ES2599399T3

ES2599399T3 - Método y sistema para hacer estructuras compuestas que tienen rellenos de huecos con material de fibra cortada

Info

Publication number: ES2599399T3
Application number: ES14153701.9T
Authority: ES
Inventors: Derek P Vetter; Michael J Graves; Kenneth H Griess
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2013-02-07
Filing date: 2014-02-03
Publication date: 2017-02-01
Anticipated expiration: 2034-02-03
Also published as: RU2646400C2; KR20140100882A; RU2646400C9; AU2014200147A1; US9463880B2; JP6490340B2; RU2014104136A; EP2764987A1; EP2764987B1; JP2014151648A; CN103979099B; US20140216638A1; KR101846592B1; CN103979099A; CA2838357C; AU2014200147B2; CA2838357A1

Abstract

Un método de fabricación de una estructura compuesta (26), comprendiendo el método las etapas de: aplicar un material de fibra cortada (72) en diferentes espesores sobre una primera superficie de hoja de una primera carga compuesta (80) para formar una carga compuesta en capas; plegar la carga compuesta en capas; ensamblar una segunda carga compuesta y la carga compuesta en capas plegada para formar una estructura compuesta, formando el material de fibra cortada un relleno de huecos (124) en la estructura compuesta, conformando el relleno de huecos una forma de la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos; y, procesar la estructura compuesta.

Description

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DESCRIPCION

Metodo y sistema para hacer estructuras compuestas que tienen rellenos de huecos con material de fibra cortada Antecedentes

1) Campo de la descripcion

La divulgacion se refiere en general a metodos y a sistemas de realizacion de estructuras compuestas, y mas espedficamente, a metodos y sistemas de realizacion de estructuras compuestas que tienen rellenos de huecos, tales como estructuras compuestas de largueros en alas de aeronaves.

2) Descripcion de la tecnica relacionada

Las estructuras compuestas se utilizan en una amplia variedad de aplicaciones, incluyendo en la fabricacion de aeronaves, naves espaciales, helicopteros, embarcaciones, automoviles, camiones y otros vehfculos y estructuras, debido a sus altas relaciones resistencia-peso, resistencia a la corrosion, y otras propiedades favorables. En la construccion de aeronaves, las estructuras compuestas se utilizan en cantidades cada vez mayores para formar las alas, fuselaje, secciones de cola, y otros componentes.

Por ejemplo, las alas de las aeronaves pueden estar formadas de estructuras de paneles rigidizados compuestos que comprenden paneles de revestimiento compuestos o refuerzos a los que los rigidizadores de refuerzo o “largueros” pueden estar unidos o pegados para mejorar la resistencia, la rigidez, la resistencia al pandeo, y la estabilidad de los paneles de revestimiento compuesto o refuerzos. Los largueros unidos o pegados a los paneles compuestos de revestimiento o los refuerzos pueden ser configurados para llevar varias cargas y se pueden proporcionar en una variedad de diferentes formas de seccion transversal, tales como rigidizadores en T, rigidizadores en J, y vigas en I.

Los largueros conocidos que se encuentran en las estructuras de ala de compuestos para aeronaves pueden tener una baja resistencia al desprendimiento. En consecuencia, tales largueros no se pueden cargar a traves de una porcion de cuchilla del larguero. Esto puede requerir que se perforen orificios en el revestimiento del ala y que los elementos de sujecion se unan a traves del revestimiento de ala para fijar, por ejemplo, accesorios de costilla de ala al revestimiento del ala. Sin embargo, esto puede crear en la aeronave areas adicionales sujetas a posibles fugas de combustible o problemas de fabricacion y complicaciones. Ademas, tales elementos de fijacion pueden necesitar ser tratados y ser triplemente protegidos con proteccion ante los rayos, y tales orificios de sujecion pueden requerir sellado estanco a los lfquidos para que no esten sujetos a fugas de combustible. Por ejemplo, tales elementos de sujecion que sobresalen en una celda de combustible en el ala pueden necesitar ser avellanados, recubiertos en el exterior con un tapon aislante, revestidos en el interior con un sellante aislante, y conectados a tierra para evitar las chispas en el interior de la celda de combustible. El tiempo requerido para la instalacion de tales elementos de fijacion se puede aumentar, lo que, a su vez, puede aumentar la complejidad de fabricacion y el coste. Ademas, la presencia de elementos de fijacion adicionales puede anadir peso a la aeronave, lo que, a su vez, puede reducir la capacidad de carga util de la aeronave y puede aumentar el consumo de combustible, lo que puede provocar un aumento de los costes de combustible.

Los huecos o regiones vadas se pueden formar por el radio de las porciones curvadas de los largueros cuando estan unidos o pegados perpendicularmente a los paneles del revestimiento compuesto o refuerzos. Tales huecos o regiones vadas pueden tfpicamente ser referidas como “regiones de relleno de huecos o del radio” o “regiones de fideos”. Tales huecos o regiones de relleno del radio o regiones de fideos dentro de los largueros pueden ser propensas al agrietamiento ya que pueden ser limitadas en tres dimensiones. Los rellenos de huecos o del radio o “fideos” hechos de material compuesto o material adhesivo/epoxi y que tienen una seccion transversal generalmente triangular se pueden usar para llenar las regiones de relleno de huecos o del radio o regiones de fideos con el fin de proporcionar un refuerzo estructural adicional a tales regiones. Sin embargo, rellenos de huecos o del radio o rellenos conocidos pueden estar hechos de un material que es diferente de o no compatible con el material de la estructura compuesta que rodea al relleno de huecos o el radio o fideos. Esto puede dar lugar a diferentes propiedades de los materiales que pueden, a su vez, requerir modificaciones para ciclos de curado, temperaturas y presiones de procesamiento, y/o cantidades relativas de las fibras y las matrices de resina. Tales modificaciones pueden aumentar el tiempo de fabricacion, trabajo y costes.

Ademas, los rellenos conocidos de huecos o de radios o fideos pueden ser muy largos de longitud (por ejemplo, 18 m a 24 m (60 a 80 pies) de largo), delgados y fragiles. En consecuencia, tales rellenos de huecos o del radio o fideos pueden ser diffciles de almacenar y de transportar y pueden requerir el aumento de trabajo y medios de almacenamiento y transporte costosos para evitar o minimizar el dano a tales rellenos de huecos o del radio o fideos.

Ademas, los rellenos de huecos conocidos o de radios unidireccionales/laminados o fideos pueden tener puntas romas relativamente en las tres esquinas del relleno de huecos o del radio o fideo. Una hoja de grado cero (0°)

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preimpregnada (es decir, fibras de refuerzo impregnadas con un material de resina) se puede plegar sobre s^ misma varias veces para formar un relleno de huecos circular o del radio o fideos. El relleno de huecos o del radio o de fideos puede entonces ser conformados en una forma triangular bajo calor y vado. La punta roma de los fideos puede crear bolsillos ricos de resina en la punta del relleno de huecos o del radio o fideos y esas regiones pueden ser susceptibles a la iniciacion de la propagacion de grietas. La grieta se puede propagar entre hojas de compuesto y la grieta puede causar problemas de resistencia de desprendimiento prematuro del larguero. Una baja resistencia al desprendimiento puede impedir que los refuerzos sean utilizados como puntos de fijacion estructurales dentro de la caja del ala. Esto, a su vez, puede requerir, como se discutio anteriormente, que los orificios se perforen en el revestimiento del ala y que los elementos de sujecion puedan unirse a traves del revestimiento de ala para fijar accesorios de costilla del ala al revestimiento del ala.

Por consiguiente, existe una necesidad en la tecnica de mejorar los metodos y sistemas de realizacion de estructuras compuestas que tienen rellenos de huecos o del radio o fideos que proporcionan ventajas sobre los metodos, sistemas y estructuras conocidos.

El documento CN101445663B divulga un metodo de fabricacion de una estructura compuesta que comprende las etapas de aplicar material de fibra cortada en diferentes espesores sobre una primera superficie de hojas de una primera carga compuesta para formar una carga compuesta en capas, el ensamblado de una segunda carga compuesta y la carga compuesta en capas para formar una estructura compuesta, el material de fibra cortada formando un relleno de huecos en la estructura compuesta, el relleno de huecos conformando una forma de la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos; y procesar la estructura compuesta.

Sumario

Esta necesidad de mejorar los metodos y sistemas de realizacion de estructuras compuestas que tienen rellenos de huecos o del radio o fideos es satisfecho. Como se discute en la siguiente descripcion detallada, las realizaciones de los metodos y sistemas mejorados de realizacion de estructuras compuestas que tienen rellenos de huecos o del radio o fideos pueden proporcionar ventajas significativas sobre metodos, sistemas y estructuras conocidas.

En una realizacion de la divulgacion, se proporciona un metodo de fabricacion de una estructura compuesta. El metodo comprende la etapa de aplicar un material de fibra cortada en diferentes espesores sobre una primera superficie de hoja de una primera carga compuesta para formar una carga compuesta en capas. El metodo comprende ademas la etapa de plegado de la carga compuesta en capas. El metodo comprende ademas la etapa de ensamblado de una segunda carga compuesta y la carga compuesta en capas plegada para formar una estructura compuesta. El material de fibra cortada se forma un material de relleno de huecos en la estructura compuesta. El relleno de huecos se ajusta a una forma de la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos. El metodo comprende ademas la etapa de procesamiento de la estructura compuesta.

En otra realizacion de la divulgacion, se proporciona un metodo de fabricacion de una estructura compuesta que tiene uno o mas rellenos de huecos y una o mas capas interlaminares. El metodo comprende la etapa de aplicar una capa de relleno de huecos de fibras cortadas que comprende material de fibra cortada en diferentes espesores sobre una primera capa de soporte que comprende una tela de compuesto. El metodo comprende ademas la etapa de formar una carga compuesta en capas por el apilamiento de la primera capa de soporte con una pluralidad de capas de compuesto para obtener una primera carga compuesta, la primera capa de soporte esta situada entre la capa de relleno de huecos de fibras cortadas y la primera carga compuesta. El metodo comprende ademas la etapa de apilar una segunda capa de soporte que comprende un tejido compuesto de una pluralidad de capas de compuesto para obtener una segunda carga compuesta. El metodo comprende ademas la etapa de ensamblado de la carga compuesta en capas y la segunda carga compuesta para formar una estructura compuesta. Los materiales de fibras cortadas forman en la estructura compuesta uno o mas rellenos de huecos y una o mas capas interlaminares. El material de fibra cortada comprende un mismo material que un material que comprende la estructura compuesta o comprende un material compatible con el material que comprende la estructura compuesta. El metodo comprende ademas la etapa de procesamiento de la estructura compuesta.

