, 20 utilizando como referencias unos rigidizadores exteriores situados en ellos como referencias. El montaje de estas costillas de los bordes de ataque y salida implica costes adicionales a los del proceso principal de montaje del cajon de torsion.

El documento conocido US2008/0265093 divulga una estructura de un cajon de torsion multilarguero integrado de material compuesto para una aeronave, que comprende un revestimiento inferior, un revestimiento superior, varios largueros, donde cada uno de ellos comprende a su vez una cuerda y un alma, varios larguerillos en el revestimiento inferior y varios larguerillos en el revestimiento superior. La estructura del cajon de torsion integrada mencionada se consigue mediante la union de elementos estructurales unitarios con forma de U, elementos estructurales unitarios con forma de U conteniendo un flap y elementos estructurales unitarios con forma de C conteniendo un flap.

Tambien se conoce un documento titulado “Estructura Integramente co-curada” escrito por F.C. Campbell divulgando una estructura co-curada integrada en la que los largueros se co-curan al revestimiento inferior mientras que el revestimiento superior se cura al mismo tiempo que el co-curado de los largueros de forma separada para permitir la instalacion mecanica de las costillas y centrar los componentes de la caja de mando.

Sumario de la invencion

Es un objeto de la presente invencion proporcionar un metodo para fabricar una estructura interna monolltica de los cajones de torsion de una superficie sustentadora de aeronave para reducir el numero de elementos diferentes de un cajon de torsion a ser fabricados e instalados.

Es otro objeto de la presente invencion proporcionar una estructura interna monolltica de los cajones de torsion de una superficie sustentadora de aeronave aplicable tanto a las arquitecturas clasicas como a las nuevas arquitecturas que tienen una estructura optimizada para las cargas implicadas.

En un primer aspecto, los objetos mencionados anteriormente se consiguen con un metodo para fabricar la estructura interna de un cajon de torsion de una superficie sustentadora de una configuracion dada que comprende los siguientes pasos: a) proporcionar un conjunto de preformas laminadas de un material compuesto para formar dicha estructura interna de un cajon de torsion, estando configurada cada preforma laminada para constituir una parte de un componente de la estructura interna del cajon de

torsion; b) disponer dichas preformas laminadas en un utillaje de curado y someter el conjunto a un ciclo de autoclave para co-curar dichas preformas laminadas; c) desmoldear el utillaje de curado en una direccion vertical.

En un segundo aspecto, los objetos mencionados anteriormente se cumplen por una superficie 5 sustentadora de aeronave en la que la estructura interna de cada cajon de torsion es una estructura monolltica fabricada de acuerdo con el metodo anteriormente mencionado, los revestimientos superior e inferior estan unidos a la estructura interna del cajon de torsion, y los perfiles aerodinamicos de los bordes de ataque y salida estan unidos a los cajones de torsion. Dicha estructura interna monolltica comprende un larguero frontal, un larguero posterior, elementos internos de refuerzo con rigidizadores verticales y 10 elementos externos que trabajan como costillas para la fijacion de dichos perfiles de los bordes de ataque y salida.

En una realizacion, el larguero frontal, el larguero posterior y los elementos internos de refuerzo estan configurados con alas/pies superiores e inferiores. Los revestimientos superior e inferior estan unidos a la estructura interna del cajon de torsion lo largo de dichas alas/pies por medio de una union atornillada.

15 En otra realizacion, los revestimientos superior e inferior estan configurados con tapas en sus caras internas como elementos de union con el larguero frontal, el larguero posterior y los elementos internos de refuerzo. Los revestimientos superior e inferior estan unidos a la estructura interna del cajon de torsion uniendo dichas tapas con las almas del larguero frontal, el larguero posterior y los elementos internos de refuerzo.

20 La naturaleza monolltica de una estructura interna del cajon de torsion de una superficie sustentadora de aeronave debida al metodo de fabricacion antes mencionado permite arquitecturas optimizadas del cajon de torsion sin las restricciones que intervienen en los cajones de torsion fabricados mediante la union de un numero grande de componentes.

Otras caracterlsticas deseables y ventajas de la superficie sustentadora de aeronave segun la invencion 25 seran evidentes a partir de la siguiente descripcion detallada de la invencion y de las reivindicaciones, en relacion con las Figuras adjuntas.

Descripcion de las figuras

La Figura 1a es una vista en perspectiva de un estabilizador horizontal de cola conocido que muestra los cajones de torsion, los bordes de ataque y los bordes de salida con las superficies de control.

