ES2656854T3 - Una estructura principal de soporte de una superficie sustentadora de una aeronave - Google Patents

Una estructura principal de soporte de una superficie sustentadora de una aeronave Download PDF

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ES2656854T3
ES2656854T3 ES12382470.8T ES12382470T ES2656854T3 ES 2656854 T3 ES2656854 T3 ES 2656854T3 ES 12382470 T ES12382470 T ES 12382470T ES 2656854 T3 ES2656854 T3 ES 2656854T3
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Francisco Javier Honorato Ruiz
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Abstract

Superficie sustentadora de una aeronave que comprende una estructura principal de soporte (14) y bordes de ataque y salida (11, 15); comprendiendo la estructura principal de soporte (14) unas caras superior e inferior definiendo su perfil aerodinámico, unos largueros frontal y trasero orientados hacia, respectivamente, los bordes de ataque y salida (11, 15) y un primer conjunto de costillas transversales (31, 31', ...) extendidas desde el larguero frontal hasta el larguero trasero; comprendiendo los bordes de ataque y salida (11, 15) unas cubiertas (27, 28) que definen su perfil aerodinámico unidas a la estructura principal de soporte (14), caracterizada por que: - la estructura principal de soporte (14) también comprende un segundo conjunto de costillas transversales que cruzan el larguero frontal y/o el larguero trasero; - las costillas transversales del segundo conjunto están configuradas con rebajos superior e inferior (32, 34) en sus zonas de cruce con el larguero frontal y/o con el larguero trasero; - el larguero frontal y/o el larguero trasero están configurados con ranuras en sus zonas de cruce con las costillas transversales del segundo conjunto.

Description

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Una estructura principal de soporte de una superficie sustentadora de una aeronave Campo de la invención
La presente invención se refiere a una superficie sustentadora de una aeronave y más en particular a su estructura principal de soporte.
Antecedentes de la invención
Una superficie sustentadora de una aeronave comprende usualmente un cajón de torsión como su estructura principal de soporte. Por ejemplo, las Figuras 1a, 1b y 1c muestran un estabilizador horizontal de cola (“Horizontal Tail Plane” o HTP) estructurado por bordes de ataque 11, cajones de torsión 13 y bordes de salida 15 con superficies de control (flaps, elevadores, timones, etc.).
Los elementos estructurales de los cajones de torsión 13 son los revestimientos superior e inferior 21,23 reforzados con larguerillos longitudinales, un larguero frontal 18, un larguero posterior 20 y costillas transversales 25 unidas a los largueros frontal y posterior 18, 20 y a los revestimientos superior e inferior 21, 23 con el fin de mantener la forma del cajón de torsión y reforzar las áreas de introducción de carga relacionadas con la disposición estructural del HTP en la aeronave y con los actuadores que manejan las superficies de control del HTP.
El borde de ataque 11 es la estructura responsable del mantenimiento de la superficie aerodinámica con la superficie del cajón de torsión, del soporte de las cargas estructurales estáticas o cíclicas involucradas y de la protección del cajón de torsión frente a los impactos de pájaro. Es la parte de la superficie del HTP que primero contacta con el aire y el borde frontal de un perfil aerodinámico.
El borde de ataque 11 comprende, por un lado, varias costillas 29, llamadas costillas de borde de ataque, unidas al larguero frontal 18 del cajón de torsión 13 y, por otro lado, la cubierta 27 del borde de ataque -conocida normalmente como “nariz”- unida a las costillas de borde de ataque 29 y a las alas del larguero frontal 18 al efecto de mantener la forma aerodinámica global de la superficie sustentadora. También se conocen en la técnica bordes de ataque que también comprenden elementos adicionales como largueros, rigidizadores verticales y núcleos sándwich.
Análogamente, el borde de salida 15 comprende, por un lado, varias costillas, llamadas costillas de borde de salida, unidas al larguero trasero 20 del cajón de torsión 13 y, por otra parte, una cubierta 28 del borde de salida unida a las costillas de borde de salida y a las alas del larguero trasero 20 o al borde del cajón de torsión al efecto de mantener la forma aerodinámica global del HTP.
