ES2609841T3 - Conjunto de panel carenado ala a cuerpo de un avión y método para la fabricación del mismo - Google Patents

Conjunto de panel carenado ala a cuerpo de un avión y método para la fabricación del mismo Download PDF

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ES2609841T3 ES12766199.9T ES12766199T ES2609841T3 ES 2609841 T3 ES2609841 T3 ES 2609841T3 ES 12766199 T ES12766199 T ES 12766199T ES 2609841 T3 ES2609841 T3 ES 2609841T3
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Abstract

Un conjunto de panel carenado de ala a cuerpo (30) de avión (10) para unir a un elemento de marco estructural (46) del avión (10), donde el conjunto (100) comprende: un primer elemento del panel (102a) que tiene al menos un primer borde no lineal de panel (122a); y, un segundo elemento del panel (102b) que tiene al menos un segundo borde no lineal de panel (122b), donde el segundo borde no lineal de panel (122b) se diseña para entrelazarse con el primer borde no lineal de panel (122a) para formar un conjunto de panel con cantos del panel entrelazados (108a, 108b) para unirse a una estructura (115).

Description

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DESCRIPCION
Conjunto de panel carenado ala a cuerpo de un avion y metodo para la fabricacion del mismo ANTECEDENTES
1) Campo de la descripcion
La descripcion se refiere generalmente a conjuntos de panel para la union a estructuras, y mas particularmente, a conjuntos de panel con cantos unicos para la union a marcos estructurales de vehlculos, como un avion, y otras estructuras. En particular, la invention se refiere a un conjunto de panel para unirse a una estructura, donde el conjunto comprende: un primer elemento del panel con al menos un primer borde no lineal del panel; y, un segundo elemento del panel con al menos un segundo borde no lineal del panel, donde el segundo borde no lineal del panel se disena para entrelazarse con el primer borde no lineal del panel para formar un conjunto de panel con cantos del panel entrelazados para unirse a una estructura.
2) Descripcion de la tecnica relacionada
Un correspondiente conjunto de panel se conoce de DE 200 18 289 U1 y W0 2011/003222 A1. Un conjunto de panel carenado ala a cuerpo de un avion se conoce de US 2009/184200, que se considera la tecnica anterior mas cercana.
En varias solicitudes, los paneles pueden montarse sujetando mecanicamente los paneles entre si con una o mas filas de sujetadores, como remaches, pernos, tornillos u otros sujetadores, uniendo qulmicamente los paneles entre si con un adhesivo u otro elemento vinculante qulmico, o por otros medios de union o sujecion conocidos en la tecnica. Tales conjuntos de panel pueden unirse a marcos estructurales u otras estructuras o partes de varios vehlculos de transporte, como un avion, nave espacial, aeronave de alas giratorias, embarcacion, automoviles, camiones, autobuses, u otros vehlculos de transporte, o de estructuras arquitectonicas como edificios, puentes u otras estructuras.
En particular, el fuselaje o cuerpo de un avion puede fabricarse con multiples paneles de piel mecanicamente sujetos juntos tanto circunferencialmente como longitudinalmente con filas de sujetadores como remaches de metal. Tales paneles de piel pueden usarse para formar carenados que son estructuras para reducir el arrastre y para producir un contorno y apariencia suave del avion.
Los carenados, como carenados de ala a cuerpo, proveen una carcasa aerodinamica entre el ala y el fuselaje o cuerpo de un avion para formar la piel exterior del avion. Los conjuntos de panel carenado de ala a cuerpo conocidos tienen tlpicamente paneles con un borde lineal o recto entre dos paneles adyacentes unidos a un marco estructural del avion.
Se muestran ilustraciones de conjuntos de panel carenado de ala a cuerpo conocidos en las FIGURA 2A-2C y las FIGURA 3-4. La FIGURA 2A es una ilustracion de una vista en perspectiva del lado interior de un conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion conocido 30 formado de elementos del panel 32a, 32b con bordes lineales o rectos 34a, 34b (vease tambien la FIGURA 2C), respectivamente. Como se muestra en las FIGURA 2A-2C, los elementos del panel 32a, 32b pueden tener, respectivamente, los lados 36a, 36b que pueden o no unirse a otros elementos del panel; los cantos 38a, 38b que tiene un ancho de canto 54 (vease la FIGURA 2B) y donde cada canto 38a, 38b tiene una o mas filas de aberturas del panel 44a, 44b (vease la FIGURA 2B); partes de nucleo de panal 40a, 40b con partes de rampa 41a, 41b (vease la FIGURA 2A); superficies interiores 50a, 50b (vease la FIGURA 2A); y, superficies exteriores 52a, 52b (vease la FIGURA 2C). Los elementos del panel 32a, 32b pueden ser tlpicamente de material compuesto y/o material metalico, y los cantos 38a, 38b, aunque mas angostos en el ancho que las partes de nucleo de panal 40a, 40b, tlpicamente pesan mas que las partes de nucleo de panal 40a, 40b debido al uso de un material mas liviano en las partes de nucleo de panal 40a, 40b y el uso de un material mas pesado en los cantos 38a, 38b.
La FIGURA 2B es una ilustracion de una vista en perspectiva frontal interior del conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion conocido 30 de la FIGURA 2A. La FIGURA 2C es una ilustracion de una vista en perspectiva exterior del conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion conocido 30 de la FIGURA 2A. Como se muestra en la FIGURA 2B, los elementos del panel 32a, 32b pueden unirse a los primeros bordes de extremo 42a, 42b, que tienen un perfil J 48, de un elemento del marco estructural del avion 46 a traves de las aberturas del marco 58a, 58b que corresponden a las aberturas del panel 44a, 44b de los elementos del panel 32a, 32b. Los elementos del panel 32a, 32b se unen al elemento del marco estructural del avion 46 y, a su vez, entre si, mediante los sujetadores 56 (veanse las FIGURA 2C, 3) insertados a traves de las aberturas del panel 44a, 44b y correspondientes aberturas del marco 58a, 58b.
La FIGURA 3 es una ilustracion de una vista en perspectiva de cerca de una parte exterior del elemento del panel 32a del conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion conocido 30 de la FIGURA 2A unida al elemento del marco estructural del avion 46. Como se muestra en la FIGURA 3, el elemento del marco estructural de avion 46 tiene ademas un segundo borde de extremo 60 y un cuerpo 62 con aberturas 64.
