ES2606939T3

ES2606939T3 - Procedimiento para la fabricación de una o más parejas de piezas de material compuesto

Info

Publication number: ES2606939T3
Application number: ES09769396.4T
Authority: ES
Inventors: Antonio De Julián Aguado; José Luis LOZANO GARCÍA
Original assignee: Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2008-06-27
Filing date: 2009-06-26
Publication date: 2017-03-28
Anticipated expiration: 2029-06-26
Also published as: WO2009156550A3; WO2009156550A2; US8940214B2; EP2881241B1; US20090321985A1; EP2881241A2

Abstract

Procedimiento para la fabricación de una o más parejas de piezas de material compuesto (11, 13; 11', 13') destinadas a formar parte de dos superficies sustentadoras situadas a ambos lados del eje de simetría de un determinado modelo de aeronave y cuya forma tiene una sección transversal decreciente en dirección longitudinal, siendo el ángulo existente entre los bordes longitudinales de dichas piezas, en un desarrollo plano, menor de 10º, que comprende las siguientes etapas: a) Encintar capas de telas de material compuesto dispuestas con distintas orientaciones de sus fibras de refuerzo sobre una mesa plana de encintado formando un laminado consistente en el conjunto de las piezas de dichas 10 parejas (11, 13; 11', 13'); b) Cortar los laminados planos correspondientes a cada una de las piezas de dichas parejas (11, 13; 11', 13'); c) Conformar y curar las piezas de dichas parejas (11, 13; 11', 13'); caracterizado por que: las piezas de cada pareja están dispuestas adyacentemente y las primeras piezas (11, 11') correspondientes a una de dichas superficies sustentadoras y las segundas piezas (13, 13') correspondientes a la otra superficie sustentadora están dispuestas alternativamente, y las piezas están dispuestas simétricamente respecto a un eje horizontal X-X del útil de encintado.

Description

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DESCRIPCION

Procedimiento para la fabricacion de una o mas parejas de piezas de material compuesto Campo de la invencion

La presente invencion se refiere a la fabricacion conjunta de una o mas parejas de piezas de material compuesto y en particular de piezas con un perfil en forma de C con tendencia conica destinadas a formar parte de dos superficies sustentadoras situadas a ambos lados del eje de simetrla de un determinado modelo de aeronave.

Antecedentes de la invencion

En la industria aeronautica son bien conocidos procesos de fabricacion de piezas que comprenden basicamente una etapa de encintado y una etapa de conformado en caliente (“hot forming”) y curado.

En la etapa de encintado se colocan en un molde/util de forma apropiada capas de un material compuesto tal como el preimpregnado que es una mezcla de refuerzo fibroso y matriz polimerica susceptible de almacenamiento.

Ese material se puede presentar en diversas formas y en particular en forma de tela. Para las matrices termoendurecibles la resina generalmente se cura parcialmente o se lleva mediante otro proceso a una viscosidad controlada, llamada B-etapa.

Las telas de material compuesto no se colocan aleatoriamente sino que se disponen en cada zona en un numero y con una orientacion de su refuerzo fibroso, tlpicamente de fibra de carbono, determinados en funcion de la naturaleza y la magnitud de los esfuerzos que vaya a soportar la pieza en cada zona.

Cada zona tiene pues una estructura propia de la disposicion o apilado de las telas. La diferencia en espesor entre las diferentes zonas genera caldas de telas, lo que requiere disponer de un modelo de telas para cada pieza que establezca claramente como debe llevarse a cabo su disposicion sobre el molde/util durante el proceso de apilamiento. El resultado final es un laminado plano con zonas de distinto espesor.

En la segunda etapa se lleva a cabo, en primer termino, un proceso de conformado en caliente que consiste basicamente en situar el laminado plano resultante de la primera etapa sobre un util o mandril con una geometrla apropiada y, aplicar calor y vaclo segun un ciclo determinado, para que dicho laminado se adapte a la forma del util. En segundo termino se lleva a cabo un proceso de curado definitivo en autoclave con temperatura y vaclo, hasta llevar a la pieza a su estado terminado, a falta de un ultimo recanteado.