Un método conocido de ensamblaje de este HTP comprende los siguientes pasos:
- Ensamblar el cajón de torsión 13.
- Unir las costillas de borde de salida al cajón de torsión 13.
- Unir la cubierta 28 del borde de salida al cajón de torsión 13 y a las costillas de borde de salida.
- Unir las costillas de borde de ataque 29 al cajón de torsión 13.
- Unir la cubierta 27 del borde de ataque al cajón de torsión 13 y a las costillas de borde de ataque 29.
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Debido a la cantidad de componentes diferentes a ser ensamblados, la fabricación de este HTP (y lo mismo es aplicable a otras superficies sustentadoras) es un proceso caro y complejo y consecuentemente la industria aeronáutica está demandando constantemente nuevas propuestas y nuevos métodos de fabricación que mejoren la eficiencia, reduzcan el número de uniones mecánicas y reduzcan los costes de los estabilizadores de cola y otras superficies sustentadoras de las aeronaves.
La presente invención está orientada a la atención de esa demanda.
También es conocido el documento US2005/236524 que muestra un cajón de torsión y un método asociado. El cajón de torsión incluye dos o más estructuras en forma de valva. Cada estructura en forma de valva es un miembro integral o un miembro individual que incluye al menos una parte del revestimiento exterior del perfil aerodinámico así como miembros rigidizadores y miembros conectores. Por ejemplo, las estructuras en forma de valva se pueden formar integralmente con materiales compuestos. Las estructuras en forma de valva se pueden ensamblar conectando los miembros de conexión con sujeciones como remaches para formar el cajón de torsión.
Sumario de la invención
Es un objeto de la presente invención proporcionar una estructura principal de soporte de una superficie sustentadora de una aeronave que permita una reducción de peso y coste respecto a una estructura comparable de las superficies sustentadoras de aeronave conocidas.
Es otro objeto de la presente invención proporcionar un método de fabricación de dicha estructura principal de soporte.
En un aspecto, estos y otros objetos se consiguen con una estructura principal de soporte que comprende una cara superior y una cara inferior definiendo su perfil aerodinámico, un larguero frontal y un larguero trasero orientados hacia, respectivamente, los bordes de ataque y salida, un primer conjunto de costillas transversales extendidas desde el larguero frontal hasta el larguero trasero, un segundo conjunto de costillas transversales que cruzan el larguero frontal y/o el larguero trasero configuradas con rebajos superiores e inferiores en sus zonas de cruce con el larguero frontal y/o el larguero trasero; estando configurados el larguero frontal y/o el larguero trasero con ranuras en sus zonas de cruce con el segundo conjunto de costillas transversales.
Las costillas del segundo conjunto integran por tanto las costillas de los cajones de torsión conocidos con las costillas de borde de ataque y/o las costillas de borde salida requeridas para mantener la forma global de la superficie sustentadora, resistir las cargas implicadas y soportar los ejes de las superficies móviles. Esta integración permite una reducción de peso y coste debido al hecho de que se reduce el número de componentes de la estructura principal de soporte y se simplifica su ensamblaje.
En una realización, la estructura principal de soporte comprende revestimientos superior e inferior y largueros frontal y trasero en, respectivamente, sus caras superior, inferior, frontal y trasera.
En otra realización, la estructura principal de soporte comprende solamente dos elementos estructurales proporcionando por tanto un nivel adicional de integración. En una realización particular uno de ellos es la cara superior o inferior de la estructura principal de soporte y el otro es un único elemento integrando, respectivamente, la cara inferior o la cara superior con los largueros frontal y trasero. En otra realización particular uno de ellos es un único elemento integrando la cara superior y el larguero frontal o el larguero trasero y el otro es un único elemento integrando la cara inferior y el larguero trasero o el larguero frontal. En otro aspecto, los objetos antes mencionados se consiguen con métodos para la fabricación de dicha estructura principal de soporte.