La FIGURA 4 es una ilustracion de una vista en perspectiva interior de una interfaz 66 entre los dos elementos del panel adyacentes 32a, 32b del conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion conocido 30 de la FIGURA 2A. La interfaz 66 se forma entre los bordes lineales o rectos 34a, 34b. El ancho de canto 54 se forma entre un extremo 68 del
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El uso de una doble fila de sujetadores o multiples filas de sujetadores en el ancho del canto de tales conjuntos de panel que se muestra en las FIGURA 2A-2C y las FIGURA 3-4 puede aumentar el ancho del canto, y, a su vez, puede aumentar la cantidad de material mas pesado que puede usarse en los cantos. Esto puede resultar en un aumento del peso general de los conjuntos de panel y la estructura a la cual se une. Asimismo, el uso de una doble fila de sujetadores o multiples filas de sujetadores en el ancho del canto puede aumentar la cantidad de sujetadores necesarios para montar los conjuntos de panel. Esto puede ademas resultar en un aumento del peso general de los conjuntos de panel y la estructura a la cual se une. Finalmente, con el uso de una mayor cantidad de sujetadores, el costo de la fabrication de los conjuntos de panel puede aumentar debido a un mayor tiempo y labor que puede ser necesarios para instalar los sujetadores.
Por lo tanto, es necesario en la tecnica un mejor conjunto de panel y metodo para realizar lo mismo que provea ventajas con respecto a conjuntos y metodos conocidos.
COMPENDIO
Esta necesidad de un mejor conjunto de panel y metodo para realizar lo mismo esta satisfecha. Como se describe en la description detallada mas adelante, las modalidades del mejor conjunto de panel y metodo pueden proveer ventajas significativas respecto de los conjuntos y metodos conocidos.
Este objeto se resuelve por el asunto de las reivindicaciones 1 y 9.
En una modalidad de la descripcion, se provee un conjunto de panel para unirse a una estructura. El conjunto comprende un primer elemento del panel que tiene al menos un primer borde no lineal del panel. El conjunto comprende ademas un segundo elemento del panel que tiene al menos un segundo borde no lineal del panel. El segundo borde no lineal del panel se disena para entrelazarse con el primer borde no lineal del panel para formar un conjunto de panel con cantos del panel entrelazados para unirse a una estructura. Un ancho de los cantos del panel entrelazados se reduce en comparacion con un ancho de cantos del panel adyacentes formados por elementos del panel adyacentes que tienen bordes lineales, y el menor ancho resulta en un menor peso general del conjunto de panel y la estructura a la cual se une el conjunto de panel.
En otra modalidad de la descripcion, se provee un metodo para realizar un conjunto de panel para unirse a una estructura. El metodo comprende fabricar un primer elemento del panel que tiene al menos un primer borde no lineal del panel. El metodo comprende ademas fabricar un segundo elemento del panel que tiene al menos un segundo borde no lineal del panel, donde el segundo borde no lineal del panel se disena para entrelazarse con el primer borde no lineal del panel. El metodo comprende ademas entrelazar el primer borde no lineal del panel con el segundo borde no lineal del panel para formar un conjunto de panel con cantos del panel entrelazados. El metodo comprende ademas unir los cantos del panel entrelazados del conjunto de panel a una estructura. Un ancho de los cantos del panel entrelazados es menor en comparacion con un ancho de cantos del panel adyacentes formados por elementos del panel adyacentes que tienen bordes lineales. El menor ancho resulta en un menor peso general del conjunto de panel y la estructura a la cual se une el conjunto de panel.
En otra modalidad de la descripcion, se provee un metodo para realizar un conjunto de panel ondulado para unirse a un avion. El metodo comprende fabricar multiples elementos del panel donde cada uno tiene al menos un borde ondulado que comprende multiples proyecciones onduladas redondas, donde cada proyeccion ondulada redonda tiene una abertura del panel. El metodo comprende ademas entrelazar los elementos del panel entre si de modo que el al menos un borde ondulado de cada elemento del panel se entrelaza y se corresponde con al menos un borde ondulado adyacente de uno o mas elementos del panel adyacentes para formar un conjunto de panel ondulado con cantos ondulados entrelazados. El metodo comprende ademas unir uno o mas cantos ondulados entrelazados del conjunto de panel ondulado a uno o mas elementos del marco estructural del avion. El metodo comprende ademas insertar un elemento sujetador a traves de cada abertura del panel y a traves de una correspondiente abertura del marco provista en el elemento del marco estructural del avion para sujetar los uno o mas cantos ondulados entrelazados al uno o mas elementos del marco estructural del avion. Un ancho de los cantos ondulados entrelazados es menor en comparacion con un ancho de cantos del panel adyacentes formados por elementos del panel adyacentes que tienen bordes lineales. El menor ancho resulta en un menor peso general del conjunto de panel ondulado y el uno o mas elementos del marco estructural del avion a los cuales se une el conjunto de panel.
Los rasgos, funciones y ventajas que se describieron se pueden lograr independientemente en varias modalidades de la descripcion o se pueden combinar en aun otras modalidades, cuyos detalles adicionales se pueden observar con referencia a la descripcion y dibujos a continuation.
BREVE DESCRIPCION DE LOS DIBUJOS
La descripcion puede entenderse mejor con referencia a la siguiente descripcion detallada tomada junto con las figuras adjuntas que ilustran ejemplos de modalidades preferidas, pero que no estan necesariamente dibujadas a escala, donde:
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la FIGURA 1 es una ilustracion de una vista en perspectiva de un ejemplo de avion que puede incorporar una o mas modalidades ventajosas de un conjunto de panel de la description;
la FIGURA 2A es una ilustracion de una vista en perspectiva lateral interior de un conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion;
la FIGURA 2B es una ilustracion de una vista en perspectiva frontal interior del conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion conocido de la FIGURA 2A;
la FIGURA 2C es una ilustracion de una vista en perspectiva exterior del conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion conocido de la FIGURA 2A;
la FIGURA 3 es una ilustracion de una vista en perspectiva de cerca de una parte exterior de uno de los elementos del panel conocidos de la FIGURA 2A unida a un elemento del marco estructural del avion; la FIGURA 4 es una ilustracion de una vista en perspectiva interior de una interfaz de elementos del panel del conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avion conocido de la FIGURA 2A;
la FIGURA 5 es una ilustracion de una vista en perspectiva interior de una interfaz de elementos del panel de una de las modalidades de un conjunto de panel de la descripcion;
la FIGURA 6 es una ilustracion de una vista exterior de una de las modalidades de un conjunto de panel de la descripcion;
la FIGURA 7 es una ilustracion de una vista en perspectiva ampliada de una de las modalidades de un conjunto de panel de la descripcion unida a un elemento del marco estructural;
la FIGURA 8 es una ilustracion de una vista transversal de una de las modalidades de un conjunto de panel de la descripcion unida a un elemento del marco estructural;
la FIGURa 9A es una ilustracion de una vista en perspectiva lateral interior de una de las modalidades de un conjunto de panel de la descripcion;
la FIGURA 9b es una ilustracion de una vista en perspectiva frontal interior del conjunto de panel de la FIGURA 9A;
la FIGURA 9C es una ilustracion de una vista en perspectiva exterior del conjunto de panel de la FIGURA 9A; la FIGURA 10 es una ilustracion de una vista en perspectiva de cerca de una parte exterior de uno de los elementos del panel de la FIGURA 9A unida a un elemento del marco estructural;
la FIGURA 11A es una ilustracion de una vista en perspectiva exterior de otra modalidad de un conjunto de panel de la descripcion que muestra cuatro elementos del panel entrelazados;
la FIGURA 11B es una ilustracion de una vista en perspectiva exterior del conjunto de panel de la FIGURA 11A con un elemento del panel desconectado;
la FIGURA 11C es una ilustracion de una vista en perspectiva interior del conjunto de panel de la FIGURA 11A; la FIGURA 12 es una ilustracion de un diagrama de flujo de un ejemplo de modalidad de un metodo de la descripcion; y,
la FIGURA 13 es una ilustracion de un diagrama de flujo de otro ejemplo de modalidad de un metodo de la descripcion.
