ES2909421T3

ES2909421T3 - Miembro estructural aeroespacial con estructura compuesta híbrida

Info

Publication number: ES2909421T3
Application number: ES14191457T
Authority: ES
Inventors: Edward M Fisher; Adriana W Blom
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2013-12-03
Filing date: 2014-11-03
Publication date: 2022-05-06
Anticipated expiration: 2034-11-03
Also published as: JP2015143007A; CN104816483A; JP6581770B2; CN113306170A; US20200016796A1; EP2881238A1; EP2881238B1; US20160101543A1

Abstract

Un método para fabricar un miembro estructural aeroespacial compuesto (20) que comprende una viga unitaria (22) que incluye un larguero central (24), un par de rebordes (26) integrales con el larguero central y que forman una sección transversal en forma de I, una tapa compuesta laminada (36) que cubre y está co-soldada a cada par de rebordes, y un par de accesorios en los extremos opuestos de la viga unitaria que se forman integralmente con el larguero y el par de rebordes, donde el método comprende: moldear un primer componente de resina termoplástica (22) reforzado con fibras discontinuas al moldear por compresión una mezcla fluida de una resina termoplástica (42) y fibras discontinuas orientadas aleatoriamente (40), donde el primer componente de resina termoplástica comprende la viga unitaria; colocar un segundo componente de resina termoplástica (36) reforzado con fibras sustancialmente continuas (44), donde el segundo componente de resina termoplástica comprende las tapas compuestas laminadas; y co-soldar el primer y segundo componentes de resina termoplástica.

Description

DESCRIPCIÓN

Miembro estructural aeroespacial con estructura compuesta híbrida

Antecedentes de la invención

En la industria aeronáutica y otras industrias, las estructuras compuestas, como vigas y refuerzos, se fabrican utilizando técnicas de colocación de cintas preimpregnadas termoestables y curado en autoclave. Los anchos de banda de las cinta o hileras preimpregnada se colocan uno al lado del otro para formar un laminado de múltiples capas que se embolsa al vacío y se cura en autoclave. En algunas aplicaciones donde la estructura requiere conexión en las ubicaciones de entrada de carga, los accesorios de metal personalizados se mecanizan por separado y luego se sujetan a la estructura laminada. Las estructuras laminadas, como las vigas, se forman ensamblando dos o más componentes laminados compuestos. Debido a la geometría de los componentes, pueden existir huecos o cavidades en las juntas entre los componentes. Para fortalecer estas juntas, se deben instalar rellenos, a veces denominados “fideos” (“noodles”), en las juntas.

El proceso de fabricación de laminados compuestos descrito anteriormente requiere mucho tiempo, mucha mano de obra y equipo de capital costoso, como máquinas automáticas de colocación de fibras. En algunos casos, estas estructuras laminadas compuestas pueden ser más pesadas de lo deseado debido a la necesidad de refuerzos de capas en ciertas áreas de las piezas. Además, la necesidad de rellenos aumenta los costos de fabricación y puede que no proporcione suficiente refuerzo de las juntas para algunas aplicaciones.

En consecuencia, existe la necesidad de un método para producir estructuras compuestas que reduzca la necesidad de colocar cintas preimpregnadas y que elimine las juntas en la estructura que requieren rellenos. También existe la necesidad de estructuras compuestas que se puedan producir de manera más fácil y económica, manteniendo la resistencia requerida y permitiendo la integración de accesorios u otras características especiales.

El documento EP 1,745,914, de acuerdo con su resumen, describe una estructura compuesta que comprende primeros componentes unidos a segundos componentes, siendo todos los componentes de un compuesto de fibras unidas con una matriz termoplástica, teniendo los segundos componentes una región de soporte de material reforzado con fibras sin fin y una región de reborde de material reforzado con fibra cortada, a través del cual el segundo componente se une al primero.

El documento EP 1,849,588 A1, de acuerdo con su resumen, describe una parte compuesta reforzada que comprende una parte principal y al menos un refuerzo en forma de parte de fibra producido por diversos procesos de bobinado o procesos de aplicación directa de filamentos a base de fibra unidireccionales y continuos. La parte de fibra se puede enrollar por separado y luego recibir la parte principal mediante sobremoldeo o montarse sobre una parte principal prefabricada. Alternativamente, la parte de fibra también se puede producir mediante una aplicación directa de filamento a base de fibra sobre un molde o sobre la propia parte principal.