En la configuración con revestimientos superior e inferior y largueros frontal y trasero, el método comprende los siguientes pasos: a) proporcionar todos los componentes de la estructura principal de soporte como elementos individuales, con la excepción del larguero frontal y/o el larguero trasero cruzado por una costilla, hechos con un material compuesto; b) proporcionar el larguero frontal y/o el larguero trasero cruzado por una costilla divididos en una primera parte y una segunda parte hechas con un material compuesto; c) ensamblar la estructura principal de soporte en los siguientes subpasos: c1) unir todas las costillas al revestimiento superior y al revestimiento inferior; c2) unir el larguero frontal o el larguero trasero que no está cruzado por una costilla (si hay alguno) al revestimiento superior y al revestimiento inferior y unir la primera y segunda parte del larguero frontal y/o del larguero trasero que está cruzado por
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una costilla a, respectivamente, el revestimiento superior y el revestimiento inferior; c3) unir la primera y segunda parte del larguero frontal y/o del larguero trasero que está cruzado por una costilla entre ellas.
En una realización, los larguero frontal y trasero tienen una sección transversal en forma de C (y dicha primera parte una sección transversal en forma de C o de L y dicha segunda parte una sección transversal en forma de L) de manera que sus alas puedan asegurar un transferencia continua de cargas.
En la configuración con dos elementos estructurales, el método de fabricación comprende los siguientes pasos: a) proporcionar todos los componentes de la estructura principal de soporte con faldillas de conexión entre ellos como elementos individuales hechos con un material compuesto; b) ensamblar la estructura principal de soporte en los siguientes subpasos: b1) unir todas las costillas a los dos elementos estructurales; b2) unir los dos elementos estructurales entre ellos.
Otras características deseables y ventajas de la invención serán evidentes a partir de la siguiente descripción detallada de la invención y de las reivindicaciones, en relación con las figuras adjuntas.
Descripción de las figuras
La Figura 1a es una vista en perspectiva de un estabilizador horizontal de cola conocido que muestra los cajones de torsión, los bordes de ataque y los bordes de salida con las superficies de control.
La Figura 1b es una vista en perspectiva de un cajón de torsión conocido, en la que el revestimiento superior ha sido movido hacia arriba para mejorar la visibilidad dentro del cajón.
La Figura 1c es una vista en perspectiva de un lado del estabilizador horizontal de cola de la Figura 1a con cortes para mejorar la visibilidad de la estructura del borde de ataque mostrando las costillas del borde de ataque y los perfiles del borde de ataque.
Las Figuras 2a y 2b son, respectivamente, una vista esquemática en perspectiva y una vista en planta de una estructura principal de soporte de un HTP según la presente invención.
La Figura 3 es una vista esquemática en planta de otra realización de una estructura principal de soporte de un HTP según la presente invención.
La Figura 4 es una vista esquemática en perspectiva de otra realización de una estructura principal de soporte de un HTP según la presente invención.
Las Figuras 5a y 5b son vistas laterales de secciones de costillas pertenecientes a la estructura principal de soporte de un HTP según la presente invención que cruzan, respectivamente, el larguero frontal y el larguero trasero.
Las Figuras 6a y 6b son vistas esquemáticas en perspectiva de una realización de los dos componentes de un larguero frontal de una estructura principal de soporte de un HTP que se usan en un método de fabricación según la presente invención. Las Figuras 6c y 6d son, respectivamente, vistas en sección transversal de las Figuras 6a y 6b por los planos A-A y B-B.
Las Figuras 7a y 7b son vistas esquemáticas en perspectiva de una realización de los dos componentes de un larguero trasero de una estructura principal de soporte de un HTP que se usan en un método de fabricación según la presente invención. Las Figuras 7c y 7d son, respectivamente, vistas en sección transversal de las Figuras 7a y 7b por los planos A-A y B-B.