El documento WO 00/32381 describe un procedimiento de fabricacion de una o mas parejas de piezas de material compuesto de acuerdo con el preambulo de la reivindicacion 1.

Siguiendo procesos de ese tipo, en la industria aeronautica se han fabricado diversas piezas de material compuesto en forma de C tales como largueros y costillas de cajon de torsion de estabilizadores horizontales de aviones utilizando maquinas de encintado automatico (“Automatic Tape Lay-up”) en la etapa de encintado.

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En esos procesos, se lleva a cabo la etapa de encintado bien para una sola pieza o bien para varias piezas iguales. En el primer caso, se desaprovecha generalmente la capacidad del util de encintado y en el segundo caso, si se fabrican mas piezas de las requeridas para un avion, se genera un stock de piezas muy costoso dado los costes del material y el volumen de las piezas.

La presente invencion esta orientada a la solucion de esos inconvenientes.

Sumario de la invencion

Un objeto de la presente invencion es proporcionar un procedimiento de fabricacion de piezas de material compuesto con tendencia conica pertenecientes a superficies sustentadoras de aeronaves que permita optimizar el area de encintado de las maquinas de encintado automatico (“ATL”).

Otro objeto de la presente invencion es proporcionar un procedimiento de fabricacion de piezas de material compuesto con tendencia conica pertenecientes a superficies sustentadoras de aeronaves que permita optimizar el material necesario para el encintado de las piezas.

Otro objeto de la presente invencion es proporcionar un procedimiento de fabricacion de piezas de material compuesto con tendencia conica que permita fabricar al mismo tiempo una o mas parejas de piezas pertenecientes a superficies sustentadoras situadas a ambos lados del fuselaje de una aeronave.

Estos y otros objetos se consiguen mediante un procedimiento para la fabricacion de una o mas parejas de piezas de material compuesto de acuerdo con la reivindicacion 1.

En una realizacion a modo de ejemplo de la presente invencion, se lleva a cabo el encintado de capas completas de cualquier orientacion utilizando un unico reloj de orientacion con la direccion 0°-180° coincidente con el eje horizontal XX mencionado. Se consigue con ello una importante optimizacion de la etapa de encintado.

En una realizacion a modo de ejemplo de la presente invencion, se lleva a cabo el encintado de capas locales afectando individualmente a cada pieza utilizando relojes de orientacion con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes delimitados por los bordes adyacentes de las piezas de cada pareja. Se consigue con ello una optimizacion del encintado de esas capas.

En una realizacion a modo de ejemplo de la presente invencion, se lleva a cabo el encintado de las capas incompletas a 90° utilizando relojes de orientacion con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes delimitados por los bordes adyacentes de las piezas de cada pareja. Se consigue con ello optimizar el encintado de esas capas sin que las pendientes formadas tengan un impacto negativo para la instalacion posterior de componentes tales como angulares de costilla o rigidizadores.

En una realizacion a modo de ejemplo de la presente invencion, se lleva a cabo el encintado de las capas locales a 0° que afectan a los bordes longitudinales de dichas piezas utilizando relojes de orientacion con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes delimitados por los bordes de las piezas de dichas parejas.

Otras caracterlsticas y ventajas de la presente invencion se desprenderan de la descripcion detallada que sigue de una realizacion ilustrativa de su objeto en relacion con las figuras que le acompanan.

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Descripcion de las figuras

La Figura 1 es una vista esquematica de las cuatro piezas que se laminan conjuntamente segun una realizacion de la presente invencion.

La Figura 2 es una vista esquematica de las etapas de cortado y conformado de las cuatro piezas fabricadas segun una realizacion de la presente invencion.