30 La Figura 1b es una vista en perspectiva de un cajon de torsion conocido, en la que el revestimiento superior ha sido movido hacia arriba para mejorar la visibilidad dentro del cajon.

La Figura 1c es una vista en perspectiva de un lado del estabilizador horizontal de cola de la Figura 1a con cortes para mejorar la visibilidad de la estructura del borde de ataque mostrando las costillas del borde de ataque y los perfiles del borde de ataque.

35 La Figura 2a es una vista esquematica en perspectiva de una estructura interna de un cajon de torsion de acuerdo con la presente invencion que incluye un larguero frontal, un larguero posterior, un larguero intermedio que se extiende a lo largo de la mitad del cajon de torsion, costillas y rigidizadores verticales internos y externos.

La Figura 2b es una vista esquematica en planta de las preformas laminadas utilizadas para fabricar la 40 estructura interna del cajon de torsion de la Figura 2a de acuerdo con la presente invencion.

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Las Figuras 3a, 3b, 3c y 3d son secciones transversales esquematicas de las preformas laminadas utilizadas para fabricar la estructura interna del cajon de torsion de la Figura 2a en el utillaje de conformacion.

La Figura 4 es una vista esquematica en planta de un rigidizador vertical con un laminado intermedio de refuerzo.

La Figura 5 es una seccion transversal esquematica de una union remachada entre el alma de un larguero y una tapa integrada en el revestimiento inferior del cajon de torsion.

La Figura 6 es un vista esquematica parcial en seccion transversal del montaje de las preformas laminadas utilizadas para fabricar una estructura interna de cajon de torsion segun la presente invencion mostrando alas/pies en largueros/costillas.

La Figura 7 es una vista esquematica en perspectiva de una estructura interna de cajon de torsion de acuerdo con esta invencion que tiene costillas dispuestas diagonalmente.

La Figura 8 es una vista esquematica en planta de una estructura interna de cajon de torsion de acuerdo con esta invencion que se extiende desde una punta a la otra de la superficie sustentadora, incluye costillas diagonales y largueros internos as! como cambios de angulo de diedro y flecha debidos a requerimientos aerodinamicos.

Descripcion detallada de la invencion

La Figura 2a muestra una estructura interna monolltica de un cajon de torsion 40 de acuerdo con la invencion que comprende:

- Un larguero frontal 41 con elementos externos 51 para fijar el borde de ataque 11.

- Un larguero posterior 43 con elementos externos 53 para fijar el borde de salida.

- Un larguero interno 45 con rigidizadores verticales 49 para mejorar su comportamiento estructural frente al pandeo.

- Costillas transversales 47 con rigidizadores verticales 49 para mejorar su comportamiento estructural frente al pandeo.

Esta estructura interna monolltica de cajon de torsion 40 no incluye elementos de conexion con los revestimientos superior e inferior de manera que estos tendran que ser incluidos en los revestimientos superior e inferior como se discutira mas adelante. Tambien describiremos otra realizacion de la invencion en la que la estructura interna monolltica del cajon de torsion comprende elementos de conexion con los revestimientos superior e inferior.

La estructura interna del cajon de torsion de la Figura 2a puede ser fabricada por un metodo de acuerdo con la invencion basado en la tecnologla preimpregnado que se describira seguidamente.

Los pasos basicos del metodo son los siguientes:

- Preparar un conjunto de preformas laminadas que van a formar la estructura interna del cajon de torsion, apilando para cada una de ellas un apilado plano de telas de material compuesto preimpregnado y sometiendo cada apilado plano a un proceso de conformado en caliente en un util apropiado para darle la forma deseada. La expresion "preforma laminada" usada en esta memoria 5 descriptiva designa un elemento de material compuesto que requiere un proceso individual, tal como un conformado en caliente, un conformado por presion, etc., para conformarlo con ciertas caracterlsticas y que esta destinado a ser integrado con otros elementos en el proceso de fabricacion del producto al que pertenece. Las preformas laminadas tambien se pueden hacer directamente con su forma final por medio de una maquina automatica de colocacion de fibra situando la fibra de carbono sobre el utillaje de curado 10 que sera integrado con el conjunto completo.

- Disponer juntas todas las preformas laminadas en un utillaje adecuado y someter el conjunto a un ciclo de autoclave para co-curar las preformas laminadas.

- Desmoldear el utillaje en una direccion vertical.

- Recantear e inspeccionar el conjunto.