En otra realizacion de la descripcion, se proporciona un sistema para la fabricacion de una estructura compuesta. El sistema comprende una carga compuesta en capas. La carga compuesta en capas comprende una primera carga compuesta que comprende una pluralidad de primeras hojas de compuesto apiladas y que tiene una primera superficie de hoja. La capa de relleno en capas comprende ademas una capa de relleno de huecos de fibras cortadas aplicada a la primera superficie de hoja. La capa de relleno de huecos de fibra cortada comprende material de fibra cortada en diferentes espesores. El sistema comprende ademas un conjunto de procesamiento de material compuesto adaptado para plegar la carga compuesta en capas. El sistema comprende ademas una segunda carga compuesta que comprende una pluralidad de segundas hojas de compuesto apiladas. La segunda carga compuesta se ensambla con la carga compuesta en capas plegada para formar una estructura compuesta. El sistema comprende ademas al menos un relleno de huecos formado en la estructura compuesta. El relleno de huecos esta formado del material de fibra cortada que comprende un mismo material o de un material compatible con un material que comprende la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos. El relleno de huecos es casi isotropico y se ajusta a una forma de la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos. El sistema comprende ademas al

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menos una capa interlaminar formada en la estructura compuesta. La capa interlaminar se forma del material de fibra cortada. El sistema comprende ademas un conjunto de bolsa de vado y un aparato de curado para el procesamiento de la estructura compuesta.

Segun un aspecto de la presente descripcion, se proporciona, un metodo de fabricacion de una estructura compuesta que tiene uno o mas rellenos de huecos y una o mas capas interlaminares, comprendiendo el metodo las etapas de: aplicar una capa de relleno de huecos de fibras cortadas que comprende material de fibra cortada en diferentes espesores sobre una primera capa de soporte que comprende una tela de compuesto; formar una carga compuesta por capas apilando la primera capa de soporte con una pluralidad de hojas de compuesto para obtener una primera carga compuesta, la primera capa de soporte colocandose entre la capa de relleno de huecos de fibras cortadas y la primera carga compuesta; apilar una segunda capa de soporte que comprende un tejido compuesto de una pluralidad de hojas de compuesto para obtener una segunda carga compuesta; ensamblar de la carga compuesta en capas y la segunda carga compuesta para formar una estructura compuesta, el material de fibra cortada formando en la estructura compuesta de uno o mas rellenos de huecos y una o mas capas interlaminares, el material de fibra cortada comprendiendo un mismo material que un material que comprende la estructura compuesta o comprendiendo un material compatible con el material que comprende la estructura compuesta; y, procesar las estructuras compuestas

Ventajosamente, el procedimiento comprende ademas aplicar una capa de relleno de huecos de fibras cortadas en la segunda capa de soporte antes de apilar la segunda capa de soporte.

Mas ventajosamente, el metodo anterior donde la aplicacion de la capa de relleno de huecos de fibras cortadas a la primera capa de soporte y a la segunda capa de soporte comprende dirigir el material de fibra cortada en la primera capa de soporte y sobre la segunda capa de soporte, de manera que un numero sustancial de fibras discontinuas del material de fibras cortadas es dirigido en una orientacion de fibra deseada.

Ventajosamente, la etapa de montaje comprende plegar la carga compuesta en capas con un conjunto de procesamiento de compuesto y calentar la carga compuesta en capas cuando la carga compuesta en capas se pliega por el conjunto de procesamiento de compuesto.

Las caractensticas, funciones y ventajas que se han discutido se pueden conseguir independientemente en varias realizaciones de la descripcion o se pueden combinar en otras realizaciones de las cuales se pueden ver mas detalles con referencia a la siguiente descripcion y los dibujos.

Breve descripcion de los dibujos

La divulgacion puede entenderse mejor con referencia a la siguiente descripcion detallada tomada en conjuncion con los dibujos adjuntos que ilustran realizaciones preferidas y ejemplares, pero que no estan necesariamente dibujados a escala, en los que:

La figura 1 es una ilustracion de una vista en perspectiva de una aeronave a modo de ejemplo que puede incorporar una o mas estructuras compuestas que tienen un relleno de huecos que se puede hacer con una o mas realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 2 es una ilustracion de un diagrama de flujo de una produccion de aeronaves y un metodo de servicio;

La figura 3 es una ilustracion de un diagrama de bloques funcional de una aeronave;

La figura 4A es una ilustracion de una vista frontal esquematica de una carga compuesta en capas que puede utilizarse en una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 4B es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de una realizacion de una carga compuesta en capas que puede utilizarse en una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la divulgacion y que muestra la carga compuesta en capas colocada debajo de un conjunto de herramientas de formacion de la forma;

La figura 4C es una ilustracion de una vista ampliada del material de fibra cortada que se muestra en el drculo 4C de la figura 4B;

La figura 4D es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de otra realizacion de una carga compuesta en capas con una capa de soporte que puede utilizarse en una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 5 es una ilustracion de una vista en seccion parcial esquematica frontal de una carga compuesta en capas que puede utilizarse en una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la divulgacion y que muestra la carga compuesta en capas siendo plegada con una porcion macho de un conjunto de herramientas de formando de forma;

La figura 6 es una ilustracion de una vista en seccion parcial esquematica frontal de una carga compuesta en capas plegada que puede ser utilizada en una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la divulgacion y que muestra una porcion macho de un conjunto de herramientas de formacion de forma retirada despues del plegado;

La figura 7A es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de una carga compuesta en capas plegada ensamblada con una segunda carga compuesta para formar una realizacion de una estructura compuesta que

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pueda hacerse con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 7B es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de una carga compuesta en capas plegada ensamblada con una segunda carga compuesta y una capa de soporte para formar otra realizacion de una estructura compuesta que pueda hacerse con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la divulgacion;

La figura 8 es una ilustracion de una vista en seccion frontal de una realizacion de una estructura compuesta que pueda hacerse con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 9 es una ilustracion de una vista en perspectiva de otra realizacion de una estructura compuesta que pueda hacerse con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 10A es una ilustracion de una vista en seccion frontal de una realizacion de un larguero en forma de J que se puede hacer con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 10B es una ilustracion de una vista en seccion frontal de una realizacion de un larguero en forma de I que puede hacerse con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 10C es una ilustracion de una vista en seccion frontal de una realizacion de un larguero en forma de bulbo que puede hacerse con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 1l es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de un larguero en forma de bulbo que puede hacerse con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la divulgacion y que muestra una capa interlaminar;

La figura 12 es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de una realizacion de un conjunto de panel de nucleo en sandwich que tiene un material de relleno del radio que puede hacerse con una de las realizaciones de un sistema y un metodo de la invencion;

La figura 13 es una ilustracion de un diagrama de bloques funcional de una realizacion ejemplar de un sistema de la invencion; y,

La figura 14 es una ilustracion de un diagrama de flujo de una realizacion ejemplar de un metodo de la descripcion.

Descripcion detallada

Se describiran ahora realizaciones descritas mas completamente con referencia a los dibujos adjuntos, en los que algunas, pero no todas de las realizaciones descritas se muestran. De hecho, varias realizaciones diferentes pueden proporcionarse y no deben interpretarse como limitadas a las realizaciones expuestas en el presente documento. Mas bien, estas realizaciones se proporcionan para que esta descripcion sea minuciosa y transmita completamente el alcance de la descripcion para los expertos en la materia.

Con referencia ahora a las figuras, la figura 1 es una ilustracion de una vista en perspectiva de una aeronave a modo de ejemplo 10 que puede incorporar una o mas estructuras compuestas 26 que tiene un relleno de huecos 124 (vease la figura 8) con el material de fibra cortada 72 (vease la figura 4A) que puede ser hecho con una o mas realizaciones de un sistema 68 (vease la figura 13) y un metodo 200 (vease la figura 14) descritos en este documento. Como se muestra en la figura 1, la aeronave 10 incluye un fuselaje 12, una nariz 14, una cabina 16, unas alas 18, una o mas unidades de propulsion 20, una porcion de cola vertical 22, y porciones de cola horizontales 24. Como se muestra en la figura 1, las estructuras compuestas 26 pueden comprender largueros 28 en las alas 18. Aunque la aeronave 10 que se muestra en la figura 1 es generalmente representativa de una aeronave comercial de pasajeros que tiene una o mas estructuras compuestas 26, las divulgaciones de las realizaciones descritas pueden aplicarse a otras aeronaves de pasajeros, aeronaves de carga, aeronaves militares, helicopteros, y otros tipos de aeronaves o vehfculos aereos, asf como vehfculos aeroespaciales, satelites, lanzaderas espaciales, cohetes y otros vehfculos aeroespaciales, asf como barcos y otras embarcaciones, trenes, automoviles, camiones, autobuses, u otras estructuras adecuadas que tienen uno o mas estructuras compuestas 26 que tiene un relleno de huecos 124 (vease la figura 8) con material de fibra cortada 72 (vease la figura 4A) y que se pueden hacer con una o mas realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) descritos en este documento.