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Las Figuras 8a, 8b y 8d ilustran el ensamblaje de la estructura principal de soporte de un HTP en métodos de fabricación según la presente invención. Las Figuras 8c y 8e son vistas ampliadas de una de las uniones de elementos de la estructura principal de soporte.
La Figura 9 es un esquema de una vista en planta de la unión de una costilla a los largueros frontal y trasero de una estructura principal de soporte de un HTP en un método de fabricación según la presente invención.
Las Figuras 10, 11 y 12 son vistas esquemáticas de otras configuraciones de la estructura principal de soporte de un HTP según la invención.
Descripción detallada de la invención
En la siguiente descripción detallada de la invención nos referiremos a un HTP pero la invención es aplicable a cualquier superficie sustentadora de una aeronave.
Las Figuras 2a y 2b muestran una realización de una estructura principal de soporte 14 de un HTP según la invención que comprende los siguientes elementos estructurales:
- Un larguero frontal 18 y un larguero trasero 20.
20.
- Un primer conjunto de costillas 31, 31’, 31’’ extendidas desde el larguero frontal 18 hasta el larguero trasero
- Un primer subconjunto de costillas 33, 33’, 33’’, 33’’’, 33’’’’ extendidas desde el larguero frontal 18 a la región del borde de salida. Incluyen secciones en la región del borde de salida que actúan como costillas estructurales de borde de salida y como costillas soporte del borde de salida que soportan ejes de giro de superficies de control.
- Un segundo subconjunto de costillas 35, 35’, 35’’, 35’’’ extendidas desde el larguero trasero 20 a la región del borde de ataque. Incluyen secciones en la región del borde de ataque que actúan como costillas estructurales de borde de ataque.
- Un revestimiento superior 21 y un revestimiento inferior 23.
Esta estructura principal de soporte 14 comprende todas las costillas necesarias para cumplir con los requerimientos estructurales del HTP y permite mejorar su eficiencia y sus costes de fabricación.
La Figura 3 ilustra otra realización de una estructura principal de soporte 14 según la invención que incluye un tercer subconjunto de costillas 37, 37’ extendidas desde la región del borde de ataque a la región del borde de salida que incluye secciones en ambas regiones que actúan como costillas estructurales.
La Figura 4 ilustra otra realización de una estructura principal de soporte 14 según la invención que solo comprende un primer conjunto de costillas 31,31 ’, 31 ’’, 31 ’’’, 31 ’’’’ extendidas desde el larguero frontal 18 hasta el larguero trasero 20 y un primer subconjunto de costillas 33, 33’, 33’’, 33’’’, 33’’’’ extendidas desde el larguero frontal 18 hasta la región del borde de salida.
En otra realización (no mostrada) la estructura principal de soporte comprende solo un primer conjunto de costillas extendidas desde el larguero frontal 18 hasta el larguero trasero 20 y un segundo subconjunto de costillas extendidas desde el larguero trasero 20 hasta la región del borde de ataque.
Los revestimientos superior e inferior 21, 23 y el primer conjunto de costillas tienen una configuración similar a la de los mismos elementos del HTP conocido mencionado en los antecedentes.
El contorno del segundo conjunto de costillas incluyendo los mencionados primer, segundo y tercer subconjuntos de costillas incluye unos rebajos superior e inferior 32, 34 en sus zonas de cruce con el larguero frontal y/o el larguero 5 trasero como se ilustra en las Figuras 5a y 5b para evitar cualquier choque con ambos las tapas de ambos largueros.
Los largueros frontal y trasero 18, 20 están configurados con ranuras en las ubicaciones previstas para sus zonas de cruce con costillas.
El HTP según la invención también comprende cubiertas 27, 28 de los bordes de ataque y salida 11, 15 definiendo sus superficies aerodinámicas.
10 El método de fabricación de una estructura principal de soporte según la invención comprende una primera etapa de fabricación separada de todos sus componentes y una segunda etapa de ensamblaje.