DESCRIPCION DETALLADA
Las modalidades descritas se describiran ahora mas detalladamente a continuation con referencia a los dibujos adjuntos, donde se muestran algunas pero no todas las modalidades descritas. De hecho, pueden proveerse varias modalidades diferentes y no deberlan interpretarse como limitativa de las modalidades establecidas en la presente. En cambio, estas modalidades se proveen para hacer que la presente descripcion sea minuciosa y completa, y que transmita completamente el alcance de dicha descripcion a los expertos en la tecnica.
Ahora, con referencia a las Figuras, la FIGURA 1 es una ilustracion de una vista en perspectiva de un ejemplo de avion 10 que puede incorporar una o mas modalidades ventajosas de un conjunto de panel 10o (veanse las FigUrA 9A-9C) o un conjunto de panel ondulado 150 (veanse las FIGURa 11A-11B) de la descripcion. Como se muestra en la FIGURA 1, el avion 10 comprende un fuselaje o cuerpo 12, una cabecera 14, una cabina 16, alas 18 acopladas operativamente al fuselaje o cuerpo 12, una o mas unidades de propulsion 20, un estabilizador vertical de la cola 22, uno o mas estabilizadores horizontales de la cola 24, y un carenado de ala a cuerpo 26 con sujetadores 28. La FIGURA 1 muestra el conjunto de panel 100 incorporado en el carenado de ala a cuerpo 26. Aunque el avion 10 que se muestra en la FIGURa 1 es generalmente representativo de un avion comercial de pasajeros, el conjunto de panel 100, as! como tambien el conjunto de panel 150, pueden tambien emplearse en otros tipos de aviones. Mas especlficamente, las ensenanzas de las modalidades descritas pueden aplicarse a otro avion de pasajeros, avion de carga, avion militar, aeronave de alas giratorias, y otros tipos de avion o vehlculos aereos, as! como tambien vehlculos aeroespaciales, satelites, vehlculos de lanzamiento espacial, cohetes y otros vehlculos aeroespaciales. Puede apreciarse tambien que las modalidades de los conjuntos, metodos y sistemas de acuerdo con la descripcion pueden utilizarse en otros vehlculos de transporte, como barcos y otras embarcaciones, trenes, automoviles, camiones, autobuses u otros vehlculos de transporte adecuados. Tambien puede apreciarse que las modalidades de los conjuntos, metodos y sistemas de acuerdo con la descripcion pueden usarse en varias estructuras donde un panel puede unirse a un elemento estructural, como edificios, puentes u otras estructuras adecuadas.
Como se muestra en las FIGURA 9A-9C, en una de las modalidades se provee un conjunto de panel 100 para unir a una estructura 115, como un elemento del marco estructural 116. El elemento del marco estructural 116 puede comprender un elemento del marco estructural del avion 46 (vease la FIGURA 2A). La estructura 115 tiene preferentemente al menos una parte de construction con paneles 101 (vease la FIGURA 1). La estructura 115 puede
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comprender un avion 10 (vease la FIGURA 1), una nave espacial, un satelite, una aeronave de alas giratorias, una embarcacion, un barco, un tren, un automovil, un camion, un autobus, un semi-remolque, un edificio u otra estructura arquitectonica, u otra estructura adecuada.
La FIGURA 9A es una ilustracion de una vista en perspectiva lateral interior del conjunto de panel 100. La FIGURA 9B es una ilustracion de una vista en perspectiva frontal interior del conjunto de panel 100 de la FIGURA 9A. La FIGURA 9C es una ilustracion de una vista en perspectiva exterior del conjunto de panel 100 de la FIGURA 9A. Como se muestra en la FIGURA 9A, el conjunto de panel 100 comprende un primer elemento del panel 102a que tiene al menos un primer borde no lineal del panel 122a (vease la FIGURA 9C). El conjunto de panel 100 comprende ademas un segundo elemento del panel 102b que tiene al menos un segundo borde no lineal del panel 122b (vease la FIGURA 9C). Como se muestra en la FIGURA 9C, cada uno del primer borde no lineal del panel 122a y el segundo borde no lineal del panel 122b tiene preferentemente una configuration de borde ondulado o de cremallera 123a, 123b, respectivamente, que comprende multiples proyecciones onduladas redondas 125a, 125b. Cada proyeccion ondulada redonda 125a, 125b puede tener aberturas del panel 114a, 114b, respectivamente.
Como se muestra en la FIGURA 9A, cada uno del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b comprende un lado 106a, 106b, respectivamente, que puede o no unirse a elementos del panel adicionales con bordes no lineales. Cada uno del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b comprende ademas un canto 108a, 108b (vease la FIGURA 9A). Cuando el primer borde no lineal del panel 122a y el segundo borde no lineal del panel 122b se entrelazan y el primer y segundo elemento del panel 102a, 102b son adyacentes entre si, los cantos 108a, 108b forman un ancho de canto 124 (veanse las FIGURA 9B, 5). Como se muestra en la FIGURA 9A, cada uno del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b comprende ademas partes nucleo 110a, 110b que tienen partes de rampa 104a, 104b. Cada uno del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b comprende ademas superficies interiores 118a, 118b (vease la FIGURA 9A), respectivamente, y superficies exteriores 120a, 120b (vease la FIGURA 9C), respectivamente.
El primer y segundo elemento del panel 102a, 102b, pueden preferentemente ser de material compuesto y/o material metalico. Cada uno de los cantos 108a, 108b tiene preferentemente un ancho mas angosto o menor que las partes de nucleo 110a, 110b que tienen un ancho mas grueso o mayor. Asimismo, cada uno de los cantos 108a, 108b tiene preferentemente un peso mayor o mas pesado que las partes de nucleo 110a, 110b que tienen un peso menor o mas liviano. Preferentemente, las partes nucleo 110a, 110b estan comprendidas por un material de menor peso que los cantos 108a, 108b. Preferentemente, los cantos 108a, 108b estan comprendidos por un material de mayor peso que las partes nucleo 110a, 110b.