La figura 2 es una ilustracion de un diagrama de flujo de metodos de produccion de aeronaves y servicios 30. La figura 3 es una ilustracion de un diagrama de bloques funcional de una aeronave 50. Haciendo referencia a las figuras 2 y 3, realizaciones de la descripcion pueden ser descritas en el contexto del metodo de fabricacion y servicio de aeronave 30 como se muestra en la figura 2 y la aeronave 50 como se muestra en la figura 3. Durante la pre- produccion, un metodo ejemplar 30 puede incluir la especificacion y diseno 32 de la aeronave 50 y el material de adquisiciones 34. Durante la produccion, se lleva a cabo la fabricacion de componentes y el subensamblado 36 y la integracion del sistema 38 de la aeronave 50. A partir de entonces, la aeronave 50 puede ir a traves de la certificacion y entrega 40 con el fin de ser puesta en servicio 42. Mientras que en el servicio 42 de un cliente, la aeronave 50 puede ser programada para el mantenimiento y el servicio 44 de rutina (que tambien puede incluir la modificacion, la reconfiguracion, la remodelacion, y otros servicios adecuados).

Cada uno de los procesos de metodo 30 se puede realizar o ser llevado a cabo por un integrador de sistemas, un tercero, y/o un operador (por ejemplo, un cliente). A los efectos de esta descripcion, un integrador de sistema puede incluir, sin limitacion, cualquier numero de fabricantes de aeronaves y subcontratistas importantes del sistema; un tercero puede incluir, sin limitacion, cualquier numero de proveedores, subcontratistas y proveedores; y un operador puede ser una lmea aerea, comparua de arrendamiento, entidad militar, organizacion de servicio, y otros operadores

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adecuados.

Como se muestra en la figura 3, la aeronave 50 producida por el metodo a modo de ejemplo 30 puede incluir un fuselaje 52 con una pluralidad de sistemas 54 y un interior 56. Ejemplos de sistemas de alto nivel 54 pueden incluir uno o mas de un sistema de propulsion 58, un sistema electrico 60, un sistema hidraulico 62, y un sistema ambiental 64. Cualquier numero de otros sistemas pueden ser incluidos. Aunque se muestra un ejemplo aeroespacial, los principios de la invencion pueden ser aplicados a otras industrias, como la industria del automovil.

Los metodos y sistemas incorporados en el presente documento pueden emplearse durante una cualquiera o mas de las etapas del metodo de produccion y el servicio 30. Por, ejemplo, los componentes o subconjuntos correspondientes a los componentes y la fabricacion de subconjunto 36 puede fabricarse o manufacturarse de una manera similar a los componentes o subconjuntos producidos mientras la aeronave 50 esta en servicio. Ademas, las realizaciones uno o mas aparatos, realizaciones del metodo, o una combinacion de los mismos, se pueden utilizar durante la fabricacion del componente y el subconjunto 36 y la integracion del sistema 38, por ejemplo, sustancialmente mediante la aceleracion del ensamblado de o reduciendo el coste de la aeronave 50. Del mismo modo, uno o mas de realizaciones del aparato, realizaciones del metodo, o una combinacion de las mismas, se pueden utilizar mientras la aeronave 50 esta en servicio, por ejemplo y sin limitacion, para el mantenimiento y el servicio 44.

En una realizacion de la divulgacion, se proporciona un sistema 68 para fabricar una estructura compuesta 26 (vease la figura 1, la figura 8, la figura l3) que tiene un relleno de huecos 124 (vease la figura 8) formado con material de fibra cortada 72 (vease la figura 4A). La figura 13 es una ilustracion de un diagrama de bloques funcional de una realizacion ejemplar del sistema 68 de la descripcion.

En otra realizacion de la descripcion, se proporciona un metodo 200 de fabricacion de una estructura compuesta 26 (vease la figura 1, la figura 8 y la figura 13) que tiene un relleno de huecos 124 (vease la figura 8 y la figura 13) formado con material de fibra cortada 72 (vease la figura 4A). La figura 14 es una ilustracion de un diagrama de flujo de una realizacion ejemplar del metodo 200 de la divulgacion.

Como se muestra en las figuras 4A y 13, el sistema 68 comprende una carga compuesta en capas 90. La figura 4A es una ilustracion de una vista frontal esquematica de la carga compuesta en capas 90 que puede utilizarse en una de las realizaciones del sistema 68 y el metodo 200 de la divulgacion. La carga compuesta en capas 90 comprende una primera carga compuesta 80 (vease la figura 4A). La primera carga compuesta 80 se hace preferentemente de un compuesto 82 (vease las figuras 4B y 13) y, preferentemente, comprende una pluralidad de hojas de compuesto 82a (vease la figura 13), tal como una pluralidad de primeras hojas de compuesto apiladas que pueden ser apiladas o colocadas usando un aparato de moldeado 83 (vease la figura 13). La primera carga compuesta 80 comprende ademas una primera capa de compuesto 82b (vease la figura 13) que tiene una primera superficie de hojas 84a (vease la figura 4A). La primera carga compuesta 80 comprende ademas una segunda superficie 84b (vease la figura 4A). La primera carga compuesta 80 comprende preferentemente una carga de larguero 80a (vease las figuras 4B, 4D).

La pluralidad de hojas de compuesto 82a (vease la figura 13) puede estar formada preferentemente de un material de refuerzo rodeado y soportado dentro de un material de matriz, tal como, por ejemplo, un material de impregnado previamente. El material de refuerzo puede comprender fibras de alta resistencia, tales como fibras de vidrio o de carbono, grafito, fibra de poliamida aromatica, fibra de vidrio, u otro material de refuerzo adecuado. El material de matriz puede comprender resinas polimericas termoplasticas o termoestables. Resinas termoestables ejemplares pueden incluir alilos, poliesteres alqrndicos, bismaleimidas (BMI), resinas epoxi, resinas fenolicas, poliesteres, poliuretanos (PUR), de poliurea formaldetndo, ester de cianato, y resina de ester de vinilo. Resinas termoplasticas ejemplares pueden incluir materiales ceramicos; polfmeros de cristal lfquido (LCP); plasticos fluorados, incluyendo politetrafluoroetileno (PTFE), etileno propileno fluorado (FEP), resina perfluoroalcoxi (PFA), policlorotrifluoroetileno (PCTFE), y politetrafluoroetileno perfluorometilvinileter (MFA); resinas a base de cetonas, incluyendo polieteretercetona; poliamidas tales como nylon 6/6, 30 % de fibra de vidrio; polietersulfonas (PES); poliamidaimidas (PAIS), polietilenos (PE); termoplasticos de poliester, incluyendo tereftalato de polibutileno (PBT), tereftalato de polietileno (PET), y poli (tereftalatos de fenileno); polisulfonas (PSU); o (sulfuros de fenileno) poli (PPS).

En la presente memoria, “impregnado previamente” significa una tela tejida o trenzada o material de cinta similar a la tela, por ejemplo, fibra de vidrio o fibras de carbono, que han sido impregnadas con una resina sin curar o parcialmente curada, que es lo suficientemente flexible para ser formada en una forma deseada, a continuacion, “curado”, por ejemplo, mediante la aplicacion de calor en un horno o un autoclave, para endurecer la resina en una estructura fuerte, ngida, reforzada con fibras. La pluralidad de hojas de compuesto 82a puede estar en la forma de una cinta impregnado previamente unidireccional, una cinta de fibra unidireccional, una cinta de plastico reforzado con fibra de carbono (CFRP), u otra cinta adecuada; un tejido de plastico reforzado con fibra de carbono (CFRP), un tejido impregnado previamente, una tela tejida que incluye una tela de fibra de carbono, u otro tejido adecuado; una combinacion de una cinta o una tela de la misma; o de otro compuesto adecuado. Las realizaciones del relleno de huecos 124 aumentan preferentemente una carga de desprendimiento y mejorar una resistencia de desprendimiento. En la presente memoria, “desprendimiento de carga” significa una carga de cizallamiento y/o

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momento de fuerza aplicada a una estructura compuesta, tal como un larguero, en los lugares donde se une o se pega a otra estructura compuesta de la estructura compuesta, tal como un panel de revestimiento compuesto o refuerzo, de manera que la carga de cizallamiento y/o momento de fuerza pueden causar la delaminacion o separacion del rigidizador de refuerzo de la estructura compuesta adjunta.

Los materiales utilizados para la estructura compuesta 26 se pueden seleccionar, por lo menos en parte, de acuerdo con el uso pretendido de la estructura compuesta 26, tal como un panel estructural para una aeronave 10, u otras estructuras aeroespaciales, automoviles, vetnculos marinos, otros vetnculos, edificios y otras estructuras, y similares.

Como se muestra ademas en las figuras 4A y 13, la carga compuesta en capas 90 comprende ademas una capa de relleno de huecos de fibras cortadas 70 se aplica a la primera superficie de hoja 84a. Como se muestra en la figura 4A, la capa de relleno de huecos de fibra cortada 70 tiene una primera superficie 76a y una segunda superficie 76b. La capa de relleno de huecos de fibras cortadas 70 comprende preferentemente material de fibra cortada 72 (vease la figura 4A), tal como un material de fibra de carbono cortada. El material de fibra cortada 72 puede comprender mas preferentemente un material de fibra de carbono impregnado previamente con fibras largas de cortado, elementos escamas delgadas de diferentes tamanos y formas. El material de fibra cortada puede ser impregnado previamente con un material de resina termoestable que interactua bien con materiales de carga del larguero y del panel de superficie de carga, o puede ser utilizado con una resina termoplastica adecuada.

El material de fibra cortada 72 crea un relleno de huecos 124 (vease la figura 8) que es un material cuasi-isotropico 75 (vease la figura 9). Preferiblemente, el material de fibras cortadas 72 se aplica a la primera superficie de hoja 84a en espesores variables, como el espesor ti (vease la figura 4B) y el espesor t2 (vease la figura 4B) u otro espesor variado o variable adecuado. El material de fibra cortada 72 comprende preferentemente fibras discontinuas 74 (vease la figura 4C). La figura 4C es una ilustracion de una vista ampliada del material de fibra cortada 72 que se muestra en el cfrculo 4C de la figura 4B. El material de fibra cortada 72 es dirigido preferentemente sobre la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80, de manera que un numero sustancial de fibras discontinuas 74 (vease la figura 4C) del material de fibras cortadas 72 se dirigen en una orientacion de las fibras deseada 88 (vease la figuras 4C y la figura 13). La orientacion de las fibras deseada 88 puede comprender una direccion ventajosa en cualquier eje, por ejemplo, las fibras pueden estar orientadas en una direccion del eje x, en una direccion del eje y, o en una direccion del eje z, tal como una orientacion longitudinal, una orientacion perpendicular a la longitud en que cuando se forma el larguero 28 se puede plegar sobre las porciones del radio 126 del relleno del radio 124a o fideos. La orientacion del material de fibra discontinua cortada 72 puede ser mas facilmente dirigida o controlada que las fibras continuas o el material de fibra continua.

