ES2822933T3 - Estructura de panel para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma - Google Patents

Estructura de panel para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma Download PDF

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Abstract

Estructura de panel (1) para una aeronave, configurada para soportar grandes impactos de energía, como por ejemplo una colisión con aves, un desprendimiento de palas o un impacto por residuos del motor, comprendiendo dicha estructura de panel (1) al menos una capa de composite (3, 4) y al menos una capa de forma reticular (2) fijada a la al menos una capa de composite (3, 4), en la que la capa de forma reticular (2) comprende un material adecuado para mejorar la resistencia a los impactos de la estructura de panel (1), - en la que la estructura de panel (1) comprende además un material de chapa laminada (5) unida a la capa de forma reticular (2), - en la que la capa de forma reticular (2) está fijada a una superficie exterior de una capa de composite (4) interior, de modo que la capa de forma reticular (2) está situada entre la capa de composite (4) interior y el material de chapa laminada (5), - en la que la capa de forma reticular (2) está rellena de un material de espuma (6); - y caracterizada porque la capa de forma reticular (2) tiene una configuración de enlace de cadena doble.

Description

DESCRIPCIÓN
Estructura de panel para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma
Objeto de la invención
La presente invención se refiere, en general, a estructuras de panel para la fabricación de una aeronave, en particular, para su fuselaje y su sección de planos de cola.
Más concretamente, es un objeto de la presente invención proporcionar una estructura de panel reforzada para una aeronave, que sea capaz de soportar grandes impactos de energía, como por ejemplo una colisión con aves, un desprendimiento de palas, o un impacto por residuos del motor, con reducción al mínimo de los daños.
La invención se refiere también a un procedimiento de fabricación de dicha estructura de panel.
Antecedentes de la invención
En la industria aeronáutica es conocido el empleo materiales composite formados por una matriz orgánica y fibras orientadas de manera unidireccional, como por ejemplo Plástico Reforzado con Fibras de Carbono (CFRP) en la fabricación de componentes estructurales de una aeronave, por ejemplo, los paneles de revestimiento del fuselaje, cajones de torsión, larguerillos, nervaduras, largueros, etc.
Típicamente, los paneles de revestimiento son rigidizados por medio de varios larguerillos dispuestos longitudinalmente, con el fin de proporcionar resistencia y garantizar un comportamiento de pandeo adecuado de los paneles de revestimiento. Los larguerillos tradicionalmente son cocurados, coadheridos, sometidos posteriormente a una segunda adhesión o empernados al panel de revestimiento.
Estos paneles reforzados deben estar diseñados para satisfacer las exigencias tanto aerodinámicas como estructurales, como por ejemplo una colisión con aves o un desprendimiento de palas.
Como es sabido, las colisiones del avión con aves durante el vuelo, el despegue y el aterrizaje suceden cada día, poniendo en peligro a las personas y a la integridad de la aeronave.
Así mismo, en aeronaves de hélices, las palas pueden romperse, en parte o completamente, o desprenderse por entero de un buje de la hélice. Generalmente, estos desprendimientos provocan serios daños en la estructura de la aeronave y / o en sus sistemas debido al impacto, y a situaciones de desequilibrio para el motor debido a la ruptura o desprendimiento de la pala.
Debido a ello, las autoridades de seguridad aérea han solicitado a los fabricantes de las aeronaves que tengan en cuenta el escenario de los impactos debidos a una colisión con aves o con palas, con el fin de garantizar que la aeronave sea capaz de mantener el vuelo el suficiente tiempo para llegar a una zona de aterrizaje.
Las actuales soluciones están principalmente basadas en el suministro de refuerzos localizados en puntos indicados por los estudios de la trayectoria de los residuos. No se han tenido en cuenta modificaciones relevantes de la estructura de la aeronave, en cuanto se permite la penetración en la estructura.
Sin embargo, esta situación cambia si los motores de hélice son instalados a distancia de la sección central del fuselaje, en cuanto en la sección trasera del fuselaje, donde los paneles de revestimiento pueden ser más delgados y la resistencia residual después de un impacto con la pala pueda resultar comprometida.
La solicitud de patente internacional WO90/01857A1 se refiere a un dispositivo para dividir o distribuir la electricidad estática, particularmente desde superficies en elementos de plástico y/o material composite, particularmente en una aeronave. En el documento US 2001/0117309 A1 se puede encontrar una estructura de panel de composite diseñada para resistir impactos.
Por consiguiente, sería deseable contar con unos medios técnicos que puedan ajustarse a las exigencias de la seguridad aérea para asegurar una continuación segura del vuelo y un aterrizaje de la aeronave que haya sufrido una colisión.
Sumario de la invención
La presente invención supera los inconvenientes anteriormente mencionados proporcionando la estructura de panel de acuerdo con la reivindicación 1, que reduce al mínimo los daños causados por un impacto.
Otro aspecto de la invención se refiere a una aeronave de acuerdo con la reivindicación adjunta 6.
Finalmente, otro aspecto de la invención se refiere a un procedimiento de fabricación de una estructura de panel para una aeronave, que comprende las etapas de acuerdo con la reivindicación adjunta 7.
El procedimiento de la invención proporciona una forma simple y rentable de fabricar un panel con un revestimiento reforzado contra los impactos.
Breve descripción de los dibujos
Para una mejor comprensión de la invención, se ofrecen los dibujos siguientes con fines ilustrativos y no limitativos, en los que:
La Figura 1 muestra una vista en perspectiva esquemática de una estructura de panel, de acuerdo con una primera forma de realización de la presente invención.
Las Figuras 2a - 2c muestran diferentes configuraciones para la capa de forma reticular.
