ES2638263T3

ES2638263T3 - Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo

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Publication number: ES2638263T3
Application number: ES15167436.3T
Authority: ES
Inventors: Darrell D. Jones; Arvid J. Berg; Joseph D. Brennan; Travis J. Sherwood
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2008-08-28
Filing date: 2009-08-28
Publication date: 2017-10-19
Anticipated expiration: 2029-08-28
Also published as: KR20110057182A; CN102196962A; CA2735435A1; EP2328803A1; US9764499B2; US8752293B2; US20160167762A1; EP2937278B1; CA2735435C; PT2328803E; KR101643785B1; JP5623405B2; EP2937278A1; US20090148647A1; JP2012501274A; EP2328803B1; ES2547543T3; WO2010025376A1; CN102196962B; PT2937278T

Abstract

Método para fabricar una estructura de material compuesto, que comprende: formar una pluralidad de módulos (208) de material compuesto teniendo cada uno un borde (210); y, unir los módulos entre sí a lo largo de bordes respectivos de dos módulos colocados de manera adyacente formando una unión en bisel entre los bordes respectivos; en los que la unión en bisel es una unión de cuñas entrelazadas, en la que los módulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un ángulo de aproximadamente 45 grados con respecto al borde, y en la que: unir los módulos entre sí a lo largo de sus bordes incluye formar una unión que define un patrón en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los módulos.

Description

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DESCRIPCION

Metodo para fabricar estructuras utilizando modulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo.

Campo tecnico

Esta descripcion se refiere generalmente a tecnicas para fabricar estructuras de material compuesto, y trata mas particularmente de un metodo para fabricar estructuras de material compuesto a gran escala uniendo modulos de material compuesto entre si.

Antecedentes

Estructuras de material compuesto a gran escala tales como revestimiento del fuselaje para aeronaves, pueden fabricarse usando maquinas avanzadas para colocar fibra (AFP) capaces de disponer materiales compuestos a velocidades relativamente altas. Una manera de conseguir velocidades de produccion de las unidades mas altas puede obtenerse utilizando una mayor cantidad de maquinas AFP, sin embargo, el uso de maquinas AFP adicionales puede dar lugar a la necesidad de inversiones de capital significativas en terminos de costes de maquinas, herramientas y espacio de suelo de la fabrica.

Por consiguiente, se necesita un metodo de fabricacion que consiga velocidades de produccion relativamente altas con una inversion y unos costes operativos relativamente bajos. Existe tambien una necesidad de un metodo de fabricacion que sea relativamente flexible y se base en equipos que sean menos complicados que las maquinas AFP.

El documento US 2007/289246 da a conocer un metodo y union de lengueta y ranura. Para fabricar una union en un panel, se genera una hendidura y se dobla el panel a lo largo de la hendidura. El panel incluye un primer revestimiento, un segundo revestimiento y un nucleo. El nucleo esta intercalado entre el primer revestimiento y el segundo revestimiento. La hendidura pasa a traves del primer revestimiento y al menos una parte del nucleo. La hendidura incluye un conjunto de lenguetas y un conjunto de ranuras correspondiente. El conjunto de lenguetas se engrana con el conjunto de ranuras en respuesta al doblado del panel a lo largo de la hendidura.

Sumario

Segun un aspecto, se proporciona un metodo para fabricar una estructura de material compuesto segun la reivindicacion 1. Segun otro aspecto, se proporciona una estructura de material compuesto para aeronaves segun la reivindicacion 3.

Segun las realizaciones descritas, se proporciona un metodo para fabricar estructuras de material compuesto, particularmente estructuras de material compuesto a gran escala, que proporciona velocidades de produccion mas altas usando equipos de menor coste. El tiempo de produccion puede reducirse fabricando una estructura a gran escala de modulos que son fabricados individualmente y unidos a continuacion entre si y curados conjuntamente. Los modulos individuales de la estructura pueden fabricarse en paralelo usando equipos del tamano correcto que, tomados colectivamente, pueden ser capaces de velocidades de colocacion de material mas altas en comparacion con las maquinas AFP convencionales. El metodo descrito permite tambien el uso de equipos capaces de manejar multiples formas de materiales que pueden necesitarse para satisfacer los requisitos de carga en regiones particulares de la estructura.

Segun un ejemplo dado a conocer, se proporciona un metodo para fabricar una estructura de material compuesto que comprende: formar una pluralidad de modulos de material compuesto teniendo cada uno un borde; y, unir los modulos a lo largo de sus bordes. Los modulos pueden unirse usando una union en bisel entre los bordes de los modulos que puede incluir una o mas rampas superpuestas. Los modulos adyacentes pueden unirse entre si mediante multiples uniones en bisel que forman un patron en dientes de sierra en el que los modulos incluyen fibras de refuerzo unidireccionales que tienen orientaciones distintas de 0 o 90 grados.

Segun otro ejemplo de metodo dado a conocer, fabricar una estructura de material compuesto comprende: formar una pluralidad de modulos de material compuesto de multiples capas; ensamblar los modulos de material compuesto entre si, que incluye formar uniones en bisel entre al menos determinados modulos; y, curar conjuntamente los modulos despues de que se hayan formado las uniones en bisel. Las uniones en bisel pueden formarse poniendo a tope capas similares de modulos adyacentes o superponiendo las capas similares.

Segun otro ejemplo adicional dado a conocer, una estructura de material compuesto para aeronave comprende: una pluralidad de modulos laminados de material compuesto teniendo cada uno bordes; y, uniones en bisel para unir los modulos a lo largo de sus bordes. Cada uno de los modulos incluye multiples capas. Las capas similares de los

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modulos adyacentes pueden estar o bien a tope o bien superpuestas en las uniones en bisel. En una variation, la union en bisel pude ser una union de cunas entrelazadas y las uniones entre determinados modulos adyacentes pueden formar un patron en dientes de sierra.

Las realizaciones de la description satisfacen la necesidad de un metodo para fabricar estructuras de material compuesto a gran escala usando equipos de tamano correcto que representen una inversion con un capital relativamente bajo. Las realizaciones descritas satisfacen tambien la necesidad de un metodo de fabrication que es altamente flexible y permite que se formen en paralelo multiples modulos de la estructura.

1. Metodo para fabricar una estructura de material compuesto que comprende:

formar una pluralidad de modulos de material compuesto teniendo cada uno un borde; y, unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes.

2. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que unir los modulos incluye formar una union en bisel entre los bordes respectivos de los modulos.

3. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que los modulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un angulo de aproximadamente 45 grados con respecto a un eje de orientation, y en el que:

unir los modulos entre si incluye formar una union que define un patron en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los modulos.

4. Metodo segun la reivindicacion 3, en el que unir los modulos entre si incluye formar una union en bisel a lo largo de los bordes de los modulos.

5. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que cada uno de los modulos incluye al menos dos bordes, y unir los modulos entre si incluye:

formar al menos dos uniones en bisel entre los modulos respectivamente a lo largo de al menos dos bordes.

6. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que cada uno de los modulos incluye una pluralidad de capas, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye:

superponer al menos determinadas capas a lo largo de los bordes.

7. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que cada uno de los modulos incluye una pluralidad de capas, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye:

poner las capas sustancialmente a tope a lo largo de los bordes.

8. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que unir los modulos entre si incluye formar al menos una union en bisel a lo largo de los bordes de los modulos.

9. Estructura de aeronave a gran escala fabricada por el metodo de la reivindicacion 1.

10. Metodo para fabricar una estructura de material compuesto, que comprende: formar una pluralidad de modulos de material compuesto, de capas multiples;

ensamblar entre si los modulos de material compuesto, incluyendo formar uniones en bisel entre al menos determinados modulos de material compuesto; y,

curar conjuntamente los modulos de material compuesto despues de que se hayan formado las uniones en bisel.

11. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que formar uniones en bisel incluye poner a tope las capas adyacentes de al menos determinados modulos unidos entre si.

12. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que formar uniones en bisel incluye superponer sustancialmente las capas de las capas adyacentes de al menos determinados modulos unidos entre si.

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13. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que:

formar los modulos de material compuesto de capas multiples incluye disponer capas de material compuesto reforzadas con fibras que tienen orientaciones de fibras que se extienden transversalmente a los bordes de los modulos de manera que los bordes forman un patron en dientes de sierra, y

ensamblar los modulos incluye ajustar entre si los patrones en dientes de sierra de los modulos adyacentes de los modulos unidos entre si.

14. Metodo segun la reivindicacion 13, en el que ensamblar los modulos incluye escalonar los modulos uno con relacion a otro de manera que los patrones en dientes de sierra estan desplazados uno con relacion a otro.

15. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que ensamblar los modulos entre si incluye colocar al menos uno de los modulos sobre una de las uniones en bisel.

16. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que ensamblar los modulos incluye colocar los modulos uno con relacion a otro en una herramienta de curado.

17. Estructura de aeronave de material compuesto para aeronaves fabricada mediante el metodo de la reivindicacion 1.

18. Estructura de aeronave de material compuesto, que comprende:

una pluralidad de modulos de laminado de material compuesto teniendo cada uno bordes; y uniones en bisel para unir los modulos a lo largo de sus bordes.

19. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18, en la que:

cada uno de los modulos incluye multiples capas, y las capas similares de las capas adyacentes de los modulos estan a tope entre si en la union en bisel.

20. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18, en la que:

cada uno de los modulos incluye multiples capas, y las capas similares de las capas adyacentes de los modulos se superponen en la union en bisel.

21. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18, en la que la union en bisel es una union de cunas entrelazadas.

22. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18, en la que:

al menos determinados modulos que tienen bordes unidos entre si por las uniones en bisel incluyen cada uno al menos una capa que incluye fibras de refuerzo que tienen una orientacion comun, y

las uniones en bisel que unen estos determinados modulos forman un patron en dientes de sierra.

23. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18 que comprende ademas:

al menos una capa de material compuesto que esta superpuesta y unida al menos a una de las uniones en bisel.

24. Estructura de material compuesto a gran escala para aeronaves, que comprende:

una pluralidad de modulos de laminado de material compuesto curados conjuntamente en los que cada uno incluye multiples capas de resina de fibra reforzada con fibra, cada uno de los modulos incluye bordes primero y segundo que se extienden transversalmente entre si,

los bordes de las capas de las capas adyacentes de los modulos se superponen entre si para formar una union en bisel que une entre si los modulos adyacentes, y

al menos determinados modulos adyacentes que incluyen capas que tienen un refuerzo de fibras orientadas transversalmente a los bordes y en los que los bordes primero y segundo forman un patron en dientes de sierra.

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25. Metodo para fabricar una estructura de material compuesto a gran escala para aeronaves, que comprende:

formar una pluralidad de modulos de material compuesto en los que cada uno incluye una pluralidad de capas de fibras preimpregnadas en los que al menos la creacion de las capas incluye orientaciones de las fibras que se extienden transversalmente a los bordes de los modulos;

colocar los bordes de los modulos para formar un perfil en dientes de sierra;

ensamblar los modulos de material compuesto entre si, que incluye formar uniones en bisel entre los modulos y conjugar los perfiles en dientes de sierra de los modulos adyacentes;

colocar los modulos en una herramienta de curado; y,

curar conjuntamente los modulos despues de que los modulos se han colocado en la herramienta de curado.

Breve descripcion de los dibujos

La figura 1 es una vista desde arriba esquematica de un sistema de fabricacion que es adecuado para la implementacion de una realizacion ilustrativa del metodo de fabricacion del revestimiento del fuselaje de material compuesto modular.

La figura 2 es una vista en perspectiva de un sistema de fabricacion que es adecuado para la implementacion de una realizacion ilustrativa del metodo de fabricacion del revestimiento del fuselaje de material compuesto modular.

La figura 3 es una vista desde un extremo de una maquina SADL (localizadora dobladora semiautomatica), una maquina de recogida y colocacion y una herramienta de curado.

La figura 4 es un diagrama de flujo que compendia una realizacion ilustrativa del metodo de fabricacion del revestimiento del fuselaje de material compuesto modular.

La figura 5 es un diagrama de flujo de una metodologla de produccion y servicio de una aeronave.

La figura 6 es un diagrama de bloques de una aeronave.

La figura 7 es un diagrama de flujo que ilustra realizaciones para fabricar estructuras de material compuesto.

La figura 8 ilustra realizaciones adicionales para fabricar estructuras de material compuesto.

La figura 9 es una vista en seccion transversal de modulos de material compuesto dispuestos de manera adyacente.

La figura 10 es una vista en planta que ilustra una subseccion de un revestimiento del fuselaje para aeronaves formada a partir de multiples modulos segun las realizaciones descritas.