Como se muestra en la FIGURA 9C, preferentemente, el canto 108a del primer elemento del panel 102a tiene multiples aberturas del panel separadas 114a a lo largo del primer borde no lineal del panel 122a. Preferentemente, el canto 108b del segundo elemento del panel 102b tiene multiples aberturas del panel separadas 114b a lo largo del segundo borde no lineal del panel 122b. Cuando el primer borde no lineal del panel 122a esta entrelazado y unido con el segundo borde no lineal del panel 122b, las aberturas del panel 114a, 114b estan preferentemente alineadas en un patron sustancialmente en llnea 117 (vease la FIGURA 6).
Como se muestra en las FIGURA 9A-9B y la FIGURA 10, el primer y segundo elemento del panel 102a, 102b pueden unirse a la estructura 115, como el elemento del marco estructural 116. La estructura 115, como el elemento del marco estructural 116, puede comprender un primer borde de extremo 126 (vease la FIGURA 10) que tiene un perfil C 112 (vease la FIGURA 9A) y que tiene multiples aberturas del marco 128. La estructura 115, como el elemento del marco estructural 116, puede comprender ademas un segundo borde de extremo 130 y un cuerpo 134 con aberturas 132. Preferentemente, las aberturas del marco 128 corresponden a las aberturas del panel 114a, 1144b de los elementos del panel 102a, 102b.
El conjunto de panel 100 puede ademas comprender multiples elementos sujetadores 138 (veanse las FIGURA 9C, 10). Los elementos sujetadores 138 pueden comprender elementos sujetadores conocidos como remaches, tuercas y pernos, tornillos, u otros elementos sujetadores adecuados. Cada elemento sujetador 138 se configura para insertarse a traves de la abertura del panel 114a, 114b (veanse las FIGURA 9C, 10), respectivamente, del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b. Cada elemento sujetador 138 se configura para insertarse ademas a traves de la abertura del marco correspondiente 128 (vease la FIGURA 10) provista en el primer borde de extremo 126 de la estructura 115, como el elemento del marco estructural 116. La FIGURA 10 es una ilustracion de una vista en perspectiva de cerca de una parte exterior del primer elemento del panel 102a de la FIGURA 9A unido al primer borde de extremo 126 de la estructura 115, como el elemento del marco estructural 116, en la interfaz de union 136a. El primer y segundo elemento del panel 102a, 102b se unen a la estructura 115, como el elemento del marco estructural 116, a traves de elementos sujetadores 138 (veanse las FIGURA 9C, 10) insertados a traves de las aberturas del panel 114a, 114b y las correspondientes aberturas del marco 128. Como se muestra en la FIGURA 9C, cuando los cantos 108a, 108b del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b, respectivamente, se entrelazan entre si, los elementos del sujetador 138 pueden insertarse a traves de aberturas del panel 114a, 114b y a traves de aberturas del marco 128 para vincular o unir el primer y segundo elemento del panel 102a, 102b a la estructura 115, como el elemento de marco estructural 116, y, a su vez, para unirse o vincular el primer y segundo elemento del panel 102a, 102b, entre si. De manera alternativa, en vez de los elementos sujetadores 138, el conjunto de panel 100 puede unirse a la estructura 115 a traves de un adhesivo u otro elemento de enlace qulmico u otro mecanismo de sujecion
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adecuado.
La FIGURA 7 es una ilustracion de una vista en perspectiva ampliada de una de las modalidades del conjunto de panel 100 de la descripcion unida a la estructura 115, como el elemento del marco estructural 116. Como se muestra en la FIGURA 7, el segundo elemento del panel 102b se muestra separado del primer elemento del panel 102a que se muestra unido a la estructura 115, como el elemento del marco estructural 116. La FIGURA 8 es una ilustracion de una vista transversal del elemento del marco estructural 116 unido a interfaces de union 136a, 136b a los cantos 108a, 108b, respectivamente, del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b, respectivamente. Como se muestra en la FIGURA 8, el canto 108a del primer elemento del panel 102a se une al primer borde del extremo 126 de la estructura
115, como el elemento del marco estructural 116, en la interfaz de union 136a, y el canto 108b del segundo elemento del panel 102b se une el primer borde del extremo 126 de la estructura 115, como el elemento del marco estructural
116, en la interfaz de union 136b.
El conjunto de panel 100 descrito en la presente tiene preferentemente un menor conteo de elementos sujetadores general de elementos sujetadores 138 que puede usarse para sujetar los cantos del panel entrelazados 108a, 108b del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b a la estructura 115 en comparacion con un conteo de elementos sujetadores general que puede usarse para sujetar cantos del panel adyacentes 38a, 38b (vease la FIGURA 4) formados por elementos del panel adyacentes 32a, 32b que tienen bordes lineales 34a, 34b (vease la FIGURA 4). El menor conteo de elementos sujetadores del conjunto de panel 100 resulta preferentemente en otro menor peso general del conjunto de panel 100 y la estructura 115 a la cual se une el conjunto de panel 200.
La FIGURA 5 es una ilustracion de una vista en perspectiva interior de una interfaz 140 formada entre el primer borde no lineal del panel 122a y el segundo borde no lineal del panel 122b del primer elemento del panel 102a, y el segundo elemento del panel 102b, respectivamente. El segundo borde no lineal del panel 122b se disena para entrelazarse con el primer borde no lineal del panel 122a para formar un conjunto de panel 100 con cantos 108a, 108b que se entrelazan para unirse a la estructura 115 (vease la FIGURA 9A). La FIGURA 5 muestra los cantos 108a, 108b entrelazados entre si para formar el ancho de canto 124 que puede comprender un area de interfaz de laminado solido cuando el primer y segundo elemento del panel 102a, 102b estan comprendidos de material compuesto, El ancho del canto 124 se forma entre un extremo 142 del canto 108a y un extremo 144 del canto 108b. El ancho del canto 124 de los cantos del panel 108a, 108b que se entrelazan entre si se reduce preferentemente en comparacion con un ancho de canto 54 (vease la FIGURA 4) de cantos adyacentes conocidos 38a, 38b (vease la FIGURA 4) formado por elementos del panel adyacentes conocidos 32a, 32b (vease la FIGURA 4) que tiene los bordes lineales 34a, 34b (vease la FIGURA 4). El menor ancho del canto 124 resulta preferentemente en un menor peso general del conjunto de panel 100, y al unirse o vincularse a la estructura 115 (vease la FIGURA 9A), resulta preferentemente en un menor peso general del conjunto de panel unido o vinculado 100 y la estructura 115.