Los revestimientos superior e inferior 21,23, todas las costillas y el larguero frontal 18 o el larguero trasero 20 que no es cruzado por ninguna costilla se fabrican con su forma final deseada.
El larguero frontal 18 y/o el larguero trasero 20 que es cruzado por al menos una costilla se fabrica en dos partes.
15 En la realización mostrada en las Figuras 6a, 6b, 6c y 6d el larguero frontal 18 está dividido en una primera parte 41 en forma de C configurada por un alma 51 y dos alas 52, 52’ y una segunda parte 43 en forma de L configurada por un alma 53 y una ala 54, incluyendo las dos almas 51, 53 unas ranuras 61, 63. El larguero trasero 20 puede tener también esta configuración.
En la realización mostrada en las Figuras 7a, 7b, 7c y 7d el larguero trasero 20 está dividido en una primera parte 45 en 20 forma de L configurada por un alma 55 y una ala 56 y una segunda parte 47 en forma de L configurada por un alma 57 y una ala 58, incluyendo las dos almas 55, 57 unas ranuras 61, 63. El larguero frontal 18 puede tener también esta configuración.
Todos estos elementos se hacen de materiales compuestos y particularmente de CFRP (“Carbon Fiber Reinforced Plastic” o plástico reforzado con fibra de carbono), de acuerdo con un método conocido que comprende los siguientes 25 pasos.
En un primer paso, se prepara un apilado plano de capas de material compuesto preimpregnado para cada elemento estructural. A continuación se le da la forma deseada por medio de un clásico proceso de conformación en caliente, (o por un proceso de conformación por presión cuando están involucradas grandes curvaturas). Después de conseguir la forma deseada, se procede a su curado en un utillaje macho o hembra en función de las tolerancias requeridas y el 30 coste global de la fabricación. Finalmente, después del ciclo de curado, se recantean los contornos del elemento para conseguir la geometría final y, a continuación se inspecciona el elemento con un sistema ultrasónico para asegurar su calidad.
La etapa de ensamblaje de la estructura principal de soporte 14 según el método de fabricación de la invención comprende los siguientes pasos:
35 - Unir todas las costillas al revestimiento superior 21 y al revestimiento inferior 23 por medio de, por ejemplo,
remaches. Ver la Figura 8a para una costilla 37 extendida desde la región del borde de ataque hasta la región del borde de salida (no se muestran los remaches).
- Unir el larguero frontal 18 y el larguero trasero 20 al revestimiento superior y al revestimiento inferior.
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Las Figuras 8b y 8c ilustran una realización en la que el larguero frontal 18 y el larguero trasero 20 están divididos en primeras y segundas partes 45, 47 con una configuración en forma de L. Las primeras y segundas partes 45, 47 se unen, respectivamente, al revestimiento superior 21 y al revestimiento inferior 23 por medio de remaches 71 y se unen entre ellas por sus almas 55, 57 por medio de remaches 73.
Las Figuras 8d y 8e ilustran una realización en la que el larguero frontal 18 y el larguero trasero 20 están divididos en primeras y segundas partes 41, 43 con, respectivamente, una configuración en forma de C y de L. Las primeras y segundas partes 41, 43 del larguero frontal 18 y del larguero trasero 20 se unen, respectivamente, al revestimiento superior 21 y al revestimiento inferior 23 por medio de remaches 71 y se unen entre ellas por sus almas 51, 53 por medio de remaches 73 (y también por sus alas 52, 54 por medio de remaches 71 junto con el revestimiento inferior 23).
Las costillas también pueden estar unidas a los largueros. La Figura 9 muestra cuatro casos de costillas que cruzan largueros.
- Una costilla 37 que cruza el larguero frontal 18 y el larguero trasero 20 y une a ellos mediante, preferiblemente, cuatro ángulos o brazos 75 unidos a sus superficies exteriores.