La figura 11 es una vista en perspectiva de una seccion de fuselaje formada por subsecciones del tipo ilustrado en la figura 10.

La figura 12 es una vista en seccion transversal tomada a lo largo de la llnea 12 - 12 de la figura 10.

La figura 13 es una ilustracion esquematica que muestra las capas de la union en bisel mostradas en la figura 12.

La figura 14 es una vista en seccion transversal tomada a lo largo de la llnea 14 - 14 de la figura 10.

La figura 15 es una ilustracion esquematica que muestra las capas de la union en bisel de la figura 14.

La figura 16 es una ilustracion a escala ampliada de la superficie designada con una “A” en la figura 10.

La figura 17 es una vista en seccion transversal de otra union en bisel segun una realizacion alternativa.

La figura 18 es una ilustracion esquematica que muestra las capas de la union en bisel de la figura 17.

La figura 19 es una vista en perspectiva de un modulo de material compuesto que tiene bordes en dientes de sierra.

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La figura 20 es una vista en seccion transversal que muestra una union en bisel que forma otra realization.

La figura 21 es una ilustracion esquematica que ilustra las capas de la union en bisel de la figura 20.

La figura 22 es una vista en seccion transversal que muestra otra realizacion de la union en bisel.

La figura 23 es una ilustracion esquematica que muestra las capas de la union en bisel de la figura 22.

La figura 24 es una vista en planta que ilustra los desplazamientos entre los bordes de la union en dientes de sierra entre multiples modulos.

La figura 25 es un diagrama de flujo que ilustra a grandes rasgos los pasos de una realizacion del metodo descrito. Description detallada

Haciendo referencia inicialmente a las figuras 1 - 3 de los dibujos, un sistema de fabrication se indica generalmente por el numero de referencia 1 que es adecuado para la implementation de una realizacion ilustrativa del metodo de fabricacion de material compuesto modular. Se muestra el sistema 1 de fabricacion en la vista desde arriba de la figura 1 y en la vista en perspectiva de la figura 2. El metodo para la fabricacion del material compuesto modular puede utilizar equipo del tamano correcto, simple, que permite la colocation de materiales compuestos mediante procesos en paralelo en lugar de en serie como parte de la fabricacion de fuselajes de aeronave o de otras partes de material compuesto. El uso de una tecnica de proceso en paralelo en la lamination automatica de modulos de revestimiento para fuselajes de aeronave o de otras partes puede reducir drasticamente el tiempo requerido para fabricar una parte unica. Esta medida puede reducir la inversion de capital, el espacio de suelo de la fabrica y el personal de soporte requerido para fabricar revestimiento del fuselaje para aeronaves de material compuesto o de otras partes. Ademas, el metodo puede usarse en la fabricacion de partes de material compuesto de colocacion plana tal como revestimiento del fuselaje para aeronaves, por ejemplo, y sin limitaciones, o de partes de material compuesto de colocacion contorneada tales como chapas de revestimiento del ala y estabilizadores de aeronave, por ejemplo, y sin limitaciones, El metodo puede usarse para fabricar paneles, cuartos de secciones, medias secciones del fuselaje, mas de medias secciones del fuselaje o secciones cillndricas completas.

Tal como se muestra en las figuras 1 y 2, el sistema 1 de fabricacion puede incluir una o multiples maquinas 2 de colocacion de banda plana (FTLM) para facilitar la fabricacion de partes de material compuesto de colocacion plana

tal como revestimiento del fuselaje para aeronaves, por ejemplo, y sin limitaciones. Adicional o alternativamente, el

sistema 1 de fabricacion puede incluir una o multiples maquinas de colocacion de banda contorneada (CTLM) (no mostradas) para facilitar la fabricacion de partes de material compuesto de colocacion contorneada como

revestimiento de ala de aeronave, revestimiento del morro y/o revestimiento de la cola, por ejemplo, y sin

limitaciones. Las maquinas FTLM y CTLM pueden tener un diseno que se conoce por expertos en la tecnica. Aunque una estructura ejemplar y un metodo de operation de la maquina 2 FTLM se describira a continuation en el presente documento, resultara evidente reconocer y entender que el mismo metodo de operacion puede utilizarse con respecto a una o mas maquinas CTLM ademas de o en lugar de las maquinas 2 FTLM.

Cada maquina 2 FTLM puede incluir un par de carriles 3 de bastidor separados, paralelos, generalmente alargados. Un bastidor 4 de carro puede extenderse y estar adaptado para atravesar bidireccionalmente los carriles 3 de pista del bastidor. El bastidor 4 de carro puede incluir un par de miembros 5 de bastidor de carro separados, paralelos, alargados generalmente. Los miembros 5 de bastidor de carro pueden estar orientados en una relation generalmente perpendicular con respecto a los carriles 3 de pista de bastidor.

Un carro 6 de corte puede estar adaptado para atravesar bidireccionalmente los miembros 5 de bastidor de carro del bastidor 4 de carro. Un motor de carro (no mostrado) puede estar aplicado al carro 6 de corte para facilitar el movimiento del carro 6 de corte en el bastidor 4 de carro. Un dispositivo 7 de corte puede estar dispuesto en el carro 6 de corte. En algunas realizaciones, el dispositivo 7 de corte puede ser una cuchilla ultrasonica, aunque pueden usarse implementos de corte alternativos que se conocen por expertos en la tecnica y son adecuados para este objeto.

Una pista 10 de rotation de la plataforma de transferencia, que puede ser circular o anular, puede estar dispuesta entre los carriles 3 de pista de bastidor y debajo del bastidor 4 de carro. Una plataforma 14 de transferencia puede estar dispuesta de manera retirable en la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia. La plataforma 14 de transferencia puede tener una forma generalmente cuadrada. Las porciones 14a de esquina de la plataforma 14 de transferencia pueden aplicarse deslizable o rotatoriamente a la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia a juicio de los expertos en la tecnica por medio de rodillos (no mostrados), por ejemplo, y sin limitaciones. Segun se describira a continuacion en el presente documento, una lamina 16 de transporte puede estar dispuesta en la plataforma 14 de transferencia. Tal como se usa en el presente documento, “modulo” y “modulo de material compuesto” hacen referencia a secciones de material compuesto que estan unidas entre si para formar una

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estructura mayor, y pueden ser, pero no estan necesariamente limitadas a, un conjunto unico o multiple formado de estopas de fibra o tejidos preimpregnados. Un modulo 18 de material compuesto puede estar dispuesto en la lamina 16 de transporte. La plataforma 14 de transferencia puede rotarse en la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia, el bastidor 4 de carro puede moverse a lo largo de los carriles 3 de pista de bastidor y el carro 6 de corte puede moverse a lo largo de los miembros 5 de bastidor de carro del bastidor 4 de carro para facilitar el corte del modulo 18 de material compuesto a lo largo de un eje o de ejes seleccionados mediante la operacion del dispositivo 7 de corte.