15 Las preformas laminadas utilizadas para fabricar la estructura interna de cajon de torsion 40 de la Figura 2a son las siguientes:

- Preformas laminadas con forma de C 61 configuradas por un alma 71 y dos alas 72, 72' que se conforman (ver Figura 3a) doblando los extremos del apilado plano inicial en un util 91 para obtener las alas 72, 72'.

20 - Preformas laminadas en forma de L 63 configuradas por un alma 73 y un ala 74 que se

conforman (ver Figura 3b) doblando un extremo del apilado plano inicial en un util 93 para obtener el ala primaria 74.

- Preformas laminadas en forma de doble C 65 configuradas por un alma 75, dos alas primarias 76, 76' y dos alas secundarias 77, 77' que se conforman (ver Figura 3c) doblando los extremos del apilado 25 plano inicial en un util 95 en dos pasos para obtener las alas primarias 76, 76' y las alas secundarias 77, 77'.

- Preformas laminadas en forma de doble L 67 configuradas por un alma 78, un ala primaria 79 y dos alas secundarias 81, 81' que se forman (ver la Figura 3d), doblando los extremos del apilado plano inicial en un util 97 en dos pasos para obtener el ala primaria 79 y las alas secundarias 81, 81'.

30 La Figura 2b muestra el conjunto 50 de las preformas laminadas utilizadas para fabricar la

estructura interna de cajon de torsion interno 40 que se muestra en la Figura 2a:

- Un conjunto de preformas laminadas en forma de C 61 y de preformas laminadas en forma de L 63 configuradas y dispuestas para constituir con sus almas 71, 73 la parte externa de los largueros frontal y posteriores 41, 43 y para constituir con sus alas principales 72, 72', 74 una parte de los elementos 35 externos 51, 53.

- Un conjunto de preformas laminadas en forma de doble C 65 configuradas y dispuestas para constituir con su alas 75 la parte interna de los largueros frontal y posterior 41, 43 y partes del larguero intermedio 45, para constituir con sus alas principales 76, 76' una parte de las costillas 47, y para constituir con sus alas secundarias 77, 77' una parte de dicho rigidizadores verticales 49.

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- Un conjunto de preformas laminadas en forma de C 61 configuradas y dispuestas para constituir con sus almas 71 una parte de las costillas 47 y para constituir con sus alas principales 72, 72' una parte de dichos rigidizadores verticales 49 y una parte interna de dichos largueros frontal y posterior 41, 43.

- Un conjunto de preformas laminadas en forma de doble L 67 configuradas y dispuestas para constituir con sus almas 78 una parte del larguero intermedio 45, para constituir con su alma principal 79 una parte de una costilla 47 y para constituir con sus alas secundarias 81, 81' una parte de dichos rigidizadores verticales 49.

En la Figura 2b se han omitido en aras de la claridad los numeros de referencia de almas y alas de cada preforma laminada (mostradas en las Figuras 3a-3d).

El espesor y el material compuesto de cada preforma se definen de acuerdo a las necesidades estructurales de los miembros de la estructura interna del cajon de torsion 40: largueros delantero y posterior 41, 43, costillas 47, larguero interno 45, rigidizadores verticales 49 y elementos externos 51, 53.

En cualquier caso, si fueran necesarios refuerzos adicionales en, por ejemplo, un elemento externo 51 constituido con las alas primarias de dos preformas laminadas en forma de C 61 (ver Figura 4), se dispone una preforma laminada plana 70 entre dichas dos alas primarias trabajando como una refuerzo adicional.

Despues de curar todas estas preformas laminadas en el interior del autoclave, se desmoldea el utillaje de curado en una direccion vertical y se obtiene la estructura interna monolltica del cajon de torsion 40.

Despues de completar el proceso de desmoldeo, se lleva la estructura interna de cajon de torsion 40 a la maquina de recanteado con el fin de darle la geometrla final, sin requerir diferentes procesos individuales de recanteo y las operaciones de manipulacion asociados. De la misma manera, se lleva a cabo la inspeccion ultrasonica automatica de todo el elemento sin ninguna operacion individual.

El siguiente paso en el proceso de fabricacion de un cajon de torsion 13 de acuerdo con esta invencion es unir a la estructura interna del cajon de torsion 40 los revestimientos superior e inferior 31 y 33 que incluyen tapas 37 como elementos de conexion con las costillas 47, el larguero interno 45 y los largueros frontal y posterior 41, 43. La Figura 5 muestra una union entre el revestimiento inferior 33 y un larguero frontal. El revestimiento inferior 33 incluye una tapa 37 que esta remachada al larguero frontal 41. La tapa 37 esta situada externamente al larguero frontal 41, siendo el plano de la interfaz la superficie exterior del alma del larguero, con el fin de evitar cualquier orificio de paso en las tapas debido a las almas de las costillas que podrla penalizar su resistencia.