El material de fibra cortada 72 se puede aplicar preferentemente a la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 a traves de un proceso de aplicacion de fibras cortadas 86 (vease la figura 4A y la figura 13). El proceso de aplicacion de fibras cortadas 86 puede comprender una proceso de aplicacion automatizada 86a (vease la figura 13), tal como un proceso de aplicacion automatizada usando un brazo robotico, un dispositivo de pulverizacion a presion automatizado, u otro dispositivo o aparato adecuado, que tiene la capacidad de depositar o pulverizar el material de fibra cortada 72 a lo largo de la longitud de la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 en diferentes espesores. El proceso de aplicacion de fibras cortadas 86 puede comprender ademas un proceso de aplicacion manual 86b (vease la figura 13), tal como un operador de la aplicacion del material de fibras cortadas 72 a mano, con una pistola cortadora, o a traves de otro dispositivo de accionamiento manual adecuado que tiene la capacidad de depositar o pulverizar el material de fibra cortada 72 a lo largo de la longitud de la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 en diferentes espesores. La figura 4A muestra el material de fibra cortada 72 se aplica o se deposita a traves del proceso de solicitud de fibra cortada 86 sobre la primera capa de la superficie 84a de la primera carga compuesta 80. La primera carga compuesta 80 es preferentemente sustancialmente plana cuando se aplica el material de fibra cortada 72.

La figura 4B es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de una realizacion de la carga compuesta en capas 90 que puede utilizarse en una de las realizaciones del sistema 68 y el metodo 200 de la divulgacion y que muestra la carga compuesta en capas 90 colocado debajo de un conjunto de tratamiento de compuesto 100, como en la forma de un conjunto de herramientas de formacion de la forma 102. Como se muestra en la figura 4A, el material de fibra cortada 72 se aplica preferentemente o deposita sobre la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 en al menos dos porciones de montfculos 78 (vease tambien la figura 4A). Cada porcion montfculo 78 es preferentemente de un espesor suficiente t2 para formar el relleno de huecos 124 (vease la figura 7A) y para rellenar una region de relleno de huecos 122 (vease la figura 8) de la estructura compuesta 26.

Como se muestra en la figura 4B, la primera carga compuesta 80, como en la forma de una carga de larguero 80a, tendra preferentemente el material de fibra cortada 72, tal como en la forma de material de fibra de carbono cortada, aplicado a la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80, en diferentes espesores usando un proceso de aplicacion de fibras cortadas 86 (vease la figura 4A), como una tecnica de pulverizacion, antes de formar la estructura compuesta 26, tales como el larguero 28 (vease la figura 1). Un proceso de aplicacion automatizado 86a (vease la figura 13), tales como el uso de un robot y un brazo robotico puede ser utilizado para aplicar el material de fibra cortada 72. El robot proporciona preferentemente una aleatoriedad de fibra consistente y un control de espesor del material de fibra cortada 72 adecuado a traves de la primera carga compuesta 80. El material de fibra

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cortada 72, como en la forma de material impregnado previamente de fibra de carbono cortada, se aplica preferentemente con un espesor suficiente a la region de relleno de huecos 122 (vease la figura 8) de la estructura compuesta 26 para ser rellenado una vez que el material de fibra cortada 72 se calienta y se conforma en la forma de la estructura compuesta 26, tal como la forma del larguero 28. Una capa delgada de material de fibras cortadas 72, tal como en forma de material de fibra de carbono cortada, se usa preferentemente a lo largo de la primera carga compuesta 80, tales como la carga de larguero 80a (vease la figura 4B), a fin de no crear porciones de punta dura 129 (vease la figura 8) para el relleno de huecos 124 una vez que se forma la carga compuesta en capas 90 (vease la figura 4B).

La figura 4D es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de otra realizacion de una de carga compuesta en capas 90a con una capa de soporte 92, o capa de velo, que se puede usar en una de las realizaciones del sistema 68 y el metodo 200 de la divulgacion. Como se muestra en la figura 4D, la capa de soporte 92 puede comprender una primera superficie 96a y una segunda superficie 96b. La capa de soporte 92 comprende preferentemente una tela de compuesto 82c (vease la figura 13), tal como una tela de fibra de carbono tejida suelta, que se puede usar en las superficies de interfaz entre la primera carga compuesta 80 y la capa de relleno de huecos de fibras cortadas 70. Esto permite una transicion de superficie consistente desde la parte posterior del material de fibra cortada 72 a un material de cinta.

Como se muestra ademas en la figura 4D, la capa de soporte 92, tal como en la forma de una primera capa de soporte 92a (vease la figura 4D), puede estar situado entre la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 y la segunda superficie 76b de la capa de relleno de huecos de fibras cortadas 70. La primera superficie 96a de la capa de soporte 92, tal como en forma de la primera capa de soporte 92a, puede interactuar con la segunda superficie 76b de la capa de relleno de huecos de fibra cortada 70, y la segunda superficie 96b de la capa de soporte 92, tal como en forma de primera capa de soporte 92a, puede interconectarse con la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80.

En una realizacion, el material de fibra cortada 72 se puede aplicar a la capa de soporte 92 (vease la figura 4D), tal como en la forma de una primera capa de soporte 92a (vease la figura 4D), ya sea antes o despues de una etapa de posicionamiento de la capa de soporte 92 en la primera superficie de hoja 84a (vease la figura 4D) de la primera carga compuesta 80. Por ejemplo, la capa de soporte 92 puede estar situada en la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 y luego el material de fibra cortada 72 se puede aplicar a la capa de soporte 92.

En otra realizacion, el material de fibra cortada 72 se puede aplicar a la capa de soporte 92 en lugar de o en vez de la primera carga compuesta 80, incluyendo la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80. Por ejemplo, el material de fibra cortada 72 se puede aplicar a la capa de soporte 92 en un lugar separado y luego la capa de soporte 92 con el material de fibra cortada 72 puede ser transportado o transferido a la primera carga compuesta 80 y colocarse sobre la primera superficie de la hoja 84a de la primera carga compuesta 80. En esta realizacion, el material de fibra cortada 72 se puede aplicar a la capa de soporte 92 para formar una capa de soporte en capas que puede entonces ser plegada, ensamblada con la segunda carga compuesta 98 para formar la estructura compuesta 26, y luego procesada.

En otra realizacion de la descripcion, la capa de relleno de huecos de fibra cortada 70 se puede aplicar sobre la primera capa de soporte 92a (vease la figura 4D). La primera capa de soporte 92a puede entonces ser apilada con una pluralidad de hojas de compuesto 82a (vease la figura 13) para obtener la primera carga compuesta 80, con la capa de soporte 92a estando situada entre la capa de relleno de huecos de fibra cortada 70 y la primera carga compuesta 80.

Como se muestra en las figuras 5 y 13, el sistema 68 comprende ademas un conjunto de procesamiento de material compuesto 100 adaptado para plegar la carga compuesta en capas 90. La figura 5 es una ilustracion de una vista en seccion parcial esquematica frontal de la carga compuesta en capas 90 que puede utilizarse en una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la divulgacion y que muestra la carga compuesta en capas 90 siendo plegada con una porcion macho 102a de un conjunto de herramientas de formacion de forma 102. Preferiblemente, la carga compuesta en capas 90 se calienta con un dispositivo de calentamiento 103 (vease la figura 13) cuando la carga compuesta en capas 90 se pliega mediante el conjunto de procesamiento de material compuesto 100.

El conjunto de procesamiento de material compuesto 100 (vease las figuras 5 y 13) puede comprender un conjunto de herramientas de formacion de forma 102 (vease la figura 5), un conjunto de proceso de extrusion inversa 142 (vease la figura 13), un conjunto de proceso de extrusion 144 (vease la figura 13), un conjunto de prensa de moldeo 145 (vease la figura 13), u otro conjunto de tratamiento de material compuesto adecuado. Como se muestra en la figura 5, el conjunto de herramientas de formacion de forma 102 puede comprender una porcion macho 102a y una porcion hembra 102b. Como se muestra ademas en la figura 5, la porcion macho 102a puede tener una configuracion en forma de T 104 y una parte longitudinal 106 disenada para ponerse en contacto con una superficie 108a de la carga compuesta en capas 90 y ejercer una fuerza contra el area 108a en una direccion descendente di. Como se muestra en la figura 5, tal fuerza hacia abajo ejercida por la porcion macho 102a contra el area 108a insta a las areas 108b de la carga compuesta en capas 90 hacia la parte longitudinal 106 de la porcion macho 102a del

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conjunto de herramientas de formacion de forma 102 e insta a las porciones de esquina 110, compuestas por el material de fibra cortada 72, juntos y hacia la porcion longitudinal 106 de la porcion macho 102a. Como se muestra en la figura 5, las areas 108c de la carga compuesta en capas 90 son adyacentes a las porciones hembra 102b del conjunto de herramientas de formacion de forma 102.

Como se muestra en la figura 6, el conjunto de procesamiento de material compuesto 100, como en la forma del conjunto de herramientas de formacion de forma 102, crea una porcion plegada 113 que tiene una porcion de plano de separacion interior 112, y forma la carga compuesta en capas plegado 91. La figura 6 es una ilustracion de una vista en seccion parcial esquematica frontal de la carga compuesta en capas plegada 91 que se puede usar en una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la divulgacion y que muestra la porcion macho 102a del conjunto de herramientas de formacion de forma 102 retirada de la parte plegada 113 despues del plegado de la carga compuesta en capas 90 para formar la carga compuesta en capas plegada 91. Como se muestra en la figura 6, las porciones hembra 102b del conjunto de herramientas de formacion de forma 102 se instan interiormente en direcciones d3 y d4 para empujar aun mas las porciones de esquina 110 juntas.