Tal como se muestra en las figuras 1 - 3, el sistema 1 de fabrication puede incluir ademas una maquina 22 SADL (localizadora dobladora semiautomatica), La maquina 22 SADL puede incluir un pedestal 23 que puede hacerse portatil mediante multiples ruedas 24 de pedestal. La plataforma 25 de formation del modulo puede estar dispuesta en el pedestal 23. La plataforma 25 de formacion del modulo puede estar adaptada a recibir y soportar una lamina 16 portadora en la que esta dispuesto un modulo 18 de material compuesto con propositos que se describiran a continuation en el presente documento.

Como se describira ademas en las figuras 1 - 3, el sistema 1 de fabricacion puede incluir adicionalmente una maquina 30 de recogida y colocation. Tal como se muestra en las figuras 1 y 2, la maquina 30 de recogida y colocation puede estar situada generalmente adyacente a la maquina 22 SADL. Tal como se muestra adicionalmente en la figura 1, en algunas realizaciones una maquina 22 SADL puede estar dispuesta en o esta generalmente adyacente a extremos respectivos de la maquina 30 de recogida y colocacion. La maquina 30 de recogida y colocacion puede incluir un caballete 31 que tiene un par de carriles 32 separados, paralelos, generalmente alargados. Los carriles 32 del caballete 31 pueden estar soportados cada uno por multiples soportes 33 de carril separados tal como se muestra en la figura 3. Al menos un carro 36 con cabeza de colocacion puede extenderse y aplicarse deslizablemente a los carriles 32 del caballete 31. Cada carro 36 con cabeza de colocacion puede extenderse y aplicarse deslizablemente a los carriles 32 del caballete 31. Cada carro 36 con cabeza de colocacion puede estar adaptado al desplazamiento bidireccional por los carriles 32, segun indica la flecha 8 de doble cabeza de la figura 1. Un motor de carro (no mostrado) puede ser aplicado a cada carro 36 con cabeza de colocacion para facilitar el movimiento del carro 36 con cabeza de colocacion por los carriles 32.

Tal como se muestra en las figuras 2 y 3, una cabeza 40 de colocacion del modulo puede estar suspendida de cada carro 36 con cabeza de colocacion. La cabeza 40 de colocacion del modulo puede incluir un arbol 41 de cabeza y un miembro 42 de aplicacion del modulo generalmente curvado o arqueado. El arbol 41 de cabeza de la cabeza 40 de colocacion del modulo puede estar aplicado al carro 36 con cabeza de colocacion usando cualquier tecnica apropiada conocida para los expertos en la tecnica. En algunas realizaciones, al menos una pestana 37 de montaje de la cabeza se extiende desde el carro 36 con cabeza de colocacion. Al menos un soporte 44 de fijacion de modulo se extiende desde el arbol 41 de cabeza. El soporte 44 de fijacion de modulo puede estar conectado al menos a una pestana 37 de montaje de la cabeza por medio de un miembro 38 de fijacion de la cabeza.

Tal como se ha mostrado adicionalmente en las figuras 2 y 3, el modulo 42 de aplicacion del modulo de la cabeza 40 de colocacion del modulo puede incluir una superficie 43 de formacion del modulo generalmente convexa. Un escaner 49 de un sistema 46 de escaneado de inspection puede estar adaptado para atravesar la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo. El escaner 49 puede estar fijado al miembro 42 de aplicacion del modulo segun la experiencia de los expertos en la tecnica objeto. En algunas realizaciones, una ranura 47 del escaner curvada, generalmente alargada puede estar dispuesta en el miembro 42 de aplicacion del modulo generalmente adyacente a y a lo largo de la superficie 43 formadora del modulo. Un soporte 48 de escaner puede estar aplicado a la ranura 47 del escaner para atravesar la ranura 47 del escaner. El escaner 49 puede estar dispuesto en el soporte 48 de escaner. Un motor de escaner (no mostrado) puede estar aplicado al soporte 48 de escaner para facilitar el movimiento selectivo del soporte 48 de escaner en la ranura 47 del escaner y del escaner 49 a lo largo y adyacente a la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo. Un analisis de inspeccion y un sistema de control (no mostrados) pueden estar conectados al motor del escaner (no mostrado) y al escaner 49 para facilitar el movimiento de escaneado del escaner 49 y recoger y analizar imagenes recibidas del escaner 49.

El sistema 1 de fabricacion puede incluir ademas una herramienta 54 de curado, mandril o molde. La herramienta 54 de curado puede ser una herramienta de curado OML (llnea de molde exterior) o una IML (llnea de molde interior), como ejemplo y sin limitaciones. Tal como se muestra en las figuras 1, 2 y 3, la herramienta 54 de curado puede estar situada adyacente generalmente a la maquina 22 SADL y entre los carriles 32 de la maquina 30 de recogida y colocacion. Tal como se muestra en la figura 3, en algunas realizaciones la herramienta 54 de curado puede incluir una base 55 de la herramienta y lados 56 de herramienta separados, generalmente paralelos que se extienden desde la base 55 de la herramienta. Una superficie 57 de colocacion del modulo generalmente curvada o semicircular puede estar dispuesta en la base 55 de la herramienta y en los lados 56 de la herramienta y puede extenderse a lo largo de la longitud de la herramienta 54 de curado. Sin embargo, resultara evidente reconocer y comprender que la herramienta 54 de curado (tal como en el caso de las herramientas de curado IML, por ejemplo) no tiene necesariamente una section transversal totalmente cillndrica o semicillndrica tal como se muestra con respecto a la superficie 57 de colocacion del modulo de la herramienta 54 de curado. En circunstancias en las que

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se desea utilizar el metodo de fabricacion de cuartos de paneles, por ejemplo, y sin limitaciones, se pueden usar herramientas 54 de curado que tengan a la vez una configuracion OML y una configuracion IML. Ademas, la herramienta 54 de curado puede estar configurada como un molde para alas o para el estabilizador, herramienta, herramienta de curado o en cualquier configuracion dependiendo de la parte a ser fabricada.