En otra realizacion de la invencion, la estructura interna monolltica del cajon de torsion de acuerdo con la invencion comprende elementos de conexion con los revestimientos superior e inferior 31, 33, tales como las alas/pies de largueros/costillas.

En ese caso, como se muestra en la Figura 6, los largueros/costillas 47 incluyen alas/pies 85, 86 con una orientacion diferente en los largueros/ costillas adyacentes (y en lados opuestos del alma del mismo larguero/costilla) de modo que los utiles adyacentes 88, 88' puedan ser desmoldeados en las direcciones indicadas por las flechas. Si las alas/pies largueros/costillas adyacentes no tuvieran una orientacion diferente, el utillaje 88, 88' deberla ser dividido en las piezas necesarias para hacer viable el desmoldeo en direccion vertical sin ningun tipo de conflicto con las alas de los largueros y los pies de las costillas. La Figura 7 muestra una estructura interna de cajon de torsion 42 de acuerdo con la invencion, incluyendo costillas alineadas en diagonal con respecto a los largueros frontal y posterior y largueros internos no paralelos a los largueros externos. El comportamiento estructural de estos elementos internos de refuerzo de esta estructura interna de cajon de torsion 42 se mejora ya que estan orientados hacia la direccion principal de la carga, reduciendo consecuentemente, el numero de elementos requeridos dentro del cajon de torsion y, al mismo tiempo, reduciendo el peso y el coste total de la superficie sustentadora.

La Figura 8 muestra una estructura interna de cajon de torsion 44 de acuerdo con la invencion que tiene dos estructuras internas laterales integradas en una sola estructura interna, es decir, se obtiene del autoclave la estructura interna que se extiende desde una punta a la otra punta de la superficie sustentadora de la aeronave. La estructura interna de cajon de torsion 44 incluye los requisitos 5 aerodinamicos en terminos de cambios de angulo diedro y angulo de flecha de un lado a otro del plano de simetrla de la aeronave a la otra y la propia costilla central. Si fueran necesarios refuerzos adicionales en el area central, serla posible instalarlos gracias a la accesibilidad disponible. Los revestimientos superior e inferior (fabricados en una pieza unica o divididos en dos partes) se unen a la estructura interna del cajon de torsion 44 como se explico anteriormente.

10 Aunque la presente invencion se ha descrito en relacion con varias realizaciones, debe entenderse a partir de lo dicho que pueden hacerse combinaciones de elementos, variaciones o mejoras que estan dentro del alcance de la invencion.

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REIVINDICACIONES

1. Metodo para la fabricacion de un cajon de torsion de una superficie sustentadora de aeronave comprendiendo el cajon de torsion una estructura interna (40), un revestimiento superior (31) y un revestimiento inferior (33); comprendiendo la estructura interna del cajon de torsion (40) al menos los siguientes componentes: un larguero frontal (41), un larguero posterior (43), elementos internos de refuerzo (45, 47) con rigidizadores verticales (49) y elementos externos (51, 53) acoplables a los bordes de ataque y salida de la superficie sustentadora de aeronave; caracterizado por que comprende los siguientes pasos:

a) proporcionar un conjunto de preformas laminadas de un material compuesto para conformar dicha estructura interna del cajon de torsion (40), estando configurada cada preforma laminada para constituir una parte de un componente de la estructura interna del cajon de torsion (40);

b) disponer dichas preformas laminadas en un utillaje de curado y someter al conjunto a un ciclo de autoclave para co-curar dichas preformas laminadas;

c) desmoldear el utillaje de curado en una direccion vertical.

d) unir con medios mecanicos de fijacion los revestimientos superior e inferior (31, 33) a la estructura interna del cajon de torsion (40).
2. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que las preformas laminadas comprenden al menos una preforma laminada en forma de C (61) configurada con un alma (71) y dos alas primarias (72, 72') y una o mas de las siguientes preformas laminadas:

- una preforma laminada en forma de L (63) configurada con un alma (73) y un ala primaria (74);

- una preforma laminada en forma de doble C (65) configurada con un alma (75), dos alas primarias (76, 76') y dos alas secundaria (77, 77');