- Una costilla 33 que cruza el larguero trasero 20 y se une al larguero frontal 18 por un pie 65 y al larguero trasero 20 mediante, preferiblemente, dos ángulos o brazos 75 unidos a sus superficies exteriores.
- Una costilla 35 que cruza el larguero frontal 18 y se une al larguero trasero 20 por un pie 67 y al larguero frontal 18 mediante, preferiblemente, dos ángulos o brazos 75 unidos a sus superficies exteriores.
- Una costilla 35’ que cruza el larguero frontal 18 y se une al larguero trasero 20 por un pie 69 con forma de T y al larguero frontal 18 mediante, preferiblemente, dos ángulos o brazos 75 unidos a sus superficies exteriores.
En todos los casos el alma de la costilla se une al alma del larguero frontal 18 y/o al alma del larguero trasero 20 por medio de dichos ángulos o brazos 75.
La Figura 10 muestra una realización de una estructura principal de soporte de un HTP según la invención que comprende un primer elemento estructural 83 que integra la cara superior y los largueros frontal y trasero y un segundo elemento 81 que comprende la cara inferior más faldillas de conexión con el primer elemento estructural 83.
La única diferencia entre las realizaciones de las Figuras 10 y 11 es que la cara superior de la última comprende dos faldillas externas 84, 84’ para integrar otros elementos.
La Figura 12 muestra otra realización de una estructura principal de soporte de un HTP según la invención que comprende un primer elemento estructural 87 que integra la cara superior y el larguero frontal y un segundo elemento estructural 85 que integra la cara inferior y el larguero trasero. Las caras superior e inferior incluyen faldillas de conexión con el otro elemento estructural.
Como en el caso de los largueros frontal y trasero de las realizaciones mencionadas anteriormente, los largueros frontal y trasero de los primeros elementos estructurales 83, 87 comprenden ranuras en sus zonas de cruce con aquellas costillas que se extienden fuera de ellos.
La etapa de ensamblaje de la estructura principal de soporte mostrada en las Figuras 10, 11 y 12 comprende los siguientes pasos:
- Unir todas las costillas al primer y segundo elemento estructural 83, 81; 87, 85.
- Unir el primer y segundo elemento estructural 83, 81; 87, 85 entre ellos.
Aunque la presente invención se ha descrito en relación con varias realizaciones, debe entenderse a partir de lo dicho que pueden hacerse combinaciones de elementos, variaciones o mejoras que están dentro del alcance de la invención, como se define en las reivindicaciones anexas.

Claims (12)

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    REIVINDICACIONES
    1. Superficie sustentadora de una aeronave que comprende una estructura principal de soporte (14) y bordes de ataque y salida (11, 15); comprendiendo la estructura principal de soporte (14) unas caras superior e inferior definiendo su perfil aerodinámico, unos largueros frontal y trasero orientados hacia, respectivamente, los bordes de ataque y salida (11, 15) y un primer conjunto de costillas transversales (31, 31’, ...) extendidas desde el larguero frontal hasta el larguero trasero; comprendiendo los bordes de ataque y salida (11, 15) unas cubiertas (27, 28) que definen su perfil aerodinámico unidas a la estructura principal de soporte (14), caracterizada por que:
    - la estructura principal de soporte (14) también comprende un segundo conjunto de costillas transversales que cruzan el larguero frontal y/o el larguero trasero;
    - las costillas transversales del segundo conjunto están configuradas con rebajos superior e inferior (32, 34) en sus zonas de cruce con el larguero frontal y/o con el larguero trasero;
    - el larguero frontal y/o el larguero trasero están configurados con ranuras en sus zonas de cruce con las costillas transversales del segundo conjunto.