En la implementacion tlpica del metodo de fabricacion de material compuesto modular, el metodo puede usarse para fabricar un revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves (figura 1) usando los multiples modulos 18 de material compuesto. Dependiendo de la aplicacion y de la parte que debe ser fabricada, cada modulo 18 puede incluir cualquier combination de preimpregnado de fibra de carbono unidireccional; tejido preimpregnado de fibra de carbono; fibra de cristal; KEVLAR ® poli(p-fenileno tereftalmida); u otros materiales. Cada modulo 18 puede tener al menos una capa. Una lamina 16 portadora, sobre la que puede ser depositado un modulo 18 de material compuesto, puede estar dispuesta inicialmente en una plataforma 14 de transferencia. La plataforma 14 de transferencia puede estar dispuesta en la pista de rotation de la plataforma 10 de transferencia anular de una maquina 2 FTLm. El dispositivo 7 de corte del carro 6 de corte puede ser operado para recortar o cortar el modulo 18 de material compuesto a la dimension y forma deseadas. Durante el recorte, corte u operation de modulation, el modulo 18 de material compuesto puede situarse en orientaciones seleccionadas con respecto al dispositivo 7 de corte mediante el movimiento del carro 6 de corte a lo largo de miembros de bastidor del carro 5 del bastidor del carro 4; por el movimiento del bastidor del carro 4 a lo largo de los carriles 3 de pista del bastidor; y/o por rotacion de la plataforma 14 de transferencia en la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia. Cada FTLM 2 puede facilitar la modulacion a alta velocidad de los modulos 18 de material compuesto que deben formar el revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves usando tecnologla de corte limpio.

Despues de recortar o cortar el modulo 18 de material compuesto la plataforma 14 de transferencia, en la que esta dispuesta la lamina 16 de transporte y el modulo 18 de material compuesto recortado o cortado, puede ser retirada de la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia. La plataforma 14 de transferencia puede ser transportada desde la maquina 2 FTLM a una de las maquinas 22 SADL. La retirada de la plataforma 14 de transferencia de la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia y/o el transporte de la plataforma 14 de transferencia puede ser automatica o manual. En la maquina 22 SADL, la lamina 16 de transporte puede ser retirada de la plataforma 14 de transferencia y dispuesta en la plataforma 25 de formation del modulo de la maquina 22 SADL. La lamina 16 de transporte puede tener dispuestas multiples aberturas para herramientas/lndices (referencias), (no mostradas) que pueden ser indexadas a la maquina 22 SADL para facilitar la colocation y colocation apropiada de la lamina 16 de transporte en la plataforma 25 de formacion del modulo.

El carro 36 con cabeza de colocacion puede ser operado a continuation para que deslice a lo largo de los carriles 32 del caballete 31 de la maquina 30 de recogida y colocacion para disponer el miembro 42 de aplicacion del modulo de la cabeza 40 de colocacion del modulo directamente sobre el modulo 18 de material compuesto. La plataforma 25 de formacion del modulo de la maquina 22 SADL puede ser alta entonces contra la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo para formar o contornear el modulo de material compuesto plano 18 siguiendo el contorno generalmente convexo de la superficie 43 formadora del modulo, segun se indica por llnea de trazos en la figura 3, por medio de un proceso de compactacion del modulo. La formacion y el contorneado del modulo 18 siguiendo la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo puede ser automatica. Modulos 18 de material compuesto adicionales pueden ser transportados desde la maquina 2 FTLM a la plataforma 25 de formacion del modulo de la maquina 22 SADL y formados segun la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo de una manera laminada o multicapa segun se necesite para conseguir un espesor deseado del revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves (figura 1). Por consiguiente, se pueden disponer modulos 18 de material compuesto sucesivos uno sobre otro para formar un modulo 18 laminado que tiene multiples capas. Dependiendo de la aplicacion, la cabeza 40 de colocacion del modulo puede disponer capas de fibra continuas o capas de tejido continuas junto con capas tejidas de los modulos 18 de material compuesto. En algunas aplicaciones, modulos 18 adyacentes pueden ser aplicados entre si, como se tratara a continuacion con mas detalle. Resultara evidente reconocer y comprender que los modulos 18 de material compuesto no siempre necesitan ser formados en la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo en la cabeza 40 de colocacion del modulo. En el caso de una herramienta de curado IML 54, los modulos 18 pueden ser formados directamente en la herramienta 54 de curado o en otras capas de revestimiento usando la maquina 22 SADL.

Despues de que el numero deseado de modulos 18 de material compuesto ha sido dispuesto en la cabeza 40 de colocacion del modulo de la maquina 30 de recogida y colocacion, el escaner 49 del sistema 46 de escaneado de inspection puede ser operado para que atraviese la superficie 43 formadora del modulo del miembro 43 de aplicacion del modulo con el objeto de inspeccionar los modulos 18 de material compuesto. Los modulos 18 de material compuesto defectuosos pueden retirarse de la cabeza 40 de colocacion del modulo y reemplazados por modulos 18 de material compuesto no defectuosos. La inspeccion de los modulos 18 en la cabeza 40 de colocacion del modulo puede ser un proceso automatico.

El carro 36 con cabeza de colocacion de la maquina 30 de recogida y colocacion puede ser operado a continuacion para que atraviese los carriles 32 del caballete 31 de la maquina 30 de recogida y colocacion y facilite la colocacion

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de precision de los modulos 18 de material compuesto apilados, laminados, comprimidos e inspeccionados en el lugar deseado de la superficie 57 de colocacion del modulo (figura 3) de la herramienta 54 de curado.

Modulos 18 apilados, laminados y comprimidos adicionales pueden ser formados de manera similar y dispuestos en los lugares deseados de la superficie 57 de colocacion del modulo para formar el revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves. Los bordes 19 de modulo de los modulos 18 adyacentes pueden unirse y superpuestos con un bisel (no mostrado) o unidos mediante un empalme (no mostrado) hasta que el revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves queda completamente dispuesto.