La Figura 3 muestra una imagen en la que se puede apreciar el comportamiento de transferencia de cargas de la capa de forma reticular.
La Figura 4 muestra una vista en perspectiva esquemática de una estructura de panel, de acuerdo con una segunda forma de realización.
La Figura 5 muestra una vista en perspectiva esquemática de una estructura de panel, de acuerdo con una tercera forma de realización.
La Figura 6 muestra una vista en perspectiva esquemática de la disposición de la capa de forma reticular entre dos capas de composite para formar la estructura de panel de la Figura 1.
Realizaciones ejemplares
La Figura 1 muestra una estructura de panel 1 para una aeronave de acuerdo con una realización preferente. De acuerdo con la invención, la estructura de panel 1 comprende al menos una capa de composite 3, 4 y al menos una capa de forma reticular 2 fijada a al menos una capa de composite 3, 4, y en la que la capa de forma reticular 2 comprende un material para proporcionar la resistencia a los impactos de la estructura de panel 1.
La estructura de panel 1 de la Figura 1 comprende una capa de composite exterior 3, una capa de composite interior 4, y una capa de forma reticular 2 dispuesta entre las capas exterior e interior 3, 4.
La capa de forma reticular 2 de la Figura 1 está fijada a dos capas de material composite 3, 4 y, de esta manera, integrada en el panel 1. Esta integración puede llevarse a cabo de la ATP (Colocación de Fibras / Haces Automatizada) en el caso de incorporar un panel de revestimiento laminado (es decir, un laminado de CFRP).
De modo preferente, la capa de forma reticular 2 comprende al menos uno de los siguientes materiales: acero, titanio, aluminio, fibra de carbono, fibras de aramida (Kevlar®), polietileno molecular ultra alto (Dyneema®), PBO (Zylon®). Con estos materiales, la capa de forma reticular 2 proporciona un refuerzo de protección contra los impactos que mejora la capacidad de tolerancia a los daños de un revestimiento de panel convencional de una aeronave. De esta manera, el panel de la invención aumenta de las prestaciones de protección a los impactos, y reduce al mínimo el área de los daños provocados por los impactos.
La capa de forma reticular 2 puede presentar diferentes configuraciones. De modo preferente, la capa de forma reticular 2 tiene una configuración poligonal, como por ejemplo una configuración romboide, como se muestra en la Figura 2a, o una configuración cuadrada como se muestra en la Figura 2b.
En una realización preferente, la capa de forma reticular 2 se establece de forma anudada, comprendiendo una pluralidad de mallas 7 definidas por unos nudos esquineros 8 formados por al menos dos alambres 9.
Así mismo, como se muestra en la Figura 2c, la capa de forma reticular 2 puede presentar una configuración de enlace de cadena doble. Esta realización proporciona una mayor resistencia a los impactos a la estructura de panel 1. La Figura 3 muestra los niveles de esfuerzo de una capa de forma reticular 2 de 5 metros de anchura y 2,5 metros de altura después de un impacto de gran energía. Como se muestra, las cargas son transferidas a lo largo de la capa de forma reticular 2, generando unas áreas de niveles medio (B), y bajo (C) de esfuerzo a partir de un nivel alto de esfuerzo (A). De esta manera, la capa de forma reticular 2 proporciona una estructura de panel 1 optimizada para transferir las cargas provocadas por un impacto de gran energía.
De esta manera, la capa de forma reticular 2 actúa como barrera en el caso de un impacto de gran energía, distribuyendo las cargas del impacto sobre la capa entera, y reduciendo al mínimo la posibilidad de daños.
Como se muestra en las Figuras 4 y 5, y de acuerdo con otras formas de realización preferentes, la estructura de panel 1 comprende una capa de composite 3, 4 y una capa de forma reticular 2 fijada a la capa de composite 3, 4. En la realización de la Figura 4, la capa de forma reticular 2 está fijada a una superficie interior de una capa de composite exterior 3. Así, la capa de forma reticular 2 está añadida internamente, por ejemplo, siendo fijada a los armazones de la aeronave. La capa de forma reticular 2 puede ser añadida a la estructura de la línea de base de la aeronave por medio de remaches o pernos.
En la realización de la Figura 5, la capa de forma reticular 2 está fijada a una superficie exterior de una capa de composite interior 4. De esta manera, la capa de forma reticular 2 se añade externamente también, por medio de remaches o pernos.
Como se muestra en la Figura 5, la estructura de panel 1 comprende además un material de chapa laminada 5 unida a la capa de forma reticular 2. Así mismo, y de acuerdo con una realización preferente, la estructura de panel 1 comprende además un material de espuma 6 para introducirlo en la capa de forma reticular 2
El material de chapa laminada 5 ofrece una superficie lisa con el fin de ajustarse a las exigencias aerodinámicas de la estructura de panel 1. Así mismo, la capa de forma reticular 2 puede estar llena de una espuma 6 u otro material ligero para conseguir una superficie externa lisa.
Finalmente, la Figura 6 muestra una realización preferente del procedimiento de fabricación de la invención.
De acuerdo con la invención, el procedimiento de fabricación de una estructura de panel 1 para una aeronave comprende las etapas de la provisión de al menos una capa de material composite 3, 4, la provisión de al menos una capa de forma reticular 2, comprendiendo la capa de forma reticular 2, un material adaptado para mejorar la resistencia a los impactos de la al menos una capa de composite 3, 4, y fijar la capa de forma reticular 2 a al menos una capa de capa de composite 3, 4 para formar una estructura de panel 1 reforzada contra los impactos.
De modo preferente, y como se muestra en la Figura 6, la capa de forma reticular 2 está fijada a dos capas de material composite 3, 4. De esta manera, el procedimiento comprende la provisión de una capa interior 4 y una capa exterior de material composite 3, la provisión de una capa de forma reticular 2, comprendiendo la capa de forma reticular 2 un material adaptado para mejorar la resistencia a los impactos de las capas de composite 3, 4 y fijar la capa de forma reticular 2 a las dos capas de composite 3, 4 para formar una estructura de panel 1 reforzada contra los impactos.