Como se muestra en las figuras 7A - 7B, el sistema 68 comprende ademas una segunda carga compuesta 98 que comprende una pluralidad de hojas de compuesto 82a, como en la forma de una pluralidad de segundas capas de compuesto apiladas. La figura 7A es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de la carga compuesta en capas plegada 91 ensamblada con una segunda carga compuesta 98 para formar una realizacion de la estructura compuesta 26, como en la forma de un larguero 28, que puede estar hecho con una sola de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la descripcion. La figura 7B es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de la carga compuesta en capas plegada 91 ensamblada con la segunda carga compuesta 98 y una capa de soporte 92, tal como en la forma de una segunda capa de soporte 92b, para formar otra realizacion de la estructura compuesta 26 que puede estar hecha con una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la descripcion.

Como se muestra en las figuras 7A y 7B, la segunda carga compuesta 98 se ensambla con la carga compuesta en capas plegada 91 para formar la estructura compuesta 26, tal como en forma de larguero 28. Como se muestra en la figura 7a, la estructura compuesta 26 comprende una seccion en T 114 que tiene una parte plegada 113, tal como en forma de refuerzo plegado 116, y que tiene bridas 118. La segunda carga compuesta 98 comprende una primera superficie 99a (vease la figura 7A) y una segunda superficie 99b (vease la figura 7a). Como se muestra en la figura 7A, la primera superficie 99a de la segunda carga compuesta 98 se aplica a o se une al material de fibra cortada 72 que forma el relleno de huecos 124 y ademas se aplica o une a las bridas 118. Las porciones hembra 102b del conjunto de herramientas de formacion de forma 102 se insta interiormente en direcciones d3 y d4 con el fin de empujar adicionalmente el material de fibras cortadas 72 junto y acumularlo en la region de relleno de huecos 122 (vease la figura 8) para formar el relleno de huecos 124.

La figura 7B muestra la capa de soporte 92, o capa de velo, tal como en forma de segunda capa de soporte 92b que puede ser posicionado entre la segunda carga compuesta 98 y el material de fibra cortada 72 que forma el relleno de huecos 124 de la estructura compuesta 26. En particular, la figura 7B muestra la primera superficie 96a de la capa de soporte 92, tanto como en forma de segunda capa de soporte 92b, adyacente al material de fibra cortada 72 de la capa de relleno de huecos de fibras cortadas 70. La figura 7B muestra ademas la segunda superficie 96b de la segunda capa de soporte 92b adyacente a la primera superficie 99a de la segunda carga compuesta 98. La capa de soporte 92, tal como en forma de capa de soporte 92b, comprende preferentemente una tela de compuesto 82c (vease la figura 13), tal como una tela tejida de fibra de carbono suelta, que se puede usar en las superficies de interfaz entre la segunda carga compuesta 98 y la capa de relleno de huecos de fibra cortada 70. Esto permite una transicion de superficie consistente de la parte posterior del material de fibra cortada 72 a un material de cinta.

Como se muestra en las figuras 8 y 9, el sistema 68 comprende ademas al menos un relleno de huecos 124 formado en la estructura compuesta 26. La figura 8 es una ilustracion de una vista en seccion frontal de una realizacion de la estructura compuesta 26, tal como en forma de larguero 28, que puede estar hecho con una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la descripcion. La figura 9 es una ilustracion de una vista en perspectiva de otra realizacion de la estructura compuesta 26, tal como en forma de larguero 28, que puede estar hecha con una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la descripcion. La estructura compuesta 26 comprende preferentemente un larguero 28 en una aeronave 10 (vease la figura 1), la primera carga compuesta 80 comprende preferentemente una 80a carga larguero (vease la figura 13), y la segunda carga compuesta 98 comprende preferentemente una carga de tapa de larguero 98a (vease la figura 13) o una carga del panel de revestimiento 98b (vease la figura 13).

Como se muestra en las figuras 8 y 9, el relleno de huecos 124 esta preferentemente en la forma de un relleno de radio 124a o fideos compuesto de una cantidad suficiente del material de fibra cortada 72 para llenar la region de relleno de huecos 122. Como se muestra ademas en la figura 8, el relleno de huecos 124 tiene porciones de radio 126 y porciones de punta 129 (vease tambien la figura 11). El relleno de huecos 124 se forma preferentemente de material de fibra cortada 72 y consta de un mismo material que un material que comprende la estructura compuesta 26 que rodea los rellenos de huecos 124, o comprende un material compatible con un material que comprende la estructura compuesta 26 que rodea el relleno de huecos 124 . El relleno de huecos 124 es preferentemente un

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material cuasi isotropico 75 (vease la figura 9) y se ajusta a una forma 133 (vease la figura 9) de la estructura compuesta 26 que rodea el relleno de huecos 124. Mas preferentemente, como se muestra en la figura 9, el relleno de huecos 124 tiene porciones del radio 126 que se ajustan a o coinciden sustancialmente con una orientacion radial 133a (vease la figura 9) de las capas de hoja impregnadas previamente de fibra continua apiladas adyacentes 132 del refuerzo plegado 116 y las bridas 118 de la estructura compuesta 26.

Como se muestra ademas en la figura 8, la estructura compuesta 26, tal como en forma de larguero 28 y la seccion en T 114, tiene un espesor de la brida tbrua, un espesor de refuerzo trefuerzo y un espesor de panel de revestimiento tpaneies de revestimiento- La estructura compuesta 26 se muestra en la figura 8 comprende bridas 118 unidas en porciones de union 120a, 120b a la segunda carga compuesta 98, tal como en la forma de la carga del panel de revestimiento 98b. La estructura compuesta 26 que se muestra en la figura 8 comprende ademas refuerzos plegados 116 unidos en la porcion de union 120c.

Como se muestra en la figura 9, la estructura compuesta 26, tal como en forma de larguero 28, tiene una altura H1 del refuerzo plegado 116, una anchura W1 del relleno de huecos 124, como en la forma de relleno de radio 124a fideos o, y una longitud L1 de las capas de hojas impregnadas previamente de fibra continua apiladas 132. La estructura compuesta 26 comprende ademas una abertura 131 que tiene fibras discontinuas 74. Como se muestra en la figura 9, el relleno de huecos 124 comprende material de fibra cortada 72 de fibras discontinuas 74 y que comprende un material cuasi isotropico 75. El relleno de huecos 124, como se muestra en la figura 9, no solo incluye el relleno del radio 124a o fideos, sino tambien un relleno plegado 124b que comprende el material de fibras cortadas 72.

Como se muestra en la figura 9, el sistema 68 comprende ademas al menos una capa interlaminar 128 formada en la estructura compuesta 26. La capa interlaminar 128 se forma del material de fibra cortada 72. La capa interlaminar 128 (vease la figura 11) minimiza preferentemente o elimina la formacion de bolsas ricas de resina en porciones de punta 129 (vease la figura 11) del relleno de huecos 124. Tal como se usa en este documento, “rico en resina” significa un area con una cantidad en exceso de resina y que contiene mas de un contenido maximo de resina permisible, y puede surgir, por ejemplo, del curado inadecuado o de la compactacion o similares, y “ricos resina” significa ademas una cantidad insuficiente de fibra, tal como se mide por el “volumen de fibra”, que puede ser o bien en peso o en volumen. Teniendo en cuenta las diferentes formas (al azar, cortada, cinta y tejida) y las diferentes propiedades de peso de las fibras (vidrio, carbono y aramida), los valores de volumen de fibra pueden variar. En general, los ensayos pueden determinar que volumen de fibra que es mejor para la forma y el tipo de fibra. Ademas, como se usa aqrn, “deficiente en resina” significa una cantidad en exceso de fibra y una cantidad insuficiente de resina para impregnar el refuerzo por completo, cuando se mide por volumen de fibra que puede ser ya sea en peso o en volumen. Esta falta de union puede ser evidenciada por, por ejemplo, bajo brillo, manchas secas, o presentacion de fibra. La condicion de “deficiente en resina” puede ser causada, por ejemplo, mediante la humectacion o impregnacion inadecuadas, o por presion de moldeo excesiva, o similares. Ademas, como se usa en este documento, “proporcion estandar de fibra a resina” significa una proporcion aceptable de fibra a resina o porcentaje de contenido de fibra a resina (por ejemplo, volumen de fibra a volumen de resina, o el peso de la fibra a peso de resina) que pueden producir propiedades mecanicas y ffsicas optimas. Por ejemplo, una proporcion estandar de fibra a resina para compuestos puede caer dentro de un rango, tal como de 70/30 a 30/70 por ciento en volumen del producto, o puede tener un punto de partida o una relacion preferida, tal como, por ejemplo, 60/40 de fibra de carbono a la resina, o 70/30 de fibra a resina preimpregnada.

El sistema 68 comprende ademas un aparato de compresion 160 (vease la figura 13), una placa 134 (vease la figura 13), placas de prensado 136 (vease la figura 13), un conjunto de bolsa de vacfo 138 (vease la figura 13) y un aparato de curado 140 (vease la figura 13) para procesar la estructura compuesta 26. El aparato de curado 140 puede comprender un horno 140a (vease la figura 13), una autoclave 140b (vease la figura 13), u otro aparato o dispositivo de curado adecuado.

La figura 10A es una ilustracion de una vista en seccion frontal de una realizacion de un larguero en forma de J 146 que puede estar hecho con una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la divulgacion. La figura 10A muestra el larguero en forma de J 146 que tiene una porcion de bulbo plegada 130a y que comprende las bridas 118, un refuerzo plegado 116, un relleno de huecos 124 en forma de relleno del radio 124a o fideos, y un relleno de huecos 124 en forma de relleno plegado 124b. El larguero en forma de J 146 puede ser utilizado en aeronaves 10 (vease la figura 1) u otros vehfculos o estructuras adecuadas.