Haciendo referencia a continuacion al diagrama 300 de flujo de la figura 4, en el se compendia una realizacion ilustrativa de un metodo de fabricacion de material compuesto. El metodo puede usarse para fabricar un revestimiento del fuselaje para aeronaves que tenga un espesor deseado, por ejemplo, y sin limitaciones. En el bloque 302 se puede disponer un modulo de material compuesto. El modulo puede ser un modulo de revestimiento del fuselaje para aeronaves que puede usarse para fabricar una estructura tal como un revestimiento del fuselaje para aeronaves, por ejemplo, y sin limitaciones, y puede ser dispuesta usando una FTLM (maquina de colocacion de banda plana), por ejemplo, y sin limitaciones, Adicional o alternativamente, el modulo puede usarse para fabricar una estructura tal como un revestimiento para el ala, revestimiento para el morro o revestimiento para la cola de aeronave, por ejemplo y sin limitaciones, en cuyo caso el modulo puede ser dispuesto usando una CTLM (maquina de colocacion de banda contorneada). En el bloque 304, el modulo puede ser transferido a una maquina SADL (localizadora dobladora semiautomatica). En el bloque 306, el modulo puede ser formado segun el contorno de un revestimiento del fuselaje para aeronaves o de otra estructura. En el bloque 308, pueden repetirse los pasos realizados en los bloques 302, 304 y 306 para formar un espesor deseado del revestimiento del fuselaje para aeronaves o para otra estructura. En el bloque 310, los modulos pueden ser inspeccionados. En el bloque 312, los modulos apilados o laminados pueden ser apilados sobre una herramienta de curado. La herramienta de curado puede ser una herramienta de curado OML (llnea de molde exterior) o IML (llnea de molde interior), por ejemplo, y sin limitaciones. En el bloque 314, pueden repetirse los pasos realizados en los bloques 302, 304, 306, 308, 310 y 312 segun sea necesario para disponer completamente el revestimiento del fuselaje para aeronaves o para otra estructura.

Haciendo referencia a continuacion a las figuras 5 y 6, se pueden usar realizaciones de la descripcion en el contexto de un metodo 78 de fabricacion y servicio de una aeronave tal como se muestra en la figura 5 y de una aeronave 94 tal como se muestra en la figura 6. Durante la preproduccion, el ejemplo de metodo 78 puede incluir la especificacion y el diseno 80 de la aeronave 94 y la adquisicion de material 82. Durante la produccion, se realiza la fabricacion de los componentes y subconjuntos 84 y la integracion de los sistemas 86 de la aeronave 94. A partir de este momento, la aeronave 94 puede pasar la certificacion y entrega 88 para ponerse en servicio 90. Mientras esta en servicio con un comprador, se puede programar el mantenimiento de rutina y el servicio 92 (que puede incluir tambien la modificacion, reconfiguracion, renovacion, y as! sucesivamente) de la aeronave 94.

Cada uno de los procesos del metodo 78 pueden ser realizados o efectuados por un integrador de sistemas, una tercera parte y/o un operador (por ejemplo, un comprador). Segun los objetivos de esta descripcion, un integrador de sistemas puede incluir sin limitaciones cualquier numero de fabricantes de aeronaves y subcontratistas de sistemas mayores; una tercera parte puede incluir sin limitaciones cualquier numero de vendedores, subcontratistas y suministradores; y un operador puede ser una llnea aerea, una companla de alquiler (leasing), una entidad militar, una organizacion de servicios y otras.

Tal como se muestra en la figura 6, la aeronave 94 producida mediante el ejemplo de metodo 78 puede incluir una celula de aeronave 98 con una pluralidad de sistemas 96 y un interior 100. Ejemplos de sistemas de alto nivel 96 incluyen uno o mas sistemas 102 de propulsion, un sistema 104 electrico, un sistema 106 hidraulico y un sistema 108 ambiental. Se puede incluir cualquier numero de otros sistemas. Aunque se muestra un ejemplo de la industria aeroespacial, los principios de la invencion pueden ser aplicados a otras industrias, tales como la industria de la automocion.

Los aparatos incorporados en el presente documento pueden ser empleados durante una o mas etapas cualesquiera del metodo 78 de produccion y servicio. Por ejemplo, los componentes o subconjuntos correspondientes al proceso de produccion 84 pueden fabricarse o manufacturados de una manera similar a los componentes o subconjuntos producidos mientras la aeronave 94 esta en servicio. Una o mas incorporaciones de los aparatos puede ser realizada tambien durante las etapas de produccion 84 y 86, por ejemplo, expeditando sustancialmente el montaje, o reduciendo el coste, de una aeronave 94. De manera similar, se puede realizar una o mas incorporaciones de aparatos mientras la aeronave 94 esta en servicio, por ejemplo, y sin limitaciones del mantenimiento y servicio 92.

Tal como se ha mencionado anteriormente, el metodo de fabricacion de material compuesto modular puede utilizar equipo del tamano correcto para permitir la colocacion de materiales compuestos en procesos en paralelo en lugar de en serie como parte de la fabricacion de fuselajes de aeronave u otras partes de material compuesto. En este sentido, se hace referencia a las figuras 7 y 8. Segun un numero de realizaciones, un metodo 700 para fabricar una

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estructura de material compuesto puede incluir disponer 702 una pluralidad de los modulos 18 en la herramienta 54 de manera que cada uno de los modulos 18 es adyacente al menos a otro de los modulos 18, tal como se muestra en la figura 9 y de manera que los modulos adyacentes 18 pueden unirse entre si, tal como en una union 704, para formar una estructura de material compuesto.

En algunas de las realizaciones, mas de un modulo 18 puede ser dispuesto en la herramienta 54 sustancialmente al mismo tiempo; en dichas realizaciones, pueden disponerse una pluralidad de plataformas 14 de transferencia. Ademas, en la formacion de la estructura de material compuesto, los modulos 18 pueden ser dispuestos en la herramienta 54 de una manera sustancialmente secuencial, realizandose un procedimiento 706 posterior a la colocacion en uno de los modulos 18 que ya ha sido dispuesto en la herramienta 54 (segun se indica mediante la notacion n - 2 de la figura 8) mientras que el modulo 18 siguiente esta siendo dispuesto en la herramienta 54 (segun se indica mediante la notacion n - 1 de la figura 8). En muchas realizaciones, el paso de colocacion 702 y el paso de procedimiento 706 posterior a la colocacion pueden ser realizados mientras un modulo 18 siguiente esta siendo preparado 708 para la colocacion (segun se indica mediante la notacion n de la figura 8).