  2. 2. Superficie sustentadora de una aeronave según la reivindicación 1, en la que dicho segundo conjunto de costillas transversales comprende uno o más de los siguientes subconjuntos, comprendiendo cada subconjunto uno o más miembros:
    - un primer subconjunto de costillas transversales (33, 33’, .) extendidas desde el larguero frontal hasta la región del borde de salida, cruzando el larguero trasero;
    - un segundo subconjunto de costillas transversales (35, 35’, .) extendidas desde el larguero trasero hasta la región del borde de ataque, cruzando el larguero delantero;
    - un tercer subconjunto de costillas transversales (37, 37’, .) extendidas desde la región del borde de ataque hasta la región del borde de salida, cruzando los largueros delantero y trasero.
  3. 3. Superficie sustentadora de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-2, en la que las cubiertas (27, 28) de los bordes de ataque y salida (11, 15) también están unidas a las secciones de las costillas transversales del segundo conjunto ubicadas, respectivamente, en las regiones del borde de ataque y del borde de salida.
  4. 4. Superficie sustentadora de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la que la estructura principal de soporte (14) comprende un revestimiento superior (21) y un revestimiento inferior (23) en, respectivamente, sus caras superior e inferior.
  5. 5. Superficie sustentadora de una aeronave según la reivindicación 4, en la que el larguero frontal (18) y el larguero trasero (20) están configurados con una sección transversal en forma de C.
  6. 6. Superficie sustentadora de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la que la estructura principal de soporte (14) comprende un segundo elemento estructural (81) comprendiendo uno de la cara superior y la cara inferior y un primer elemento estructural (83) comprendiendo el otro de la cara superior y la cara inferior y los largueros.
  7. 7. Superficie sustentadora de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la que la estructura principal de soporte (14) comprende un segundo elemento estructural (85) comprendiendo la cara superior o la cara inferior y el larguero frontal o el larguero trasero y un primer elemento estructural (87) comprendiendo la otra cara y el otro larguero.
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  8. 8. Método de fabricación de una estructura principal de soporte (14) de una superficie sustentadora de una aeronave que comprende un revestimiento superior (21), un revestimiento inferior (23), un larguero frontal (18), un larguero trasero (20), un primer conjunto de costillas transversales (31,31’, ...) extendidas desde el larguero frontal (18) hasta el larguero trasero (20) y un segundo conjunto de costillas transversales que cruzan el larguero frontal (18) y/o el larguero trasero (20); estando configuradas las costillas transversales del segundo conjunto con rebajos superior e inferior (32, 34) en sus zonas de cruce con el larguero frontal (18) y/o el larguero trasero (20); estando configurados el larguero frontal (18) y/o larguero trasero (20) con ranuras en sus zonas de cruce con el segundo conjunto de costillas; comprendiendo el método los siguientes pasos:
    a) proporcionar el revestimiento superior (21), el revestimiento inferior (23), el primer conjunto de costillas transversales (31, 31’, ...) y el segundo conjunto de costillas transversales como elementos individuales hechos con un material compuesto;
    b) proporcionar el larguero frontal (18) y el larguero trasero (20) como elementos individuales hechos de un material compuesto, divididos en una primera parte y una segunda parte si están cruzados por al menos una costilla;
    c) ensamblar la estructura principal de soporte (14) en los siguientes sub-pasos:
    c1) unir todas las costillas al revestimiento superior (21) y al revestimiento inferior (23);
    c2) unir el larguero frontal (18) y el larguero trasero (20) al revestimiento superior (21) y al revestimiento inferior (23), uniendo su primera parte al revestimiento superior (21) y su segunda parte al revestimiento inferior (23), si están divididos en dos partes;
    c3) unir la primera y segunda parte del larguero frontal (18) y/o del larguero trasero (20) entre ellas, si están divididos en una primera y segunda parte.
  9. 9. Método según la reivindicación 8, que también comprende un paso de unión del alma del larguero frontal (18) y del alma del larguero trasero (20) a las almas de las costillas que los cruzan por medio de ángulos o brazos (75) unidos a sus superficies exteriores.