La figura 10B es una ilustracion de una vista en seccion frontal de una realizacion de un larguero en forma de I 148 que puede estar hecho con una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la divulgacion. La figura 10B muestra el larguero en forma de I 118 que tiene las bridas superior e inferior 148, un refuerzo plegado 116 y rellenos de huecos superior e inferior 124 en forma de rellenos del radio 124a o fideos. El larguero en forma de I-148 puede ser utilizado en aeronaves 10 (vease la figura 1) u otros vehfculos o estructuras adecuadas.

La figura 10C es una ilustracion de una vista en seccion frontal de una realizacion de un larguero en forma de bulbo 150 que puede estar hecho con una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease

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la figura 14) de la divulgacion. La figura 10C muestra el larguero en forma de bulbo 150 que tiene una porcion de bulbo 130 y que comprende bridas 118, tela plegada 116, relleno de huecos 124 en forma de relleno del radio 124a o fideos, y relleno de huecos 124 en forma de relleno plegado 124b. El larguero en forma de bulbo 150 se puede usar en aeronaves 10 (vease la figura 1) u otros vetuculos o estructuras adecuados.

Otros largueros adecuados que se pueden hacer con una de las realizaciones del sistema 68 y el metodo 200 de la divulgacion pueden incluir largueros de sombrero, largueros de cuchilla, largueros en forma de Z, largueros en forma de C, largueros en forma de H, u otras configuraciones o formas de larguero adecuadas.

La figura 11 es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de otra realizacion de una estructura compuesta 26 en forma de un larguero 28, tal como un larguero en forma de bulbo, que pueda hacerse con una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la divulgacion y que muestra capas interlaminares 128. Como se muestra en la figura 11, el larguero 28 comprende bridas 18, refuerzo plegado 116, relleno de huecos 124 en forma de relleno del radio 124a o fideos, relleno de huecos 124 en forma de relleno plegado 124b, y segunda carga compuesta 98. El relleno de huecos 124, en forma de relleno del radio 124a o fideos, comprende fibras discontinuas 74 y partes de punta 129. El relleno de huecos 124, en forma de relleno del radio 124a, llena la region de relleno de huecos 122. El relleno de huecos 124, en forma de relleno plegado 124b, tambien se puede llenar con el exceso de fibras discontinuas 74. Las fibras discontinuas 74 pueden ser utilizadas para crear las capas interlaminares 128 para llenar todas las regiones de relleno de huecos 122 o vados. Las fibras discontinuas 74 pueden seguir a traves de las capas interlaminares 128 para formar un tipo hfbrido de estructura compuesta 26.

La figura 12 es una ilustracion de una vista en seccion parcial frontal de una realizacion de un conjunto de estructura de panel compuesto de nucleo en sandwich 152 que tiene un relleno del radio 124a o fideos que comprende fibras discontinuas 74 que se pueden hacer con una de las realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) de la divulgacion y que se puede utilizar con un material de nucleo de sandwich 156. Preferiblemente, el material de nucleo de sandwich 156 es en forma de un material del nucleo de sandwich de panal 156a. Como se muestra en la figura 12, el conjunto de estructura compuesto de panel de nucleo de sandwich 152 comprende ademas laminados 154a, 154b en cada lado del material del nucleo de sandwich 156 y en cada lado de del relleno del radio 124a o fideos. La figura 12 muestra ademas una ubicacion despegada 158 en el laminado 154a por encima del relleno del radio 124a o fideos.

El metodo 200 para hacer la estructura compuesta 26 (vease la figura 1, la figura 8 y la figura 13) que tiene el material de carga hueco 124 (vease la figura 8 y la figura 13) formado con el material de fibra cortada 72 (vease la figura 4A) se muestra en la figura 14. Como se muestra en la figura 14, el metodo 200 comprende la etapa 202 de aplicacion de material de fibra cortada 72 (vease la figura 4A y la figura 13) en diferentes espesores sobre una primera superficie de hoja 84a (vease la figura 4A) de una primera hoja 82b (vease la figura 13) de una primera carga compuesta 80 (vease la figura 4A y la figura 13) para formar una carga compuesta en capas 90 (vease la figura 4A y la figura 13). La etapa de aplicacion 202 puede preferentemente comprender dirigir el material de fibra cortada 72 en la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80, de manera que un numero sustancial de fibras discontinuas 74 (vease la figura 4B) del material de fibras cortadas 72 giren en una orientacion de las fibras 88 deseada (vease la figura 4B y la figura 13).

La etapa de aplicacion 202 puede realizarse a traves de un proceso de aplicacion de fibras cortadas 86 (vease la figura 4a y la figura 13). El proceso de aplicacion de fibras cortadas 86 puede comprender un proceso de aplicacion automatizada 86a (vease la figura 13), tal como un proceso de aplicacion automatizada usando un brazo robotico, un dispositivo de pulverizacion a presion automatizado, u otro dispositivo o aparato adecuado, que tiene la capacidad de depositar o pulverizar el material de fibra cortada 72 a lo largo de la longitud de la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 en diferentes espesores. El proceso de aplicacion de fibras cortadas 86 puede comprender ademas un proceso de aplicacion manual 86b (vease la figura 13), tal como un operador aplicando el material de fibras cortadas 72 a mano, con una pistola cortadora, o a traves de otro dispositivo de accionamiento manual adecuado que tiene la capacidad de depositar o pulverizar el material de fibra cortada 72 a lo largo de la longitud de la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 en diferentes espesores.

La etapa de aplicacion 202 comprende, preferentemente, aplicar un material de fibra cortada 72 que comprende un material de fibra de carbono cortada impregnado previamente sobre la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 en al menos dos porciones de montfculos 78 (vease la figura 4A). Cada porcion de montfculo 78 es preferentemente de un espesor suficiente para formar el relleno de huecos 124 (vease la figura 7A) y para rellenar una region de relleno de huecos 122 (vease la figura 8) de la estructura compuesta 26. El material de fibra cortada 72, tal como en la forma del material de fibra de carbono cortada impregnado previamente, preferentemente crea un relleno de huecos 124 que comprende un material cuasi isotropico 75 (vease la figura 9) que se ajusta a o sustancialmente coincide con una orientacion radial 133a (vease la figura 9) de capas de hojas impregnadas previamente de fibra continua apilada adyacente 132 del refuerzo plegado 116 y las bridas 118 de la estructura compuesta 26.

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Como se muestra en la figura 14, el metodo 200 comprende ademas la etapa 204 de plegado de la carga compuesta en capas 90 (vease la figura 5) para formar una carga compuesta en capas plegada 91. La etapa de plegado 204 comprende, preferentemente, utilizar un conjunto de procesamiento de material compuesto 100 (vease la figura 5) para plegar la carga compuesta en capas 90 (vease la figura 5). La etapa de plegado 204 preferentemente comprende ademas calentar la carga compuesta en capas 90 con un dispositivo de calentamiento 103 (vease la figura 13) cuando la carga compuesta en capas 90 se pliega por el conjunto de procesamiento de material compuesto 100. El conjunto de procesamiento de material compuesto 100 puede comprender un conjunto de herramientas de formacion de forma 102 (vease la figura 5), un conjunto de proceso de extrusion inversa 142 (vease la figura 13), un conjunto de proceso de extrusion 144 (vease la figura 13), un conjunto de prensa de moldeo 145 (vease la figura 13), u otro conjunto de tratamiento de compuesto adecuado. Como se muestra en la figura 5, el conjunto de herramientas de formacion de forma 102 puede comprender una porcion macho 102a y una porcion hembra 102b. Como se muestra ademas en la figura 5, la porcion macho 102a puede tener una configuracion en forma de T 104 y una parte longitudinal 106 disenada para ponerse en contacto con una superficie 108a de la carga compuesta en capas 90 y ejercer una fuerza contra el area 108a en una direccion descendente di. Como se muestra en la figura 5, tal fuerza hacia abajo ejercida por la porcion macho 102a contra area 108a insta las areas 108b de la carga compuesta en capas 90 en contra de la porcion hembra 102b del conjunto de herramientas de formacion de forma 102 y se insta a porciones de esquina de fibra cortada 110 juntas y hacia la parte longitudinal 106 de la porcion macho 102a. El conjunto de procesamiento de material compuesto 100, tal como en la forma del conjunto de herramientas de formacion de forma 102, crea una porcion plegada 113 (vease la figura 6) que tiene una porcion de plano de separacion interior 112 (vease la figura 6), y forma la carga compuesta en capas plegada 91 (vease la figura 6).

Como se muestra en la figura 14, el metodo 200 comprende ademas la etapa 206 de ensamblar una segunda carga compuesta 98 (vease la figura 7A y la figura 13) y la carga compuesta en capas plegada 91 para formar una estructura compuesta 26 (vease la figura 7A). La segunda carga compuesta 98 y la carga compuesta en capas plegada 91 pueden ser presionadas juntas con, por ejemplo, un conjunto de prensa de moldeo 145 (vease la figura 13) para ensamblarse y unirse a la segunda carga compuesta a la carga compuesta en capas plegada 91. Como se muestra en la figura 7A, el material de fibra cortada 72 forma un relleno de huecos 124 en la estructura compuesta 26. Como se muestra en la figura 9, el relleno de huecos 124 se ajusta preferentemente a una forma 133 de la estructura compuesta 26 que rodea el relleno de huecos 124. Mas preferentemente, como se muestra en la figura 9, el relleno de huecos 124 tiene porciones del radio 126 que se ajustan a o coinciden sustancialmente con una orientacion radial 133a (vease la figura 9) de las capas de hojas impregnadas previamente de fibra continua apiladas adyacentes 132 del refuerzo plegado 116 y las bridas 118 de la estructura compuesta 26.

La etapa de ensamblado 206 puede comprender, ademas del material de fibras cortadas 72 formando una capa interlaminar 128 (vease la figura 11) que minimiza o elimina la formacion de bolsas ricas de resina en partes de punta 129 (vease la figura 11) del relleno de huecos 124. El material de fibra cortada 72 que forma el relleno de huecos 124 comprende preferentemente un mismo material que un material que comprende la estructura compuesta 26 que rodea el relleno de huecos 124, o, preferentemente, comprende un material compatible con el material que comprende la estructura compuesta 26 que rodea el relleno de huecos 124.