La Figura 3 es una vista esquematica del laminado de capas completas y capas locales que afectan individualmente a cada pieza segun una realizacion a modo de ejemplo de la presente invencion.

La Figura 4 es una vista esquematica del laminado de capas incompletas a 90° segun una realizacion a modo de ejemplo de la presente invencion y la Figura 5 es una vista ampliada mostrando las pendientes generadas por dichas capas incompletas.

La Figura 6 es una vista esquematica del laminado de capas locales a 0° en los bordes longitudinales de las piezas.

La Figura 7 es una vista esquematica del laminado de esas capas locales a 0° desplazando alternadamente cintas de un ancho predeterminado.

La Figura 8 es una vista esquematica de zonas de solape de capas a 0° con distinta seccion transversal y la Figura 9 una vista esquematica de los patrones que se encintan con relojes locales en esas capas.

Descripcion detallada de la invencion

En una realizacion a modo de ejemplo, la presente invencion resulta aplicable a la fabricacion de parejas de largueros y costillas de composite para superficies sustentadoras situadas a ambos lados del fuselaje de una aeronave, es decir, a parejas de piezas simetricas con perfil en forma de C y tendencia conica mediante un procedimiento de “hot forming” en el que se pliegan las faldillas de los largueros y costillas y las alas del perfil en forma de C de un laminado plano encintado previamente mediante una maquina ATL y que termina con un proceso de curado en autoclave.

En la realizacion de la invencion ilustrada en las Figuras y que pasamos a describir, nos referiremos a la fabricacion conjunta de dos parejas de piezas 11, 13; 11', 13' (aunque, como bien comprendera el experto en la materia, el procedimiento es aplicable a la fabricacion conjunta de un mayor numero de parejas) siendo el objetivo de la etapa de encintado la obtencion de un laminado plano en el que puedan cortarse dichas piezas para su conformado posterior en un perfil en forma de C. En la Figura 1 se ilustra el resultado a obtener tras la operacion de corte: dos parejas de piezas separadas por el eje horizontal X-X del util de encintado, estando dispuestas alternadamente las primeras piezas 11, 11' correspondientes a una de dichas superficies sustentadoras y las segundas piezas 13, 13' correspondientes a la otra superficie sustentadora.

A los efectos de la presente invencion debe entenderse el termino “tendencia conica” utilizado para caracterizar las piezas a las que resulta aplicable la presente invencion en sentido amplio comprendiendo piezas de directriz lineal o curvada cuya seccion transversal decrece segun se va alejando del fuselaje y en las que, por consiguiente, los bordes longitudinales, rectos o con alguna curvatura, del laminado plano de partida forman un determinado angulo entre si.

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Dado que el encintado conjunto de la pieza supone una “desvirtuacion” de las orientaciones de las distintas capas del laminado respecto a las previstas en el calculo, la presente invencion resulta aplicable cuando esa “desvirtuacion” no compromete las propiedades mecanicas de la pieza. En ese sentido, se entiende que el angulo entre los bordes longitudinales de las piezas debe ser menor de 10° y, preferentemente, menor de 4°.

Por su parte, tras el conformado y curado de las piezas, habra que cuidar, como se ilustra en la Figura 2, que la posicion que deben tomar en el avion las segundas piezas 13, 13' es la consecuencia de un giro en el plano de 180°, respecto a la que fueron encintadas.

Como es bien sabido, el laminado de una pieza de material compuesto se ejecuta apilando capas de material compuesto con el refuerzo fibroso orientado en diversas direcciones respecto a unos determinados ejes siguiendo un modelo resultante de un proceso de calculo estructural para garantizar la resistencia de la pieza. A ese efecto, la maquina ATL utiliza un reloj de orientacion para colocar las cintas de preimpregnado con la orientacion establecida en dicho modelo.

Dado que en el caso que nos ocupa se trata de laminar conjuntamente cuatro piezas indicamos seguidamente los criterios a seguir para mantener la simetrla por capas.