Claims (8)

REIVINDICACIONES
1. Estructura de panel (1) para una aeronave, configurada para soportar grandes impactos de energía, como por ejemplo una colisión con aves, un desprendimiento de palas o un impacto por residuos del motor, comprendiendo dicha estructura de panel (1) al menos una capa de composite (3, 4) y al menos una capa de forma reticular (2) fijada a la al menos una capa de composite (3, 4), en la que la capa de forma reticular (2) comprende un material adecuado para mejorar la resistencia a los impactos de la estructura de panel (1),
- en la que la estructura de panel (1) comprende además un material de chapa laminada (5) unida a la capa de forma reticular (2),
- en la que la capa de forma reticular (2) está fijada a una superficie exterior de una capa de composite (4) interior, de modo que la capa de forma reticular (2) está situada entre la capa de composite (4) interior y el material de chapa laminada (5),
- en la que la capa de forma reticular (2) está rellena de un material de espuma (6);
- y caracterizada porque la capa de forma reticular (2) tiene una configuración de enlace de cadena doble.
2. Estructura de panel (1) para una aeronave, de acuerdo con la reivindicación 1, en la que la capa de forma reticular (2) comprende al menos uno de los siguientes materiales: hierro, titanio, aluminio, fibra de carbono, fibras de aramida, polietileno molecular ultra alto, PBO.
3. Estructura de panel (1) para una aeronave, de acuerdo con cualquier reivindicación 1 o 2, en la que la capa de forma reticular (2) tiene una configuración poligonal, como por ejemplo una configuración romboidal o cuadrada.
4. Estructura de panel (1) para una aeronave, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que la capa de forma reticular (2) se establece de forma anudada, que comprende una pluralidad de mallas (7) definidas por unos nudos esquineros (8) formados por al menos dos alambres (9).
5. Estructura de panel (1) para una aeronave, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que la capa de forma reticular (2) está fijada a dos capas de material composite (3, 4).
6. Una aeronave, que comprende un fuselaje, un plano de cola, un revestimiento que cubre el fuselaje y el plano de cola y una estructura de panel (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que al menos parte del revestimiento del fuselaje y/o del plano de cola está formado por la estructura de panel (1).
7. Procedimiento de fabricación de una estructura de panel (1) para una aeronave que comprende las etapas de:
proporcionar al menos una capa de material composite (3, 4),
proporcionar al menos una capa de forma reticular (2), comprendiendo la capa de forma reticular (2) un material adecuado para mejorar la resistencia a los impactos de la al menos una capa de composite (3, 4),
fijar la capa de forma reticular (2) a la al menos una capa de composite (3, 4) para formar una estructura de panel (1) reforzada contra los impactos;
en el que la estructura de panel (1) comprende además un material de chapa laminada (5) unida a la capa de forma reticular (2);
en el que la capa de forma reticular (2) está fijada a una superficie exterior de una capa de composite (4) interior, de modo que la capa de forma reticular (2) se sitúe entre la capa de composite (4) interior y el material de chapa laminada (5);
en el que la capa de forma reticular (2) está rellena de un material de espuma (6);
caracterizado porque la capa de forma reticular (2) tiene una configuración de enlace de cadena doble.
8. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 7, en el que la capa de forma reticular (2) está fijada a dos capas de material composite (3, 4).
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