Como se muestra en la figura 14, el metodo 200 comprende ademas la etapa 208 de procesamiento de la estructura compuesta 26. Tal como se usa en este documento, “procesamiento” significa generalmente formar o manipular el compuesto, tales como la carga de capas de compuesto 91 y la segunda carga compuesta 98, y consolidar el compuesto o estructura compuesta 26, que incluye el curado de la forma o modalidad del compuesto o estructura compuesta 26. La formacion o la manipulacion de compuesto puede incluir que colocar el material de fibra cortada 72 en una orientacion ventajosa y deseada de fibra 88 (vease la figura 13) antes de que se forme la estructura compuesta 26, tales como el larguero 28 (vease la figura 1). La formacion o la manipulacion puede incluir ademas precalentar una porcion de cada material de fibra cortada 72 de manera que se adhiera y mantenga la parte de cada material de fibra cortada 72 en la orientacion de fibra deseada 88 (vease la figura 13), mientras que se apilan y se colocan antes de la formacion la estructura compuesta 26, tales como el larguero 28. La consolidacion del compuesto implica endurecimiento o templado del compuesto bajo calor y/o presion, y durante la consolidacion, el calor y/o presion resultando en el flujo de resina y humectacion de las fibras de refuerzo del compuesto.

El procesamiento puede comprender ademas la eliminacion de la estructura compuesta 26 (vease la figura 7A) del conjunto de procesamiento de material compuesto 100 y colocarla en una placa 134 (vease la figura 13). Las placas de prensado 136 (vease la figura 13) se pueden instalar en el larguero y todo el conjunto puede entonces en una realizacion del proceso ser embolsado al vado y colocarse en una autoclave para curar al vado. La etapa de procesamiento 208 puede comprender ademas la etapa de aplicar calor y presion a la estructura compuesta 26 bajo un conjunto de bolsa de vado 138 (vease la figura 13). La etapa de procesamiento 208 puede comprender ademas la etapa de curar la estructura compuesta 26 en un aparato de curado 140 (vease la figura 13). El aparato de curado 140 puede comprender un horno 140a (vease la figura 13), una autoclave 140b (vease la figura 13), u otro aparato de curado adecuado o dispositivo. El aparato de curado 140 se puede implementar usando cualquier maquina que es capaz de curar estructuras compuestas. Despues de que ocurre el curado, la estructura compuesta 26 se retira del aparato de curado 140.

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Como se muestra en la figura 14, el metodo 200 puede comprender ademas la etapa opcional 210 de la aplicacion del material de fibras cortadas 72 a una capa de soporte 92 (vease la figura 4D), tal como en la forma de una primera capa de soporte 92a (vease la figura 4D), ya sea antes o despues de una etapa de colocar la capa de soporte 92 en la primera superficie de hoja 84a (vease la figura 4D) de la primera carga compuesta 80, o aplicar el material de fibra cortada 72 a la capa de soporte 92 en lugar de la primera superficie de hoja 84a y la primera carga compuesta 80. Por ejemplo, la capa de soporte 92 puede estar situada en la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80 y luego el material de fibra cortada 72 se puede aplicar a la capa de soporte 92. Alternativamente, el material de fibras cortadas 72 se puede aplicar a la capa de soporte 92 en un lugar separado y luego la capa de soporte 92 con el material de fibra cortada 72 puede ser situada en la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80. En otra realizacion, la capa de soporte 92 se puede usar en lugar de o en vez de la primera carga compuesta 80, incluyendo la primera superficie de hoja 84a de la primera carga compuesta 80. El material de fibra cortada 72 se puede aplicar a la capa de soporte 92 para formar una capa de soporte en capas que puede entonces ser plegada, ensamblada con la segunda carga compuesta 98 para formar la estructura compuesta 26, y luego se procesa.

Como se muestra en la figura 14, el metodo 200 puede comprender ademas la etapa opcional 212 de aplicacion de una capa de soporte 92, tal como en la forma de una segunda capa de soporte 92b (vease la figura 7B), entre la segunda carga compuesta 98 y el material de fibra cortada 72 que forma el relleno de huecos 124 de la estructura compuesta 26.

En otra realizacion de la divulgacion, se proporciona un metodo de fabricacion de una estructura compuesta 26 (vease las figuras 1, 8) que tiene uno o mas rellenos de huecos 124 (vease la figura 8) con el material de fibra cortada 72 (vease la figura 8) y una o mas capas interlaminares 128 (vease la figura 11) con material de fibra cortada 72. El metodo comprende la etapa de aplicar una capa de relleno de huecos de fibras cortadas 70 (vease la figura 4A) que comprende material de fibra cortada 72 en diferentes espesores sobre una primera capa de soporte 92a (vease la figura 4D) que comprende una tela de compuesto 82c (ver la figura 13). El metodo comprende ademas la etapa de formar una carga estratificada de compuesto 90 (vease la figura 4A) por el apilamiento de la primera capa de soporte 92a con una pluralidad de hojas de compuesto 82a (vease la figura 13) para obtener una primera carga compuesta 80 (vease la fig. 13), la primera capa de soporte 92a estando situada entre la capa de relleno de huecos de fibra cortada 70 y la primera carga compuesta 80 (vease la figura 4A). El metodo comprende ademas la etapa de apilar una segunda capa de soporte 92b (vease la figura 7B) que comprende una tela de compuesto 82c (vease la figura 13) con una pluralidad de hojas de compuesto 82a (vease la figura 13) para obtener una segunda carga compuesta 98 (vease la figura 13). El metodo comprende ademas la etapa de ensamblar la carga compuesta en capas 90 y la segunda carga compuesta 98 para formar una estructura compuesta 26 (vease la figura 7B). La estructura compuesta 26 (vease la figura 1) comprende preferentemente una estructura compuesta del larguero 28 (vease la figura 1) en una aeronave 10 (vease la figura 1). La primera carga compuesta 80 comprende preferentemente una carga del larguero 80a (vease la figura 4B y la figura 13). La segunda carga compuesta 98 comprende preferentemente una carga de tapa del larguero 98a (vease la figura 7A y la figura 13) o una carga del panel de revestimiento 98b (vease la figura 8 y la figura 13).

El material de fibra cortada 72 forma en la estructura compuesta 26 uno o mas rellenos de huecos 124 y una o mas capas interlaminares 128 (vease la figura 11). El material de fibra cortada 124 comprende preferentemente un mismo material que un material que comprende la estructura compuesta 26 o comprende un material compatible con el material que comprende la estructura compuesta 26. El metodo comprende ademas la etapa de procesamiento de la estructura compuesta 26. El metodo comprende ademas aplicar una capa de relleno de huecos de fibras cortadas 70 sobre la segunda capa de soporte 92b antes de apilar la segunda capa de soporte 92b. Las etapas de aplicacion de la capa de relleno de huecos de fibra cortada 70 a la primera capa de soporte 92a y a la segunda capa de soporte 92b preferentemente comprenden dirigir el material de fibra cortada 72 en la primera capa de soporte 92a y en el segundo capa de soporte92b, de tal manera que un sustancial numero de fibras discontinuas 74 (vease la figura 4C) del material de fibras cortadas 72 giren en una orientacion de las fibras 88 deseada (vease la figura 4C). La etapa de ensamblado comprende preferentemente plegar la carga compuesta en capas 90 con un conjunto de procesamiento de material compuesto 100 (vease la figura 5) y el calentamiento de la carga de compuesta en capas 90 cuando la carga compuesta en capas 90 se pliega mediante el conjunto de procesamiento de material compuesto 100.

Las realizaciones descritas del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) que proporcionan las estructuras compuestas 26 (vease la figura 1) que tiene rellenos de huecos 124 y capas interlaminares 128 formadas de material de fibras cortadas 72 donde los rellenos de huecos 124, tal como en la forma de o rellenos del radio 124a o fideos, se crean para llenar la region de relleno de huecos 122 (vease la figura 11) y otros vacfos en la estructura compuesta 26, tales como el larguero 28, durante la formacion de la estructura compuesta 26, tales como el larguero 28, en oposicion a la creacion de una estructura compuesta 26, como el larguero 28, para adaptarse a los rellenos de huecos 124, tales como rellenos del radio 124a o fideos. El uso del material de fibra cortada 72 para formar el uno o mas rellenos de huecos 124 permite una interfaz interlaminar mas consistente con un riesgo menor de error humano durante el ensamblado.

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Ademas, las realizaciones divulgadas del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) preven estructuras compuestas 26 (vease la figura 1) que tiene rellenos de huecos 124 y capas interlaminares 128 formados de material de fibra cortada 72 que tienen un diseno que no proporciona un camino facil para el crecimiento de grietas dado que la grieta tiene que propagarse a traves de un material de fibra cortada con lmeas de resina entre fibras inconsistentes, a diferencia de los disenos conocidos de estructuras compuestas con rellenos de huecos que permiten que el crecimiento de la grieta se extienda por toda la pieza de compuesto puesto que las fibras son paralelas a la direccion de la estructura compuesta, tales como el larguero. Ademas, el material de fibras cortadas 72 no permite la propagacion de la grieta en lmea recta a traves de las fibras discontinuas 74 similares a lo que se exhibe en ciertos rellenos del radio de fibra unidireccional o fideos conocidos.

Ademas, realizaciones divulgadas del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) preven estructuras compuestas 26 (vease la figura 1) que tienen rellenos de huecos 124 y capas interlaminares 128 formados de material de fibra cortada 72 que tienen un diseno con una mejor resistencia al desprendimiento en comparacion con disenos de relleno del radio o fideos conocidos debido a que el diseno descrito elimina bolsillos ricos en resina en las porciones de punta 129 (vease la figura 11) del relleno de huecos 124, tales como los de relleno radio 124a o fideos. La capa interlaminar coherente 128 (vease la figura 11) preve una capa coherente de capa de interfaz a traves del larguero 28 entre la carga del larguero 80a (vease la figura 4B) y la carga del panel de revestimiento 98b (vease la figura 8). El material de fibra de carbono cortado preferentemente crea una capa de relleno de huecos de fibras cortadas que tiene un espesor variable que no permite que se formen bolsillos ricos en resina en las partes de punta 129 del relleno de huecos 124. Las fibras discontinuas 74 generalmente contornean para dirigir la carga a traves del relleno de huecos 124 y dispersan la carga en el panel del revestimiento. Por lo tanto, el diseno descrito no permite que se formen bolsillos debiles ricos en resina en las porciones de punta del relleno de huecos 124, tales como el relleno del radio 124a.