Capas completas

Las capas que afectan al laminado conjunto de las cuatro piezas 11, 13, 11', 13' como la capa 21, a 45°, de la Figura 3 (representada afectando solo a la parte izquierda del laminado) se encintan utilizando el reloj general de orientacion 31 referenciado al eje de simetrla X-X del conjunto del laminado (y del util de encintado).

Ello implica que, en cada una de esas piezas 11, 13, 11', 13' la orientacion de cada capa no es exactamente la misma orientacion respecto de su eje de simetrla que tendrla si se laminara individualmente, pero la correspondiente desviacion esta contemplada por el modelo de calculo.

Por su parte, dado que se puede asumir que por cada capa de 45° haya una capa de 135° en contacto con ella, el desplazamiento de 180° de las piezas 13 y 13' causa que una capa de 45° se convierte en una capa de 135° y una capa de 135° se convierte en una capa de 45°, por lo que aparente desfase inicial en el laminado carece de relevancia.

Capas incompletas

En las piezas a las que resulta aplicable la presente invencion la mayorla de las capas a 90° no se aplican a todo el laminado ya que van perdiendose en direccion longitudinal generando unas pendientes que deben tenerse en cuenta porque afectan a otros elementos. En este tipo de capas como las capas 28 y 29 de la Figura 4 se lleva a cabo el encintado con los relojes de orientacion 33, 35 de cada una de las parejas, con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes delimitados por los bordes adyacentes de las piezas de cada pareja 11, 13; 11', 13'. Consecuentemente las pendientes generadas por la terminacion de cada capa como las pendientes 45 y 47 de la Figura 5 son perpendiculares a dichos ejes de simetrla y no a las bisectrices de las piezas 11, 13, 11', 13'. Esta desviacion es pequena, y no tiene un impacto geometrico relevante para la instalacion en las piezas de elementos tales como angulares o rigidizadores.

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Capas locales individuales

Las capas locales que afectan individualmente a las piezas 11, 13, 11', 13' como las capas 23 a 45° de la Figura 3 se encintan con los relojes de orientacion 33, 35 con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes delimitados por los bordes adyacentes de las piezas de cada pareja

Capas locales en los bordes longitudinales

Las capas locales de refuerzos en los bordes longitudinales de las piezas 11, 13, 11', 13' como las capas 27 a 0° de la Figura 6 se encintan utilizando relojes de orientacion 31, 33, 35, 37, 39 con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes X-X, X1-X1, X2-X2, X3-X3, X4-X4 delimitados por los bordes de las piezas de dichas parejas 11, 13; 11', 13'.

Es habitual encintar dichas capas locales con anchos de cinta completos o con medios anchos (entre 75 y 300 mm) al efecto de no tener desperdicios de material. Para conseguir que ello no perjudique la consecucion de la simetrla requerida se desplazan las capas de refuerzo de ancho constante predeterminado de la forma ilustrada en la parte superior de la Figura 7. La consolidacion del refuerzo permite que finalmente quede conformado en la forma mostrada en la parte inferior de la Figura 7.

Es tambien habitual que este tipo de refuerzos locales no sea uniforme en direccion transversal y que, como se ilustra en la zona enmarcada por el clrculo 51 de la Figura 6 y en las Figuras 8 y 9, a partir de un punto las capas solo progresan por la zona de cordones/faldillas en tiras 57 (Fig. 9) o 27 (Fig. 6) En estos casos se utilizan, como se ilustra con mayor detalle en las Figuras 8 y 9, solapes entre patrones completos y patrones parciales de forma que no se generen zonas con sobre-espesores indeseados. Como puede observarse particularmente en la Figura 9 las tiras 57 se encintan con los relojes locales 41, 43 y aprovechando para regenerar las orientaciones que quedaban desvirtuadas si se segula el reloj general 31.

