ES2606231T3 - Estructura de aeronave resistente a rayos y método para la retroinstalación de una estructura - Google Patents

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Abstract

Estructura para una aeronave, que comprende: un revestimiento de material compuesto (1) que tiene una cara exterior prevista para estar expuesta al exterior y al menos una cara interior, y una capa de material balístico (2), estando prevista la capa de material balístico sobre una cara interior del revestimiento de material compuesto que no está prevista para estar expuesta al exterior, caracterizada porque la capa de material balístico (2) se sitúa en la cara interior del revestimiento de material compuesto (1) que se encuentra a mayor distancia de la cara exterior del revestimiento.

Description

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DESCRIPCION
Estructura de aeronave resistente a rayos y metodo para la retroinstalacion de una estructura
CAMPO TECNICO DE LA INVENCION
La presente invencion pertenece al campo de las estructuras de aeronave y, mas particularmente, al campo de las estructuras de aeronave compuestas y se refiere a una estructura de aeronave que evita la perforacion de construcciones compuestas cuando reciben el impacto de un rayo.
ANTECEDENTES DE LA INVENCION
El uso intensivo de materiales compuestos de fibra de carbono (CF) en estructuras de aeronave ha debilitado drasticamente la proteccion de tanto el fuselaje como los sistemas a bordo frente al entorno electromagnetico adverso que puede encontrarse durante el vuelo (impacto de rayo y campos electricos de alta intensidad). Esto se debe principalmente a los valores extremadamente bajos de las conductividades tanto electricas como termicas de los laminados de CF en comparacion con las estructuras metalicas convencionales.
Para mejorar la conductividad electrica externa de estos elementos estructurales compuestos, suele anadirse una capa de metalizacion sobre la superficie externa del elemento estructural de material compuesto, actuando esta capa de metalizacion como capa de sacrificio para reducir el dano cuando la aeronave recibe el impacto de un rayo.
La eficacia de esta capa de metalizacion, sin embargo, se pone drasticamente en peligro cuando se aplica encima un material dielectrico grueso, tal como el recubrimiento frente al ambiente externo y la pintura decorativa presentes en aeronaves. En este caso, independientemente de su grosor y conductividad, la proteccion frente al rayo se vuelve ineficaz y se producen grandes danos, incluso la perforacion del elemento de material compuesto. Esto se debe principalmente a que el arco electrico esta limitado solo a un unico punto debido a la alta resistencia dielectrica del recubrimiento, en lugar de distribuirse por la superficie metalizada. En resumen, el grado de dano se reduce pero su profundidad aumenta hasta llegar a la perforacion.
Se conoce que el dano no solo se produce por la amenaza electrica y termica, sino que tambien se debe a la onda de choque acustica del impacto junto con el efecto de detonacion de la sobrepresion creada por la vaporizacion de resina y otras partfculas fundidas.
El documento US 2012/0106022 A1 trata de resolver este problema proporcionando una capa de metalizacion sobre una superficie con probabilidad de estar sometida a impactos de rayo, incluyendo la capa de metalizacion dos materiales metalicos conductores de la electricidad diferentes con diferentes temperaturas de vaporizacion, de modo que cuando un rayo impacta sobre la capa, la diferencia en la superficie vaporizada entre los dos materiales favorece el anclaje de la base del arco electrico a la metalizacion evitando que la rafz del arco electrico se adhiera directamente al material compuesto.
El documento WO 2010/069922 A1 trata de resolver este problema anadiendo al elemento de material compuesto una serie de elementos conductores de la electricidad, hechos de aluminio o aleacion de aluminio, y que incluye una capa resistente a la corrosion con hidroxido de aluminio, obtenida anodizando la superficie.
El documento US 2011/049292 A1 tambien ofrece una solucion con una capa adicional dispuesta sobre una superficie externa de un componente de aeronave, incluyendo la capa nanotubos de carbono dentro de un material polimerico.
El documento DE 10 2011 008574 A1 que se considera como el estado de la tecnica mas proximo, propone una disposicion, concretamente un panel con una capa central hecha con una estructura de panal de abeja directamente conectada con una de las capas de recubrimiento. Una capa de proteccion contra astillas esta integrada en el panel, dispuesta entre la capa central y las otras capas de recubrimiento y firmemente conectadas con la ultima capa de recubrimiento.