  10. 10. Método según cualquiera de las reivindicaciones 8-9, en el que
    - el larguero frontal (18) y/o el larguero trasero (20) están configurados con una sección transversal en forma de C y, si están divididos en primeras y segundas partes (41, 43), ellas están configuradas, respectivamente, con una sección transversal en forma de C y de L, incluyendo ranuras (61,63);
    - en el paso c3) dichas primeras y segundas partes (41,43) están unidas entre ellas por sus almas (51, 53) y por sus alas (52, 54).
  11. 11. Método según cualquiera de las reivindicaciones 8-9, en el que
    - el larguero frontal (18) o el larguero trasero (20) están configurados con una sección transversal en forma de C y, si están divididos en primeras y segundas partes (45, 47), ellas están configuradas con una sección transversal en forma de L, incluyendo ranuras (61,63);
    - en el paso c3) dichas primeras y segundas partes (45, 47) están unidas entre ellas por sus almas (55, 57).
  12. 12. Método según cualquiera de las reivindicaciones 8-11, en el que dicho segundo conjunto de costillas transversales comprende uno o más de los siguientes subconjuntos, comprendiendo cada subconjunto uno o más miembros:
    - un primer subconjunto de costillas transversales (33, 33’, ...) extendidas desde el larguero frontal (18) hasta la región del borde de salida, cruzando el larguero trasero (20);
    5 - un segundo subconjunto de costillas transversales (35, 35’, ...) extendidas desde el larguero trasero (20)
    hasta la región del borde de ataque, cruzando el larguero frontal (18);
    - un tercer subconjunto de costillas transversales (37, 37’, ...) extendidas desde la región del borde de ataque hasta la región del borde de salida, cruzando los largueros frontal y trasero (18, 20).
    10
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2659555T3 (es) * 2014-12-10 2018-03-16 Airbus Operations, S.L. Estabilizador horizontal y procedimiento de fabricación de dicho estabilizador horizontal
EP3095691A1 (en) * 2015-05-22 2016-11-23 Airbus Operations, S.L. Multi-spar torsion box structure
EP3590824B1 (en) 2018-07-06 2021-06-23 Airbus Operations, S.L. Method for manufacturing the trailing edge ribs and the bearing ribs of trailing edges of aircraft lifting surfaces

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1752701A (en) * 1929-06-19 1930-04-01 Bendix Aviat Corp Airfoil construction
US2567124A (en) * 1946-05-10 1951-09-04 Curtiss Wright Corp Airfoil construction
JP2004025946A (ja) * 2002-06-24 2004-01-29 Honda Motor Co Ltd 航空機の翼構造
US7182293B2 (en) * 2004-04-27 2007-02-27 The Boeing Company Airfoil box and associated method
CA2529108C (en) * 2004-12-07 2012-10-30 Airbus Deutschland Gmbh Airplane wing, method for manufacturing an airplane wing and use of a welding process for welding a wing spar
DE102004058910A1 (de) * 2004-12-07 2006-06-08 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugflügel, Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugflügels und Verwendung eines Schweißverfahrens zum Verschweißen eines Flügelholms
US7721995B2 (en) * 2006-12-13 2010-05-25 The Boeing Company Rib support for wing panels
ES2346834B1 (es) * 2007-04-30 2011-08-17 Airbus Operations, S.L. Estructura de costilla para cajones de torsion de un ala o de un estabilizador de una aeronave.
US8851856B2 (en) * 2010-08-06 2014-10-07 Rohr, Inc. Rotor blade comprising structural elements
CN202320773U (zh) * 2011-09-29 2012-07-11 西北工业大学 一种抗鸟撞飞机尾翼
EP2716544B1 (en) * 2012-10-03 2020-04-08 Airbus Operations S.L. Horizontal airfoil tip fairing
EP2735502B1 (en) * 2012-11-21 2016-08-24 Airbus Operations S.L. An optimized torsion box for an aircraft
EP2735504B1 (en) * 2012-11-22 2017-01-18 Airbus Operations S.L. Method of manufacturing a highly integrated structure including leading and trailing edge ribs for an aircraft lifting surface

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