Con respecto a realizar un procedimiento 706 posterior a la disposicion, este procedimiento puede incluir inspeccionar 710 uno de los modulos 18 que ya ha sido dispuesto en la herramienta 54 (segun se indica mediante la notacion n - 2 de la figura 8). La realizacion 706 de un procedimiento posterior a la colocacion puede incluir tambien trabajar en la union 704 formada entre modulos 18 adyacentes. En algunas de las realizaciones, tales como las mostradas en las figuras 7 y 8, el metodo 700 de fabrication puede incluir que se realicen, por ejemplo, los pasos de inspection 710 y el paso de procedimiento 706 posterior a la colocacion en modulos 18 diferentemente dispuestos sustancialmente al mismo tiempo.

En muchas realizaciones, la colocacion 702 de un modulo 18 en una herramienta 54 puede incluir cargar 712 un modulo 18 en una plataforma 14 de transferencia, indexar 714 el modulo cargado en una position apropiada, y/o disponer a continuation 716 el modulo en una herramienta 54. Despues de que todos los modulos 18 han sido dispuestos en la herramienta 54 y ha sido realizado cualquier proceso posterior a la colocacion siguiente, se puede curar la estructura.

Haciendo referencia ahora a las figuras 10 y 11, los modulos 208 de material compuesto del tipo general descrito previamente pueden unirse entre si a lo largo de sus bordes 210 mutuos para formar el revestimiento 202 de una estructura a gran escala tal como una section del fuselaje de una aeronave con forma cillndrica 204. Como se describe a continuacion con mas detalle, cada uno de los modulos 208 puede comprender una o mas capas laminadas de material compuesto reforzadas con fibras unidireccionales o bidireccionales y puede incluir recortes (no mostrados) y/o refuerzos (no mostrados) y/o perfiles (no mostrados) usados en las caracterlsticas de formacion, tal como una puerta 206 en el revestimiento del fuselaje 202 mostrada en la figura 11.

Haciendo referencia ahora a las figuras 12 - 15, Los modulos adyacentes de los modulos 208 pueden unirse a lo largo de sus bordes 210 mutuos por uniones en bisel, ejemplos de estas uniones son designados por los numeros 213a, 213b. Tal como se usa en el presente documento, “union en bisel” hace referencia a una union entre dos piezas de material hechas biselando o achaflanando sus extremos, bordes o lados para que cuando las partes sean dispuestas juntas tengan bordes superpuestos que formen un miembro sustancialmente continuo. Tal como se muestra en la figura 13, cada uno de dos modulos 208a, 208c adyacentes unidos por una union 213a en bisel puede comprender multiples capas 212 de fibras preimpregnadas unidireccionales o bidireccionales emparedadas entre las laminas 216, 218 superficiales superior y de fondo respectivamente. Cada una de las laminas 216, 218 exteriores puede comprender tejido u otros materiales de lamina. La union 213a en bisel se forma disponiendo las capas 212 de los dos modulos 208a, 208c de manera que los extremos exteriores 214 de las capas similares de los modulos 208a, 208c se superponen una a otra. La union 213a en bisel representa un bisel simple con una rampa con una pendiente de 40:1 (es decir, una relation longitud/altura) que comprende un total de 12 capas 212 superpuestas; son posibles rampas con otras relaciones, dependiendo de la aplicacion.

Una subsection 200 de revestimiento particular (figura 10) puede comprender modulos 208 unidos entre si a lo largo de sus bordes 210 mutuos mediante mas de un tipo de uniones 213 en bisel, y de hecho un modulo 208 particular puede unirse a lo largo de sus bordes 210 a modulos 208 adyacentes mediante diferentes tipos de uniones en bisel. Por ejemplo, un borde 210a del modulo 208a mostrado en la figura 10 puede unirse al modulo 208c mediante la union 213a en bisel mostrada en las figuras 12 y 13, mientras que otro borde 210b del modulo 208a puede unirse al modulo 208b mediante otra forma de union 213b en bisel mostrada en las figuras 14 y 15. Tal como se muestra en las figuras 14 y 15, la union 213b en bisel es una simple configuration en bisel que comprende 12 capas 212 dispuestas con una rampa con una pendiente de 80:1 en la que los bordes 214 exteriores de las capas similares 212 estan sustancialmente dispuestos en el mismo plano, y a tope entre si; son posibles otras relaciones de rampa, dependiendo de la aplicacion.

Haciendo referencia ahora a la figura 10 y a las figuras 16 - 18, algunos de los modulos 208 tales como los modulos 208d y 208e pueden comprender capas 212 en las que el angulo de orientation de las fibras de refuerzo se extiende transversalmente a los bordes 210. En el ejemplo ilustrado, la direction de la orientacion de las fibras esta

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designada por el numero 215 en la figura 16 y comprende 45 grados. Para formar una union 213c en bisel entre los modulos 208d y 208e adyacentes, los bordes 210 estan formados con un patron en zigzag o en dientes de sierra 220 que es simetrico alrededor de un eje 221 de la union (figura 16). El patron en dientes de sierra 220 se produce biselando los bordes 210 de los modulos 208d, 208e en dos direcciones ortogonales. En el ejemplo ilustrado, segun se aprecia mejor en la figura 18, la union 213c en bisel comprende 12 capas 212 dispuestas en una rampa con una pendiente de 80:1 en la que las capas similares estan a tope, en lugar de superponerse una a otra. Son posibles relaciones diferentes de la de 80:1, dependiendo de la aplicacion. La figura 19 ilustra un modulo 208 tlpico que tiene bordes 220 en dientes de sierra en los que los patrones en dientes de sierra estan desplazados entre una capa y otra.

Las figuras 20 y 21 ilustran un conjunto de modulos 219 en el que se usa una union 213d en bisel para unir dos modulos 228a, 228b, cada uno formado por multiples capas 212 en los que las capas similares se superponen por sus bordes 217. Un tercer modulo 226 comprende multiples capas 227 que estan dispuestas sobre la union 213d en bisel. La realizacion de las figuras 20 y 21 ilustra que la union 213d en bisel puede estar escalonada a traves de la subseccion 200 (figura 10) y puede no ser continua a traves de todo el espesor de la subseccion 200. Se hace referencia ahora a las figuras 22 y 23 que ilustran otra realizacion de un conjunto de modulos 229 que emplea una union en bisel del tipo de union 213e de cunas entrelazadas formada por multiples biseles 221. La union 213e en bisel se extiende a traves de todo el espesor del conjunto de modulos 229 y une multiples modulos 230 - 236 adyacentes. En este ejemplo, el conjunto de modulos 229 comprende doce capas 212 incluyendo las laminas 216, 218 superficiales superior y de fondo, en el que cada uno de los biseles 221 posee una rampa con una pendiente de 80:1; son posibles rampas con otras relaciones, dependiendo de la aplicacion. En este ejemplo tambien, estan a tope las capas similares 212 de los modulos 230 - 236 adyacentes, en lugar de estar superpuestas entre si.