La FIGURA 6 es una ilustracion de una vista exterior de una de las modalidades del conjunto de panel 100 de la descripcion que muestra un perfil de canto del panel entrelazado 119 formado entre el primer borde no lineal del panel 122a y el segundo borde no lineal del panel 122b del primer elemento del panel 102a, y el segundo elemento del panel 102b, respectivamente. La FIGURA 6 muestra ademas el patron sustancialmente en llnea 117 de las aberturas del panel 114a, 114b cuando el primer borde no lineal del panel 122a se entrelaza y une con el segundo borde no lineal del panel 122b.
Como se muestra en las FIGURA 11A-11C, en otra modalidad de la descripcion, se provee un conjunto de panel ondulado 150 que comprende cuatro elementos del panel 152a, 152b, 152c, 152d donde cada uno tiene un borde no lineal 154a-154h. Como se muestra en la FIGURA 11A, el elemento del panel 152a comprende el borde no lineal 154a y el borde no lineal 154b. El elemento del panel 152b comprende el borde no lineal 154c y el borde no lineal 154d. El elemento del panel 152c comprende el borde no lineal 154e y el borde no lineal 154f. El elemento del panel 152d comprende el borde no lineal 154g y el borde no lineal 154h. Preferentemente cada uno de los bordes no lineales 154a- 154h tiene una configuration de borde ondulado o de cremallera 155a, 155b, 155c, 155d, 155e, 155f, 155g, 155h, respectivamente.
La FIGURA 11A es una ilustracion de una vista en perspectiva exterior del conjunto de panel ondulado 150 que muestra los cuatro elementos del panel 152a, 152b, 152c, 152d que se entrelazan juntos. Como se muestra en la FIGURA 11A, el borde no lineal 154a se entrelaza con el borde no lineal 154h, el borde no lineal 154b se entrelaza con el borde no lineal 154c, el borde no lineal 154d se entrelaza con el borde no lineal 154e, y el borde no lineal 154f se entrelaza con el borde no lineal 154g. Los cuatro elementos del panel 152a-152d se entrelazan entre si en las interfaces 170 (vease la FIGURA 11A). Cuando los bordes no lineales 154a-154h se entrelazan y los elementos del panel 152a-152d son adyacentes entre si, los cantos 160 de los elementos del panel adyacentes 152a-152d forman un ancho de canto 172 (vease la FIGURA 11C).
Cada elemento del panel 152a-152d comprende ademas multiples aberturas del panel 156a, 156b, 156c, 156d, respectivamente, que se configuran para recibir elementos sujetadores 138 (vease la FIGURA 11A). Como se describe anteriormente, los elementos sujetadores 138 pueden comprender elementos sujetadores conocidos como remaches, tuercas y pernos, tornillos, u otros elementos sujetadores adecuados. De manera alternativa, en vez de los elementos sujetadores 138, el conjunto de panel 100 puede unirse a la estructura 115 a traves de un adhesivo u otro elemento de
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enlace qulmico u otro mecanismo de sujecion adecuado. Cada elemento del panel 152a-152d comprende ademas de partes nucleo 158 que tienen partes de rampa 159 (vease la FIGURA 11B) y cantos 160. Cada elemento del panel 152a-152d comprende ademas superficies exteriores 162a, 162b, 162c, y 162d (veanse las FIGURA 11 A-11B) y superficies interiores 163a, 163b, 163c, y 163d (vease la FIGURA 11C).
Como se muestra en la FIGURA 11A, el conjunto de panel ondulado 150 se une o vincula preferentemente a la estructura 115 en la interfaz de union 136. Como se muestra en las FIGURA 11A-11B, la estructura 115 puede comprender uno o mas elementos de marco estructural 116, donde cada uno comprende un primer borde de extremo 126, un segundo borde de extremo 130, y un cuerpo 134 que tiene las aberturas 132.
La FIGURA 11B es una ilustracion de una vista en perspectiva exterior de las superficies exteriores 162a-162d del conjunto de panel ondulado 150 de la FIGURA 11A con un elemento del panel 152d desconectado de los otros elementos del panel 152a, 152b, 152c. Se muestra la estructura 115 que comprende los elementos del marco estructural 116. Cada elemento el marco estructural 116 comprende el primer borde de extremo 126, el segundo borde de extremo 130, y el cuerpo 134 que tiene aberturas 132.
La FIGURA 11C es una ilustracion de una vista en perspectiva interior de las superficies interiores 163a-163d del conjunto de panel ondulado 150 de la FIGURA 11A. Como se muestra en la FIGURA 11C, el conjunto de panel ondulado 150 se une o vincula preferentemente a la estructura 115 en la interfaz de union 136. Como se muestra en la FIGURA 11C, la estructura 115 comprende multiples elementos de marco estructural 116. Los elementos de marco estructural 116 pueden unirse a los cantos 160 de los elementos del panel 152a-152d mediante multiples elemento sujetadores 138 (vease la FIGURA 11A). Los elementos sujetadores 138 pueden sujetarse con los elementos de union 164. Preferentemente, los elementos de union 164 comprenden accesorios 166 configurados para anclar y mantener los elementos sujetadores 138 en el lugar contra el primer borde de extremo 126 del elemento de marco estructural 116. Como se muestra adicionalmente en la FIGURA 11C, uno o mas elementos de marco estructural 116 pueden ser continuos o no divididos a lo largo de los cantos 160 de los elementos del panel. De forma alternativa, como se muestra en la FIGURA 11C, uno o mas elementos de marco estructural 116 pueden dividirse o separarse en dos o mas piezas de elemento de marco 168 que puede unirse en cada lado del elemento de marco estructural continuo 116. ,
En otras modalidades, el conjunto de panel puede comprender mas de cuatro elementos del panel donde cada elemento del panel puede tener uno o mas bordes no lineales que se configuran para entrelazarse y unirse entre si con un borde no lineal de elementos del panel adyacentes.
En otra modalidad de la descripcion, se provee un metodo 200 para realizar un conjunto de panel 100 (vease la FIGURA 9A) para unirse a una estructura 115 (vease la FIGURA 9A), como un elemento de marco estructural 116 (vease la FIGURA 9A). El elemento del marco estructural 116 puede comprender un elemento del marco estructural del avion 46 (vease la FIGURA 2 A). La FIGURA 12 es una ilustracion de un diagrama de flujo de otro ejemplo de modalidad de un metodo de la descripcion. La estructura 115 tiene preferentemente al menos una parte de construction con paneles 101 (vease la FIGURA 1) y puede comprender un avion 10 (vease la FIGURA 1), una nave espacial, un satelite, una aeronave de alas giratorias, una embarcacion, un barco, un tren, un automovil, un camion, un autobus, un semi-remolque, un edificio y una estructura arquitectonica, u otra estructura adecuada.