- una preforma laminada en forma de doble L (67) configurada con un alma (78), un ala primaria (79) y dos alas secundarias (81, 81').
3. Metodo segun la reivindicacion 2, en el que la configuracion de dichas preformas laminadas (61, 63, 65, 67) tambien comprende elementos de conexion con los revestimientos superior e inferior (31, 33) del cajon de torsion (13).
4. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 2-3, en el que la estructura interna del cajon de torsion (40) esta formado por:

- Un subconjunto de preformas laminadas en forma de C (61) y de preformas laminadas en forma de L (63) configurado para constituir con sus almas (71, 73) una parte externa de los largueros frontal y posterior (41, 43) y para constituir con sus alas primarias (72, 72', 74) dichos elementos externos (51, 53);

- Un subconjunto de preformas laminadas en forma de doble C (65) configurado para constituir con sus almas (75) una parte interna de los largueros frontal y posterior (41, 43), para constituir con sus alas primarias (76, 76') una parte de los elementos internos de refuerzo (45, 47), y para constituir con sus alas secundarias (77, 77') una parte de dichos rigidizadores verticales (49);

- Un subconjunto de preformas laminadas (61) en forma de C configuradas para constituir con sus almas (71) una parte de dichos elementos internos de refuerzo (45, 47) y para constituir con sus alas primarias (72, 72') una parte de dichos rigidizadores verticales (49);

- Un subconjunto de preformas laminadas en forma de doble L (67) configurado para constituir 5 con sus almas (78) y alas primaria (79) una parte de dichos elementos internos de refuerzo (45, 47) y para constituir con sus alas secundarias (81, 81') una parte de dichos rigidizadores verticales (49).
5. Superficie sustentadora de aeronave que comprende bordes de ataque (11), cajones de torsion (13) y bordes de salida (15), comprendiendo los cajones de torsion (13) un revestimiento superior (31), una estructura interna (40) y un revestimiento inferior (33); comprendiendo los bordes de ataque y salida (11, 10 15) perfiles de borde de ataque y borde de salida que mantienen una continuidad aerodinamica con dichos

revestimientos superior e inferior (31, 33), caracterizada por que:

- la estructura interna (40) del cajon de torsion (13) es una estructura monolltica que comprende un larguero frontal (41), un larguero posterior (43), elementos internos de refuerzo (45, 47) con rigidizadores verticales (49) y elementos externos (51, 53) para fijar dichos bordes de ataque y de salida y 15 que esta fabricada por un metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 1-4;

- los revestimientos superior e inferior (31, 33) estan unidos a la estructura interna del cajon de torsion (40) con medios mecanicos de fijacion;

- los perfiles aerodinamicos del borde de ataque y del borde de salida estan unidos a dichos elementos externos (51, 53) con medios mecanicos de fijacion.

20 6. Superficie sustentadora de aeronave segun la reivindicacion 5, en la que:

- el larguero frontal (41), el larguero posterior (43) y los elementos internos de refuerzo (45, 47) estan configurados con alas/pies (85, 86);

- los revestimientos superior e inferior (31, 33) estan unidos a la estructura de cajon de torsion interno (40) en dichas alas/pies (85, 86).

25 7. Superficie sustentadora de aeronave segun la reivindicacion 5, en la que:

- los revestimientos superior e inferior (31, 33) se configuran con tapas (37) en sus caras internas como miembros de union con el larguero frontal (41), el larguero posterior (43) y los elementos internos de refuerzo (45, 47);

- los revestimientos superior e inferior (31, 33) estan unidos a la estructura interna del cajon de 30 torsion (40) uniendo dichas tapas (37) con las almas del larguero frontal (41), del larguero posterior (43) y de los elementos internos de refuerzo (45, 47).
8. Superficie sustentadora de aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 5-7, en la que dichos elementos internos de refuerzo comprenden costillas (47) que se extienden desde el larguero frontal (41) al larguero posterior (43) y uno o mas largueros internos (45) que se extienden a lo largo de todo el cajon 35 de torsion (13) o de una zona del cajon de torsion (13).
9. Superficie sustentadora de aeronave segun la reivindicacion 8, en la que dichos largueros internos (45) no son paralelos al larguero frontal (41) o al larguero posterior (43).
10. Superficie sustentadora de aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 5-9, en la que dichos elementos internos de refuerzo tambien comprenden costillas diagonales que se extienden entre dos de dichos elementos internos de refuerzo.