Con una resistencia al desprendimiento suficientemente mejorada, el larguero 28 puede ser capaz de ser utilizado como un elemento estructural de la costilla de ala, y la costilla de ala puede ser entonces fijada al larguero 28 dentro de la caja de ala. Esto puede resultar en que se utilice un menor numero de elementos de fijacion, que pueden disminuir el peso de la estructura compuesta, y si la estructura compuesta 26 se utiliza en una aeronave 10 (vease la figura 1), tal disminucion en el peso puede resultar en una disminucion en el consumo de combustible, que, a su vez, puede resultar en una disminucion de los costes de combustible. Ademas, un menor numero de elementos de fijacion pueden sobresalir a traves del revestimiento de ala, con el consiguiente ahorro de tiempo durante el ensamblado, ayudando a aligerar la proteccion contra los rayos, y la produccion de un menor numero de orificios de sujecion o areas de fugas de combustible.

Ademas, las realizaciones divulgadas del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) preven estructuras compuestas 26 (vease la figura 1) que tienen rellenos de huecos 124 y capas interlaminares 128 formados de material de fibra cortada 72 que permiten la formacion del relleno de huecos 124, tales como el relleno del radio 124a o fideos, directamente en la carga compuesta o parte que elimina o minimiza la necesidad de almacenamiento y el transporte del relleno de huecos 124, tal como el material de relleno del radio 124 o fideos, y que, a su vez, puede evitar danos en el material de relleno de huecos 124 que puede resultar de tal almacenamiento o transporte. Ademas, la fabricacion del relleno de huecos 124, tal como el relleno del radio 124 o fideos, puede ser menos intensiva en mano de obra que los disenos de fideos conocidos, y la superficie de union puede ser mas consistente ya que el relleno de huecos 124, tal como el material de relleno del radio 124 o fideos, se ajusta a la forma de la estructura compuesta 26, en oposicion a que la estructura compuesta 26 tenga que ajustarse al relleno de huecos 124, tal como el material de relleno del radio 124 o fideos.

Por otra parte, se dan a conocer realizaciones del sistema 68 (vease la figura 13) y el metodo 200 (vease la figura 14) que proporcionan estructuras compuestas 26 (vease la figura 1) que tienen rellenos de huecos 124 y capas interlaminares 128 formados de material de fibra cortada 72, donde el material de fibras cortadas 72 crea un relleno de huecos casi isotropico 124, tales como el relleno del radio 124a o fideos, que generalmente sigue la orientacion radial 133a de la estructura compuesta 26 de la carga del panel de revestimiento 98b en la carga de larguero 80a. El material de fibra cortada 72 carga preferentemente los elementos de escamas delgadas de diversos tamanos y formas a traves de las fibras discontinuas 74 (vease la figura 9). Ademas, el relleno de huecos 124, tal como el relleno del radio 124a o fideos, se puede formar rapidamente a traves de un proceso de aplicacion 86a automatizado consistente (vease la figura 13), tal como un proceso robotico. Tambien al esperar para crear el material de relleno de huecos 124, tal como el relleno del radio 124a o fideos, hasta que se forma el larguero 28, el relleno de huecos 124, tal como el relleno del radio 124a o fideos, puede llenar todos los huecos presentes, en comparacion con disenos conocidos de fideos que pueden no permitir que las fibras se muevan mucho durante la formacion del larguero. Ademas, los rellenos de huecos formados por material de fibra cortada 72 pueden ser mas faciles de fabricar y al mismo tiempo cumplir con los criterios estructurales de no ser demasiado duros o demasiado blandos.

Muchas modificaciones y otras realizaciones de la descripcion vendran a la mente a un experto en la materia a la que pertenece esta descripcion tienen el beneficio de las ensenanzas presentadas en las descripciones anteriores y los dibujos asociados. Las realizaciones descritas en este documento estan destinadas a ser ilustrativas y no se pretende que sean limitantes o exhaustivas. Aunque se emplean terminos espedficos en el presente documento, se utilizan en un sentido generico y descriptivo y no con fines de limitacion.

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REIVINDICACIONES

1. Un metodo de fabricacion de una estructura compuesta (26), comprendiendo el metodo las etapas de:

aplicar un material de fibra cortada (72) en diferentes espesores sobre una primera superficie de hoja de una primera carga compuesta (80) para formar una carga compuesta en capas; plegar la carga compuesta en capas;

ensamblar una segunda carga compuesta y la carga compuesta en capas plegada para formar una estructura compuesta, formando el material de fibra cortada un relleno de huecos (124) en la estructura compuesta, conformando el relleno de huecos una forma de la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos; y, procesar la estructura compuesta.
2. El metodo de la reivindicacion 1, donde la etapa de aplicacion comprende, ademas, una de aplicar el material de fibra cortada (72) a una capa de soporte (92) antes o despues de una etapa de colocar la capa de soporte (92) sobre la primera superficie de la hoja (84a) de la primera carga compuesta (80), o la aplicacion del material de fibras cortadas a la capa de soporte (92) en lugar de la primera carga compuesta (80), incluyendo la primera superficie de la hoja (84a).
3. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde la etapa de ensamblado comprende ademas aplicar una capa de soporte (92) entre la segunda carga compuesta y el material de fibra cortada (72) que forma el relleno de huecos (124) de la estructura compuesta (26).
4. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde la etapa de aplicacion comprende dirigir el material de fibra cortada (72) sobre la primera superficie de la hoja de la primera carga compuesta (80), de manera que un numero sustancial de fibras discontinuas de material de fibra cortada (72) es dirigido en una orientacion de fibra deseada.
5. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde la etapa de aplicacion se lleva a cabo a traves de un proceso de aplicacion manual o un proceso de aplicacion automatizada.
6. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde la etapa de aplicacion comprende aplicar un material preimpregnado previamente de fibra de carbono cortada sobre la primera superficie de hoja (84a) de la primera carga compuesta (80) en al menos dos porciones de montfculos cada una siendo de un espesor suficiente para formar el relleno de huecos (124) y para rellenar una region de relleno de huecos de la estructura compuesta.
7. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde la etapa de plegado comprende utilizar un conjunto de procesamiento de material compuesto para plegar la carga compuesta en capas y para calentar la carga compuesta en capas cuando la carga compuesta en capas se pliega por el conjunto de procesamiento de material compuesto.
8. El metodo de la reivindicacion 7, donde el conjunto de procesamiento de material compuesto comprende una de un conjunto de herramientas de formacion de la forma, un conjunto de proceso de extrusion inversa, un conjunto de proceso de extrusion y un conjunto de prensa de moldeo.
9. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde la etapa de montaje comprende el material de fibras cortadas (72) formando una capa interlaminar que minimiza o elimina la formacion de bolsillos ricos de resina en porciones de la punta del relleno de huecos (124).
10. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde el material de fibra cortada (72) que forma el relleno de huecos comprende un material igual que el material que comprende la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos (124), o comprende un material compatible con el material que comprende la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos (124).
11. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde la etapa de procesamiento comprende las etapas de:

aplicar calor y presion a la estructura compuesta en virtud de un conjunto de bolsa de vado; y, curar la estructura compuesta en un aparato de curado.
12. El metodo de cualquier reivindicacion anterior, donde la estructura compuesta comprende una estructura compuesta del larguero en una aeronave, la primera carga compuesta (80) comprende una carga de larguero (80a) y la segunda carga compuesta (98) comprende una carga de tapa del larguero o una carga del panel de revestimiento.
13. Un sistema para la fabricacion de una estructura compuesta (26), comprendiendo el sistema: una carga compuesta en capas que comprende:

una primera carga compuesta (80) que comprende una pluralidad de primeras hojas de compuesto apiladas

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(82a) y que tiene una primera superficie de hoja (84a); y,

una capa de relleno de huecos (124) de fibra cortada (72) aplicada a la primera superficie de hoja, comprendiendo la capa de relleno de huecos de fibra cortada material de fibra cortada en diferentes espesores;

un conjunto de procesamiento de material compuesto adaptado para plegar la carga compuesta en capas; una segunda carga compuesta (98) que comprende una pluralidad de segundas hojas de compuesto apiladas, la segunda carga compuesta (98) siendo ensamblada con la carga compuesta en capas plegada para formar una estructura compuesta;

al menos un relleno de huecos (124) formado en la estructura compuesta, el relleno de huecos formado del material de fibra cortada (72) que comprende un material igual que o de un material compatible con un material que comprende la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos (124), y el relleno de huecos (124) siendo casi isotropico y conforme a una forma de la estructura compuesta que rodea el relleno de huecos (124); al menos una capa interlaminar (128) formada en la estructura compuesta, estando la capa interlaminar formada del material de fibra cortada; y,

un conjunto de bolsa de vacfo y un aparato de curado para el procesamiento de la estructura compuesta.
14. El sistema de la reivindicacion 13, que comprende ademas uno o mas de una capa de soporte dispuesta entre la capa de relleno de huecos de fibra cortada (124) y la primera carga compuesta (80), y una capa de soporte (92) situada entre la segunda carga compuesta (98) y el material de fibras cortadas (72) que forma el relleno de huecos de la estructura compuesta.
15. El sistema de la reivindicacion 13 o 14, donde la estructura compuesta comprende una estructura compuesta del larguero en una aeronave, la primera carga compuesta (80) comprende una carga del larguero y la segunda carga compuesta (98) comprende una carga de tapa del larguero (98a) o una carga del panel de revestimiento (98b).