Como se muestra en la FIGURA 12, el metodo 200 comprende el paso 202 para fabricar un primer elemento del panel 102a (vease la FIGURA 9A) que tiene al menos un primer borde no lineal del panel 122a (vease la FIGURA 9C). El metodo 200 comprende ademas el paso 204 para fabricar un segundo elemento del panel 102b que tiene al menos un segundo borde no lineal del panel 122b. El segundo borde no lineal del panel 122b se disena preferentemente para entrelazarse con el segundo borde no lineal del panel 122a. El primer y segundo elemento del panel 102a, 102b se fabrican usando procesos de fabrication de paneles conocidos en la tecnica.
Como se muestra en la FIGURA 12, el metodo 200 comprende ademas el paso 206 para entrelazar el primer borde no lineal del panel 122a con el segundo borde no lineal del panel 122b para formar un conjunto de panel 100 (vease la FIGURA 9C) con cantos del panel entrelazados 108a, 108b (vease la FIGURA 6).
Como se muestra en la FIGURA 12, el metodo 200 comprende ademas el paso 208 para unir los cantos del panel entrelazados 108a, 108b del conjunto de panel 100 a una estructura 115, como un elemento del marco estructural 116 (vease la FIGURA 9B). Un ancho de canto 124 (vease la FIGURA 5) de los cantos del panel entrelazados 108a, 108b se reduce preferentemente en comparacion con un ancho 54 (vease la FIGURA 4) de cantos del panel adyacentes 38a, 38b (vease la FIGURA 4) formados por elementos del panel adyacentes 32a, 32b que tienen bordes lineales 34a, 34b. El menor ancho de canto 124 resulta preferentemente en un menor peso general del conjunto de panel 100, y cuando el conjunto de panel 110 se une a la estructura 115, resulta preferentemente en un menor peso general del conjunto de panel 100 y la estructura 115.
El metodo 200 puede ademas comprender sujetar los cantos del panel entrelazados 108a, 108b a la estructura 115 con multiples elementos sujetadores 138. El conjunto de panel 100 descrito en la presente tiene preferentemente un menor conteo de elementos sujetadores general de elementos sujetadores 138 que puede usarse para sujetar los cantos del panel entrelazados 108a, 108b del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b a la estructura 115, como el
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elemento de marco estructural 116, en comparacion con un conteo de elementos sujetadores general que puede usarse para sujetar cantos del panel adyacentes 38a, 38b (vease la FIGURA 4) formados por elementos del panel adyacentes 32a, 32b que tienen bordes lineales 34a, 34b (vease la FIGURA 4). El menor conteo de elementos sujetadores del conjunto de panel 100 resulta preferentemente en otro menor peso general del conjunto de panel 100 y la estructura 115. De manera alternativa, en vez de los elementos sujetadores 138, el conjunto de panel 100 puede unirse a la estructura 115 a traves de un adhesivo u otro elemento de enlace qulmico u otro mecanismo de sujecion adecuado.
En otra modalidad de la descripcion, se provee un metodo 250 para realizar un conjunto de panel ondulado 150 (veanse las FIGURA 11A-11B) para unirse a un avion 10 (vease la FlGURA 1). La FIGuRa 13 es una ilustracion de un diagrama de flujo de un ejemplo de modalidad del metodo 300 de esta descripcion. El metodo 250 comprende el paso 252 para fabricar multiples elementos del panel 152a-152b (vease la FIGURA 11A), donde cada elemento del panel 152a-152d tiene al menos un borde no lineal 154a-154h (vease la FIGURA 11A). Preferentemente, cada uno de los bordes no lineales 154a-154h comprende bordes ondulados o de cremallera 155a-155h (vease la FIGURA 11A), respectivamente, donde cada uno comprende multiples proyecciones onduladas redondas 157. Cada proyeccion ondulado redonda 157 tiene preferentemente multiples aberturas de sujetador 156a-156d (vease la FIGURA 11B). El elemento del panel 152a-152d se fabrican usando procesos de fabricacion de paneles conocidos en la tecnica.
El metodo 250 comprende ademas el paso 254 de entrelazar los elementos del panel 152a-152d entre si de modo que el al menos un borde ondulado o de cremallera 155a-155h de los elementos del panel 152a-152d se entrelaza y se corresponde con al menos un borde ondulado o de cremallera adyacente 155a-155h de uno o mas elementos del panel adyacentes 152a-152d para formar un conjunto de panel ondulado 150 con cantos ondulados entrelazados 160 (vease la FIGURA 11B).
El metodo 250 comprende ademas el paso 256 de unir uno o mas cantos ondulados entrelazados 160 del conjunto de panel ondulado 150 a una o mas estructuras 115, como los elementos de marco estructural 116 (vease la FIGURA 11B), donde los elementos del marco estructural 116 comprenden preferentemente los elementos del marco estructural del avion 46 (vease la FIGURA 2B).
El metodo 250 comprende ademas el paso 258 para insertar un elemento sujetador 138 (vease la FIGURA 11A) a traves de cada abertura del panel 156a-156d (vease la FIGURA 11A) y a traves de las correspondientes aberturas de marco 128, como, por ejemplo, aberturas de marco del avion, provistas en el elemento de marco estructural 116, como el elemento de marco estructural del avion 46 (vease la FIGURA 2B) para sujetar los uno o mas cantos ondulados entrelazados 160 a los uno o mas elementos de marco estructural 116, como los elementos de marco estructural del avion 46. De manera alternativa, en vez de los elementos sujetadores 138, el conjunto de panel ondulado 100 puede unirse a la estructura 115 a traves de un adhesivo u otro elemento de enlace qulmico u otro mecanismo de sujecion adecuado.
Un ancho de canto 172 (vease la FIGURA 11B) de los cantos ondulados entrelazados 160 se reduce preferentemente en comparacion con un ancho de canto 54 (vease la FIGURA 4) de cantos del panel adyacentes 38a, 38b (vease la FIGURA 4) formado por elementos del panel adyacentes 32a, 32b (vease la FIGURA 4) que tiene los bordes lineales 34a, 34b (vease la FIGURA 4). El menor ancho de canto 172 resulta preferentemente en un menor peso general del conjunto de panel 100 y la estructura 115, como el elemento de marco estructural 116, que comprende preferentemente uno o mas elementos de marco estructural del avion 46.
Cuando los bordes ondulados del panel se entrelazan y unen con el elemento de marco estructural 116, que comprenden preferentemente uno o mas elementos de marco estructural del avion 46, las aberturas del panel 156a- 156d en las proyecciones onduladas redondas 157 se alinean preferentemente en un patron sustancialmente en llnea 117 (vease la FIGURA 6). El conjunto de panel ondulado 150 tiene preferentemente un menor conteo de elementos sujetadores para sujetar los uno o mas cantos ondulados entrelazados 160 a los uno o mas elementos de marco estructural 116, como los elementos de marco estructural del avion 46, en comparacion con un conteo de elementos sujetadores para sujetar los cantos del panel adyacente 38a, 38b (vease la FIGURA 4) formado por elementos del panel adyacentes 32a, 32b (vease la FIGURA 4) que tiene los bordes lineales 34a, 34b (vease la FIGURA 4). El menor conteo de elemento sujetador resulta preferentemente en otro menor peso general del conjunto de panel ondulado 150 y la estructura 115, como el elemento de marco estructural 116, que comprende preferentemente uno o mas elementos de marco estructural del avion 46.