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REIVINDICACIONES

1. - Procedimiento para la fabricacion de una o mas parejas de piezas de material compuesto (11, 13; 11', 13') destinadas a formar parte de dos superficies sustentadoras situadas a ambos lados del eje de simetria de un determinado modelo de aeronave y cuya forma tiene una seccion transversal decreciente en direccion longitudinal, siendo el angulo existente entre los bordes longitudinales de dichas piezas, en un desarrollo plano, menor de 10°, que comprende las siguientes etapas:

a) Encintar capas de telas de material compuesto dispuestas con distintas orientaciones de sus fibras de refuerzo sobre una mesa plana de encintado formando un laminado consistente en el conjunto de las piezas de dichas parejas (11, 13; 11', 13');

b) Cortar los laminados planos correspondientes a cada una de las piezas de dichas parejas (11, 13; 11', 13');

c) Conformar y curar las piezas de dichas parejas (11, 13; 11', 13'); caracterizado por que:

las piezas de cada pareja estan dispuestas adyacentemente y las primeras piezas (11, 11') correspondientes a una de dichas superficies sustentadoras y las segundas piezas (13, 13') correspondientes a la otra superficie sustentadora estan dispuestas alternativamente, y las piezas estan dispuestas simetricamente respecto a un eje horizontal X-X del util de encintado.
2. - Procedimiento segun la reivindicacion 1, caracterizado por que para el encintado de capas (21, 25) de cualquier orientacion que afectan a la totalidad del laminado en la etapa a) se utiliza un unico reloj de orientacion (31) con la direccion 0°-180° coincidente con el eje horizontal X-X mencionado.
3. - Procedimiento segun cualquiera de las reivindicaciones 1-2, caracterizado por que para el encintado de capas (28, 29) a 90° que no cubren la totalidad del laminado en la direccion longitudinal se utilizan relojes de orientacion (33, 35) con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes (X1-X1, X2-X2) delimitados por los bordes adyacentes de las piezas de cada pareja (11, 13; 11', 13').
4. - Procedimiento segun cualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizado por que para el encintado de capas locales (23) de cualquier orientacion afectando individualmente a cada una de dichas piezas (11, 13; 11', 13') en la etapa a) se utilizan relojes de orientacion (33, 35) con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes (X1-X1, X2-X2) delimitados por los bordes adyacentes de las piezas de cada pareja (11, 13; 11', 13').
5. - Procedimiento segun cualquiera de las reivindicaciones 1-4, caracterizado por que para el encintado de capas locales (27) a 0° que afectan a los bordes longitudinales de dichas piezas (11, 13; 11', 13') en la etapa a) se utilizan relojes de orientacion (31, 33, 35, 37, 39) con sus direcciones 0°-180° coincidentes con los ejes (X-X, X1-X1, X2-X2, X3-X3, X4-X4) delimitados por los bordes de las piezas de dichas parejas (11, 13; 11', 13') .
6. - Procedimiento segun la reivindicacion 5, caracterizado por que dicho encintado se lleva a cabo utilizando un ancho predeterminado de cinta y desplazando alternadamente cada capa sucesiva a un lado y otro de dichos ejes en una distancia predeterminada.
7. - Procedimiento segun la reivindicacion 5, caracterizado por que cuando dichas capas locales (27) no son uniformes en direccion transversal se solapan capas completas con capas parciales, utilizandose para el encintado de estas capas parciales relojes locales (41, 43) en las direcciones requeridas.
8.- Procedimiento segun cualquiera de las reivindicaciones 1-7 caracterizado porque en la etapa c) dichas piezas (11, 13; 11', 13') se conforman con una seccion transversal en forma de C.

5 9.- Procedimiento segun cualquiera de las reivindicaciones 1-8 caracterizado por que el angulo existente entre los

bordes longitudinales de dichas piezas (11, 13; 11', 13') es menor de 4°.