SUMARIO DE LA INVENCION
La presente invencion proporciona una solucion mejorada para los problemas mencionados anteriormente, mediante una estructura segun la reivindicacion 1, una aeronave segun la reivindicacion 1, un metodo segun la reivindicacion 2 y un uso segun la reivindicacion 3. En las reivindicaciones dependientes se definen realizaciones preferidas de la invencion.
En un primer aspecto de la invencion, la invencion proporciona una estructura para una aeronave, que comprende un revestimiento de material compuesto que tiene una cara exterior prevista para estar expuesta al exterior y al menos una
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cara interior, y una capa de material baKstico, estando prevista la capa de material baKstico sobre una cara interior del revestimiento de material compuesto que no esta prevista para estar expuesta al exterior.
En todo el documento, “revestimiento de material compuesto” se refiere a una pieza aeronautica que comprende materiales compuestos, o bien un revestimiento de material compuesto laminado o bien una estructura tipo sandwich que comprende un material compuesto en sus cubiertas y/o su nucleo.
Se entendera como material balfstico cualquier material hecho a partir de fibras polimericas, tejidas o laminadas, de alta dureza y rigidez, apiladas en varias capas.
En todo el documento, un “lado interior” del revestimiento se refiere a un lado que no esta previsto para verse cuando el revestimiento esta montado en la aeronave. Este puede ser el lado interior extremo, es decir, el lado interior mas distante del lado externo del revestimiento. Por consiguiente, el “lado previsto para estar expuesto al exterior” o el “lado expuesto” se refiere al lado que esta previsto para verse cuando el revestimiento esta montado en la aeronave, es decir, el lado expuesto al impacto del rayo. Cuando se hace un revestimiento, es obvio para el fabricante que lado esta previsto para estar expuesto al exterior y que lados no estan previstos para estar expuestos al exterior.
Ventajosamente, prever una capa de material balfstico sobre una cara interna de un revestimiento de material compuesto puede evitar la perforacion del revestimiento de material compuesto cuando recibe el impacto a la amenaza 1A de area de rayos maxima de acuerdo a EUROCAE ED-84 (Ip= 200 KA, AI= 2,106 jul/ohm y duracion <500 js), independientemente de que se anada una capa de metalizacion debajo de un recubrimiento dielectrico en el lado externo del revestimiento.
Ventajosamente, prever la proteccion frente a la perforacion sobre la cara interna de la estructura permite implementar esta solucion una vez que la estructura ya se ha fabricado, sin afectar a la superficie externa de la aeronave y, por tanto, sin degradar el comportamiento aerodinamico. Ademas, esta solucion puede implementarse incluso una vez que la aeronave esta en servicio (como una solucion de retroinstalacion o una reparacion).
En una realizacion preferida de la invencion, el material balfstico tiene una capacidad de absorcion de energfa mayor o igual a 40000 J/Kg. En una realizacion preferida de la invencion, el material balfstico tiene una velocidad sonica mayor o igual a 5500 m/s.
En una realizacion preferida de la invencion, el material balfstico se selecciona del grupo que consiste en fibras de aramidas, vidrio S, vidrio S2, PBO (polifenileno benzobizoxazol), PIPD (poli [2,6- diimidazo [4,5-b:4,5-e] - piridinileno -I,4 (2,5-dihidroxi) fenileno]) y polietileno.
En una realizacion preferida de la invencion, el revestimiento de material compuesto es un revestimiento laminado de material compuesto, preferiblemente un laminado macizo de fibra de carbono.
En una realizacion preferida de la invencion, el revestimiento de material compuesto es un revestimiento de estructura tipo sandwich, que comprende dos cubiertas y un nucleo dispuesto entre las cubiertas.
En una realizacion preferida de la invencion, la capa de material balfstico se coloca sobre la cara interior del revestimiento de material compuesto que esta mas distante de la cara externa del revestimiento.
En una realizacion preferida de la invencion, el grosor de la capa de material balfstico es igual a o mayor de 1 mm.
En una realizacion preferida de la invencion, la capa de material balfstico comprende varias capas de fibras balfsticas.
En una realizacion preferida de la invencion, la estructura comprende un recubrimiento de material altamente dielectrico previsto sobre la cara expuesta. Ventajosamente, este recubrimiento evita la entrada de humedad, ademas de servir para un fin decorativo.