Las modalidades descritas de los conjuntos de panel 100, 150 y metodos 200, 300 proveen un primer y segundo elemento del panel 102a, 102b (vease la FIGUrA 9A) o los elementos del panel 152a-152d (vease la FIGURA 11A) que tienen cantos 108a, 108b (vease la FIGURA 9B) o los cantos 160 (vease la FIGURA 11B), respectivamente, que tienen una configuracion de borde ondulado o de cremallera 123a, 123b (vease la FIGURA 9C) o 155a-155h (vease la FIGURA 11A), respectivamente. Preferentemente, los conjuntos de panel 100, 150 pueden usarse en estructuras que tienen al menos una parte de construccion con paneles 101 (vease la FIGURA 1). Mas preferentemente, los conjuntos de panel 100, 150 pueden usarse para carenados de ala a cuerpo 26 (vease la FIGuRa 1), en el avion 10 (vease la FIGURA 1). Al ondular o entrelazar los cantos 108a, 108b (vease la FiGuRA 9B) o los cantos 160 (vease la FIGURA 11B) del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b (vease la FIGURA 9A) o los elementos del panel 152a-152d
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(vease la FIGURA 11A), respectivamente, una reduction de peso para los conjuntos de panel y la estructura unida o vinculada puede lograrse con configuraciones de paneles de carenado de ala a cuerpo que tengan elementos de panel con bordes rectos o lineales. Asimismo, al usar la configuration de borde ondulado o de cremallera 123a, 123b (vease la FIGURA 9C) o 155a-155h (vease la FIGURA 11 A), el tamano de los cantos 108a, 108b (vease la FIGURA 9B) o los cantos 160 (vease la FIGURA 11B), as! como tambien el espesor de la union formada entre los elementos del panel, puede reducirse, y puede entonces resultar en una disminucion general en un area de laminado solido y puede tambien resultar en una reduccion general del peso de los conjuntos de panel y la estructura unida. El uso del primer y segundo elemento del panel 102a, 102b (vease la FIGURA 9A) o los elementos del panel 152a-152d (vease la FIGURA 11A) que tienen cantos 108a, 108b (vease la FIGURA 9B) o los cantos 160 (vease la FIGURA 11B), respectivamente, que tienen una configuracion de borde ondulado o de cremallera 123a, 123b (vease la FIGURA 9C) o 155a-155h (vease la FIGURA 11A), respectivamente, puede resultar en conjuntos de panel de menor peso y estructuras unidas o vinculadas, por ejemplo, carenados de ala a cuerpo de menor peso y un avion mas liviano. Una reduccion del peso puede lograrse debido a una reduccion general en el area de canto de laminado solido y un correspondiente aumento en el area de parte de nucleo o region sandwich o parte del elemento del panel con un nucleo de panal, debido a que el area de parte de nucleo o region sandwich o parte del elemento del panel con un nucleo de panal pesa menos que el area de canto laminado solido.
Muchas modificaciones y otras modalidades de la description vendran a la mente del experto en la tecnica a la que esta descripcion se refiere con el beneficio de las ensenanzas presentadas en las descripciones anteriores y los dibujos asociados. Se pretende que las modalidades descritas en la presente sean ilustrativas y no taxativas o limitantes. Aunque se usan terminos especlficos en la presente, se usan en un sentido generico y descriptivo solo y no con fines de limitation.
De acuerdo con un aspecto de la presente invention se provee un conjunto de panel para unir a una estructura, donde el conjunto comprende: un primer elemento del panel (102a) que tiene al menos un primer borde no lineal del panel (122a); y, un segundo elemento del panel (102b) que tiene al menos un segundo borde no lineal del panel (122b), donde el segundo borde no lineal del panel (122b) se disena para entrelazarse con el primer borde no lineal del panel (122a) para formar un conjunto de panel con cantos de panel entrelazados (108a, 108b) para unirse a una estructura; donde un ancho de los cantos de panel entrelazados (108a, 108b) es menor en comparacion con un ancho de los cantos de panel adyacentes formados por elementos de panel adyacentes que tienen bordes lineales, y ademas donde el menor ancho resulta en un menor peso general del conjunto de panel y la estructura a la cual se une el conjunto de panel.
De manera ventajosa la estructura comprende un elemento de marco estructural.
De manera ventajosa el conjunto de panel comprende cuatro o mas elementos del panel donde cada uno tiene al menos un borde no lineal.
De acuerdo con un aspecto de la presente invencion se provee un metodo para realizar un conjunto de panel ondulado para unir a un avion donde el metodo comprende fabricar multiples elementos de panel donde cada uno tiene al menos un borde ondulado que comprende multiples proyecciones onduladas redondas, donde cada proyeccion ondulada redonda tiene una abertura del panel; entrelazar los elementos del panel entre si de modo que el al menos un borde ondulado de cada elemento del panel entrelaza y se corresponde con al menos un borde ondulado adyacente de uno o mas elementos del panel adyacentes para formar un conjunto de panel ondulado con cantos ondulados entrelazados; unir uno o mas cantos ondulados entrelazados del conjunto de panel ondulado a uno o mas elementos de marco estructural del avion; e insertar un elemento sujetador a traves de cada abertura del panel y a traves de una correspondiente abertura del marco provista en el elemento del marco estructural del avion para sujetar los uno o mas cantos ondulados entrelazados a uno o mas elementos de marco estructural del avion, donde un ancho de los cantos ondulados entrelazados es menor en comparacion con un ancho de cantos de panel adyacentes formados por elementos del panel adyacentes que tienen bordes lineales, y ademas donde el menor ancho resulta en un menor peso general del conjunto de panel ondulado y los uno o mas elementos de marco estructural de avion a los cuales se une el conjunto de panel ondulado.
De manera ventajosa en el metodo para realizar un conjunto de panel ondulado para unir a un avion los bordes ondulados de los elementos del panel se entrelazan y unen con los elementos de marco estructural del avion y las aberturas del panel en las proyecciones onduladas redondas se alinean en un patron sustancialmente en llnea.
De manera ventajosa en el metodo para realizar un conjunto de panel ondulado para unir a un avion el conjunto de panel ondulado tiene un menor conteo de elementos sujetadores para sujetar los uno o mas cantos ondulados entrelazados a los uno o mas elementos de marco estructural del avion en comparacion con un conteo de elementos sujetadores para sujetar cantos de panel adyacentes formados por elementos de panel adyacentes que tienen bordes lineales, y ademas donde el menor conteo de elementos sujetadores resulta en otro menor peso general del conjunto de panel y los uno o mas elementos de marco estructural del avion.