Se hace referencia ahora a la figura 24 que ilustra una estructura 238 laminada formada por multiples modulos 208 que estan unidos entre si a lo largo de juntas en bisel (no mostradas) que forman patrones en dientes de sierra 240. En este ejemplo, los patrones 240 en dientes de sierra estan dispuestos en dos grupos 240a, 240b. Los patrones 240 en dientes de sierra estan escalonados uno con relacion a otro de manera que las fases de los dos grupos 240a, 240b estan desplazadas una distancia “x” para que los patrones 240 adyacentes de los patrones en dientes de sierra no esten alineados entre si. Este escalonamiento de patrones 240 en dientes de sierra adyacentes puede mejorar las propiedades estructurales de la estructura 238 laminada.

Se hace referencia ahora a la figura 25 que compendia los pasos en sentido amplio de un metodo para fabricar estructuras usando los modulos 208 descritos previamente. Empezando en el paso 246, se forman modulos 208 que pueden comprender una o multiples capas de material compuesto. A continuacion en 248, los modulos 208 son ensamblados usando una entre varios tipos de uniones en bisel 213 tratadas anteriormente. A continuacion del 11 ensamblaje, los modulos 208 pueden ser dispuestos sobre o en una herramienta de curado en el paso 250 que puede comprender una herramienta de curado con llnea de molde interior o con llnea de molde exterior. Tal como se ha descrito previamente en conexion con las figuras 1 - 3, los modulos 208 pueden ser ensamblados disponiendolos secuencialmente en la herramienta de curado o ensamblando grupos de los modulos 208 y disponiendo a continuacion los grupos en la herramienta de curado. Finalmente, en el paso 252, los modulos ensamblados 208 son curados conjuntamente en las herramientas de curado, dando lugar al flujo de resina a traves de las uniones en bisel 213 para formar una estructura consolidada sustancialmente homogenea.

Aunque las realizaciones de esta description han sido descritas con respecto a determinadas realizaciones a modo de ejemplo, resultara evidente que las realizaciones especlficas tienen como objeto la ilustracion y no la limitation, al igual que otras variaciones que se le puedan ocurrir a los expertos en la tecnica.

Tambien se da a conocer un metodo para fabricar una estructura de material compuesto de ejemplo, que comprende formar una pluralidad de modulos de material compuesto teniendo cada uno un borde, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes.

Opcionalmente, unir los modulos incluye formar una union en bisel entre los bordes respectivos de los modulos.

Opcionalmente, los modulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un angulo de aproximadamente 45 grados con respecto a un eje de orientation, y unir los modulos entre si incluye formar una union que define un patron en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los modulos.

Opcionalmente, unir los modulos entre si incluye formar una union en bisel a lo largo de los bordes de los modulos.

Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye al menos dos bordes, y unir los modulos entre si incluye formar al menos dos uniones en bisel entre los modulos respectivamente a lo largo de los al menos dos bordes.

Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye una pluralidad de capas, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye superponer al menos determinadas de las capas a lo largo de los bordes.

Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye una pluralidad de capas, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye poner sustancialmente a tope las capas a lo largo de los bordes.

Opcionalmente, unir los modulos entre si incluye formar al menos una union en bisel a lo largo de los bordes de los modulos.

5 Tambien se da a conocer una estructura de aeronave a gran escala fabricada por el metodo de ejemplo.

Tambien se da a conocer una estructura de material compuesto para aeronave, que comprende una pluralidad de modulos laminados de material compuesto teniendo cada uno bordes, y uniones en bisel para unir los modulos a lo largo de sus bordes.

Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye multiples capas, y capas similares en las capas adyacentes de los 10 modulos se ponen a tope entre si en la union en bisel.

Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye multiples capas, y capas similares en las capas adyacentes de modulos se superponen en la union en bisel.

Opcionalmente, la union en bisel es una union de cunas entrelazadas.

Opcionalmente, al menos determinados de los modulos que tienen bordes unidos entre si mediante las uniones en 15 bisel incluyen cada uno al menos una capa que incluye fibras de refuerzo que tienen una orientacion comun, y las uniones en bisel que unen los determinados modulos forman un patron en dientes de sierra.

Opcionalmente, existe al menos una capa de material compuesto que se superpone y se une a al menos una de las uniones en bisel.

Claims

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REIVINDICACIONES

1. Metodo para fabricar una estructura de material compuesto, que comprende:

formar una pluralidad de modulos (208) de material compuesto teniendo cada uno un borde (210); y,

unir los modulos entre si a lo largo de bordes respectivos de dos modulos colocados de manera adyacente formando una union en bisel entre los bordes respectivos; en los que

la union en bisel es una union de cunas entrelazadas, en la que los modulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un angulo de aproximadamente 45 grados con respecto al borde, y en la que:

unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye formar una union que define un patron en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los modulos.
2. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que cada uno de los modulos (208) incluye al menos dos bordes (210), y unir los modulos entre si incluye:

formar al menos dos uniones en bisel entre los modulos respectivamente a lo largo de al menos dos bordes.
3. Estructura de material compuesto para aeronave, que comprende:

una pluralidad de modulos (208) laminados de material compuesto teniendo cada uno un borde (210); y

una union en bisel que une dos modulos colocados de manera adyacente a lo largo de los bordes respectivos; en la que:

la union en bisel es una union de cunas entrelazadas, en la que los modulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un angulo de aproximadamente 45 grados con respecto al borde, y en la que:

unir los modulos entre si incluye formar una union que define un patron en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los modulos.
4. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 3, en la que:

al menos determinados de los modulos (208) que tienen bordes (210) unidos entre si por una union en bisel incluyendo cada uno al menos una capa que incluye fibras de refuerzo que tienen una orientacion comun.
5. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 4, que comprende ademas: al menos una capa de material compuesto superpuesta y unida a la union en bisel.