En una realizacion preferida de la invencion, la estructura comprende una capa de metalizacion prevista sobre el revestimiento de material compuesto. Esto permite controlar adicionalmente el grado de dano de la estructura.
En un segundo aspecto de la invencion, la invencion proporciona una aeronave que contiene una estructura segun cualquier realizacion del primer aspecto de la invencion.
En un tercer aspecto de la invencion, la invencion proporciona un metodo para mejorar una aeronave que comprende un revestimiento de material compuesto, comprendiendo el metodo la etapa de proporcionar una capa de material balfstico sobre una cara interior del revestimiento de material compuesto que no esta prevista para estar expuesta al exterior.
En un cuarto aspecto de la invencion, la invencion proporciona un uso de una capa de material balfstico como proteccion frente al impacto de rayos en una estructura para una aeronave que comprende un revestimiento de material
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compuesto, en el que la capa de material baKstico se proporciona sobre una cara interior del revestimiento de material compuesto que no esta prevista para estar expuesta al exterior.
Todas las caractensticas descritas en esta memoria descriptiva (incluyendo las reivindicaciones, la descripcion y los dibujos) y/o todas las etapas del metodo descrito pueden combinarse en cualquier combinacion, con la excepcion de combinaciones de caractensticas y/o etapas mutuamente excluyentes.
DESCRIPCION DE LOS DIBUJOS
Estas y otras caractensticas y ventajas de la invencion se entenderan claramente en vista de la descripcion detallada de la invencion que resulta evidente a partir de una realizacion preferida de la invencion, dada unicamente como ejemplo y que no se limita a la misma, con referencia a los dibujos.
Figura 1 Esta figura muestra un ejemplo de esquema de capas de un revestimiento de estructura compuesta
dotado de una capa balfstica segun la invencion.
Figura 2 Esta figura muestra otro ejemplo de esquema de capas de un revestimiento de estructura tipo
sandwich dotado de una capa balfstica segun la invencion.
Figura 3 Esta figura muestra un ejemplo de esquema de capas de un revestimiento de estructura tipo sandwich
dotado de una capa balfstica segun la invencion.
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION
La invencion proporciona una estructura de aeronave que comprende un revestimiento de material compuesto (1) y una capa de material balfstico (2). Este revestimiento (1) normalmente comprende o bien:
- un laminado de material compuesto que comprende varias capas de fibra de carbono, o
- una estructura tipo sandwich que comprende un nucleo (4) cubierto en sus dos caras externas por cubiertas compuestas (31, 32).
La capa de material balfstico (2) esta dispuesta sobre una cara interior del revestimiento de material compuesto (1) y esta compuesta preferiblemente por varias capas de fibras balfsticas.
La figura 1 muestra una estructura segun una realizacion particular de la invencion. En esta realizacion, la estructura comprende un revestimiento laminado de material compuesto. La capa de material balfstico (2) se proporciona sobre la cara interior del revestimiento de material compuesto (1). En una realizacion particular, este revestimiento laminado tiene menos de 1,2 mm de grosor.
La figura 2 muestra una estructura segun otra realizacion particular de la invencion. En esta realizacion, el revestimiento (1) comprende una estructura tipo sandwich que comprende un nucleo (4) y dos cubiertas (31, 32) que cubren el nucleo (4): la cubierta interior (31) y la cubierta exterior (32). La cubierta exterior (32) esta prevista para estar expuesta al exterior, por tanto, se adapta al lado externo del revestimiento, mientras que la cubierta interior (31) no lo esta. En esta realizacion la capa balfstica (2) se coloca sobre el lado interior extremo del revestimiento tipo sandwich (1), es decir, sobre el lado interior mas distante del lado externo del revestimiento. En una realizacion particular, cada cubierta compuesta (31, 32) comprende dos capas de fibras de carbono. En una realizacion particular, el nucleo (4) tiene sustancialmente 5 mm de grosor.
La figura 3 muestra una estructura segun otra realizacion de la invencion. En esta realizacion, el revestimiento de material compuesto (1) comprende una estructura tipo sandwich que comprende un nucleo (4) y dos cubiertas (31, 32) que cubren el nucleo (4). En esta realizacion particular, el laminado balfstico (2) se instala en la cara entre el nucleo (4) y la cubierta interior (31).