De manera ventajosa el metodo para realizar un conjunto de panel ondulado para unir a un avion la estructura tiene al menos una parte de construction con paneles.

Claims (13)

  1. 5
    10
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    20
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    30
    35
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    REIVIN DICACIONES
    1. Un conjunto de panel carenado de ala a cuerpo (30) de avion (10) para unir a un elemento de marco estructural (46) del avion (10), donde el conjunto (100) comprende:
    un primer elemento del panel (102a) que tiene al menos un primer borde no lineal de panel (122a); y, un segundo elemento del panel (102b) que tiene al menos un segundo borde no lineal de panel (122b), donde el segundo borde no lineal de panel (122b) se disena para entrelazarse con el primer borde no lineal de panel (122a) para formar un conjunto de panel con cantos del panel entrelazados (108a, 108b) para unirse a una estructura (115).
  2. 2. El conjunto (100) de la reivindicacion 1 donde cada uno del primer borde no lineal de panel (122a) y del segundo borde no lineal de panel (122b) tiene una configuracion de borde ondulado que comprende multiples proyecciones onduladas redondas (125a, 125b) donde cada una tiene una abertura del panel (114a, 114b).
  3. 3. El conjunto (100) de la reivindicacion 2 que comprende ademas multiples elementos sujetadores (138), cada elemento sujetador (138) configurado para insertarse a traves de las aberturas del panel (114a, 114b) y a traves de una correspondiente abertura del marco (128) provista en la estructura (115) para unir los cantos del panel entrelazados (108a, 108b) a la estructura (115).
  4. 4. El conjunto de la reivindicacion 3 donde el conjunto de panel tiene un menor conteo de elementos sujetadores (138) para sujetar los cantos del panel entrelazados (108a, 108b) a la estructura (115), en comparacion con un conteo de elementos sujetadores (138) para sujetar los cantos del panel adyacentes (38a, 38b) formados por los elementos del panel adyacentes (32a, 32b) que tienen bordes lineales (34a, 34b), y ademas donde el menor conteo de elementos sujetadores (138) resulta en un menor peso general del conjunto de panel (100) y la estructura (115).
  5. 5. El conjunto (100) en cualquiera de las reivindicaciones 1-4, donde el primer elemento del panel (102a) tiene multiples aberturas del panel separadas (114a, 114b) a lo largo del primer borde no lineal del panel (122a), y donde el segundo elemento del panel (102b) tiene multiples aberturas del panel separadas (114a, 114b) a lo largo del segundo borde no lineal del panel (122b), de modo que cuando el primer borde no lineal del panel (122a) se entrelaza y une con el segundo borde no lineal del panel (122b), las aberturas del panel separadas (114a, 114b) del primer y segundo elemento del panel (102b) se alinean en un patron sustancialmente en llnea.
  6. 6. El conjunto (100) en cualquiera de las reivindicaciones 1-5, donde cada uno del primer borde no lineal de panel (122a) y del segundo borde no lineal de panel (122b) tiene un perfil de forma C.
  7. 7. El conjunto (100) en cualquiera de las reivindicaciones 1-6, donde cada uno del primer elemento del panel (102a) y del segundo elemento del panel (102b) tiene un canto (108a, 108b) y una parte de nucleo (110a, 110b), y ademas donde el canto (108a, 108b) tiene un ancho que es menor que un ancho de una parte del nucleo (110a, 110b), y el canto (108a, 108b) tiene un peso que es mayor que un peso de la parte del nucleo.
  8. 8. El conjunto (100) en cualquiera de las reivindicaciones 1-7, donde la estructura (115) tiene al menos una parte de construccion con paneles (101) y se selecciona de un grupo que comprende un avion (10), una nave espacial, un satelite, una aeronave de alas giratorias, una embarcacion, un barco, un tren, un automovil, un camion, un autobus, un semi-remolque, un edificio, y una estructura arquitectonica.
  9. 9. Un metodo para realizar un conjunto de panel carenado de ala a cuerpo (30) de avion para unir a un elemento de marco estructural (46) del avion (10), donde el metodo comprende:
    fabricar un primer elemento del panel (102a) que tiene al menos un primer borde no lineal del panel (122a); fabricar un segundo elemento del panel (102b) que tiene al menos un segundo borde no lineal del panel (122b), donde el segundo borde no lineal del panel (122b) se disena para entrelazarse con el primer borde no lineal del panel (122a);
    entrelazar el primer borde no lineal del panel (122a) con el segundo borde no lineal del panel (122b) para formar
    un conjunto de panel (100) con cantos del panel entrelazados (108a, 108b); y,
    unir los cantos del panel entrelazados (108a, 108b) del conjunto de panel (100) a una estructura (115).
  10. 10. El metodo de la reivindicacion 9 donde unir los cantos del panel entrelazados (108a, 108b) a la estructura (115) comprende sujetar los cantos del panel entrelazados (108a, 108b) a la estructura (115) con multiples elementos sujetadores (138).
  11. 11. El metodo de las reivindicaciones 9 y 10, donde el conjunto de panel (100) tiene un menor conteo de elementos sujetadores (138) para sujetar los cantos del panel entrelazados (108a, 108b) a la estructura (115), en comparacion con
    un conteo de elementos sujetadores (138) para sujetar los cantos del panel adyacentes (38a, 38b) formados por los elementos del panel adyacentes (32a, 32b) que tienen bordes lineales (38a, 38b), y ademas donde el menor conteo de elementos sujetadores (138) resulta en un menor peso general del conjunto de panel (100) y la estructura (115).
    5 12. El metodo en cualquiera de las reivindicaciones 9-11 donde cada uno del primer borde no lineal del panel (122a) y
    del segundo borde no lineal del panel (122b) tiene una configuracion de borde ondulado que comprende multiples proyecciones onduladas redondas (125a, 125b) donde cada una tiene una abertura del panel (114a, 114b).
  12. 13. El metodo en cualquiera de las reivindicaciones 9-12 donde el primer elemento del panel (102a) tiene multiples 10 aberturas del panel separadas (114a, 114b) a lo largo del primer borde no lineal del panel (122a), y donde el segundo
    elemento del panel (102b) tiene multiples aberturas del panel separadas (114a, 314b) a lo largo del segundo borde no lineal del panel (122b), de modo que cuando el primer borde no lineal del panel (122a) se entrelaza y une con el segundo borde no lineal del panel (122b), las aberturas del panel separadas (114a, 114b) del primer y segundo elemento del panel (102b) se alinean en un patron sustancialmente en llnea.
    15
  13. 14. Un avion (10) que comprende el conjunto (100) de cualquiera de las reivindicaciones 1-8.
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