En todas las figuras 1 a 3, el revestimiento (1) se recubre sobre la cara expuesta mediante un material altamente dielectrico grueso (5) para evitar la entrada de humedad y con fines decorativos. En una realizacion particular, se anade una capa (6) de metalizacion para controlar adicionalmente el grado de dano de la estructura.
Se prefieren los materiales balfsticos cuya capacidad de absorcion de energfa esta estipulada por encima de 40000 J/Kg y cuya velocidad sonica esta estipulada por encima de 5500 m/s, como por ejemplo fibras de aramidas (por ejemplo Kevlar® 29, Kevlar® 49, Kevlar® 129, Kevlar® KM2, Twaron®), vidrio S, vidrio S2 PBO (polifenileno benzobizoxazol), PIPD (poli[2,6- diimidazo[4,5-b:4,5-e]-piridinileno-I,4(2,5-dihidroxi)fenileno]) o polietileno (Dyneema®, Spectra®).

Claims (13)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    30
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    40
    45
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    REIVINDICACIONES
    1. Estructura para una aeronave, que comprende:
    un revestimiento de material compuesto (1) que tiene una cara exterior prevista para estar expuesta al exterior y al menos una cara interior, y
    una capa de material balfstico (2), estando prevista la capa de material balfstico sobre una cara interior del revestimiento de material compuesto que no esta prevista para estar expuesta al exterior,
    caracterizada porque la capa de material balfstico (2) se situa en la cara interior del revestimiento de material compuesto (1) que se encuentra a mayor distancia de la cara exterior del revestimiento.
  2. 2. Estructura para una aeronave segun la reivindicacion 1, en la que el material balfstico tiene una capacidad de absorcion de energfa mayor o igual a 40000 J/Kg.
  3. 3. Estructura para una aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el material balfstico tiene una velocidad sonica mayor o igual a 5500 m/s.
  4. 4. Estructura para una aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el material balfstico se selecciona del grupo que consiste en fibras de aramidas, vidrio S, vidrio S2, PBO (polifenileno benzobizoxazol), PIPD (poli[2,6-diimidazo[4,5-b:4,5-e]- piridinileno-I,4(2,5-dihidroxi)fenileno]) y polietileno.
  5. 5. Estructura para una aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el revestimiento de material compuesto (1) es un revestimiento laminado de material compuesto, preferiblemente un laminado macizo de fibra de carbono.
  6. 6. Estructura para una aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que el revestimiento de material compuesto (1) es un revestimiento de estructura tipo sandwich, que comprende dos cubiertas (31, 32) y un nucleo (4) dispuesto entre las cubiertas (31, 32).
  7. 7. Estructura para una aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el grosor de la capa de material balfstico (2) es igual a o mayor de 1 mm.
  8. 8. Estructura para una aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que la capa de material balfstico (2) comprende varias capas de fibras balfsticas.
  9. 9. Estructura para una aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, comprendiendo la estructura un recubrimiento de material altamente dielectrico (5) previsto sobre la cara expuesta del revestimiento de material compuesto.
  10. 10. Estructura para una aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, comprendiendo la estructura una capa (6) de metalizacion prevista sobre el revestimiento de material compuesto.
  11. 11. Aeronave que contiene una estructura segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
  12. 12. Metodo para mejorar una aeronave que comprende un revestimiento de material compuesto (1), comprendiendo el metodo: prever una capa de material balfstico (2) sobre una cara interior del revestimiento de material compuesto que no esta prevista para estar expuesta al exterior,
    caracterizada porque la capa de material balfstico (2) se situa en la cara interior del revestimiento de material compuesto (1) que se encuentra a mayor distancia de la cara exterior del revestimiento.
  13. 13. Uso de una capa de material balfstico como proteccion frente al impacto de rayos en una estructura para una aeronave que comprende un revestimiento de material compuesto, en el que la capa de material balfstico esta prevista sobre una cara interior del revestimiento de material compuesto que no esta prevista para estar expuesta al exterior, caracterizada porque la capa de material balfstico (2) se situa en la cara interior del revestimiento de material compuesto (1) que se encuentra a mayor distancia de la cara exterior del revestimiento.
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