El documento EP 0,344,721 A1, de acuerdo con su resumen, establece que se proporciona una técnica para formar porciones de marco a partir de preimpregnados de resina termoplástica que contienen fibras de refuerzo dispuestas al azar directamente en ubicaciones predeterminadas sobre una porción de pared preformada y, para simultáneamente unir dichas porciones de marco directamente a dicha porción de pared en tal ubicación(es) . La porción de pared es en sí misma un laminado derivado de preimpregnados de resina termoplástica que contiene fibras de refuerzo sustancialmente continuas y ordenadas.

El documento US 2013/309001, de acuerdo con su resumen, establece que se proporciona un cuerpo de junta que incluye: un miembro de refuerzo que tiene al menos una capa aleatoria en la que una fibra de carbono cortada se orienta aleatoriamente en una resina termoplástica, y al menos una capa de material unidireccional en el que una fibra de carbono continua está dispuesta unidireccionalmente en una resina termoplástica; y un miembro reforzado con forma de sección abierta que tiene al menos uno seleccionado del grupo que consta de una capa aleatoria y una capa de material unidireccional, donde el miembro de refuerzo y el miembro reforzado están soldados por vibración para formar una sección hueca cerrada.

El documento US 2004/062915, de acuerdo con su resumen, divulga miembros estructurales compuestos reforzados que se forman uniendo secciones de refuerzo a áreas predeterminadas en la superficie exterior de un perfil hueco formado a partir de un material compuesto de fibra celulósica de resina termoplástica, donde se ubican las áreas predeterminadas sustancialmente lejos del centro de masa del perfil compuesto. Las secciones de refuerzo tienen un módulo más alto que el material compuesto utilizado para formar el perfil hueco.

Breve descripción de la invención

En este documento se describe un método de acuerdo con la reivindicación 1 para fabricar un miembro estructural aeroespacial compuesto que comprende una viga unitaria que incluye un larguero/red central, un par de rebordes integrales con el larguero central y que forman una sección transversal en forma de I, y una tapa de compuesto laminado que cubre y está co-soldada a cada uno de los pares de rebordes, y un par de accesorios en los extremos opuestos de la viga unitaria que se forman integralmente con el larguero y el par de rebordes. El método comprende moldear un primer componente de resina termoplástica reforzado con fibras discontinuas mediante moldeo por compresión de una mezcla fluida de una resina termoplástica y fibras discontinuas orientadas aleatoriamente. El primer componente de resina termoplástica comprende la viga unitaria. El método comprende además depositar un segundo componente de resina termoplástica reforzado con fibras sustancialmente continuas, donde el segundo componente de resina termoplástica comprende las tapas compuestas laminadas.

El método comprende además co-soldar el primero y segundo componentes de resina termoplástica.

También se describe aquí un miembro estructural aeroespacial compuesto híbrido de acuerdo con la reivindicación 11 . El miembro estructural comprende un primer componente de resina termoplástica reforzada con fibras discontinuas que comprende una viga unitaria moldeada por compresión que incluye un larguero central, un par de rebordes integrales con el larguero central, formando una sección transversal en forma de I y un par de accesorios en extremos opuestos de la viga unitaria que se forman integrales con el larguero central y el par de rebordes.

El miembro estructural también comprende un segundo componente de resina termoplástica reforzado con fibras continuas y que comprende una tapa compuesta laminada unida a al menos uno de los rebordes.

Breve descripción de los dibujos

La invención reivindicada se establece en las reivindicaciones adjuntas. Sin embargo, las realizaciones ilustrativas, así como el modo de uso preferido, los objetivos adicionales y las ventajas del mismo, se entenderán mejor con referencia a la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa de la presente descripción cuando se lee junto con los dibujos adjuntos, donde:

La Figura 1 es una ilustración de una vista en perspectiva de una estructura compuesta híbrida que tiene accesorios integrados producidos según el método descrito.

La Figura 2 es una ilustración de una vista en perspectiva en despiece de la estructura híbrida de la Figura 1.

La Figura 3 es una ilustración de una vista en sección tomada a lo largo de la línea 3-3 de la Figura 1.

La Figura 4 es una ilustración del área designada como FIG. 4 en la Figura 3.

La Figura 5 es una ilustración de una vista en planta de un laminilla/hojuela (“flake”) de preimpregnado termoplástico. La Figura 6 es una ilustración de una vista en perspectiva de una máquina automática para depositar de fibras que coloca una tapa sobre un reborde compuesto moldeado.

La Figura 7 es una ilustración de una vista lateral esquemática de una máquina de moldeo por compresión continua. La Figura 8 es una ilustración de una vista en perspectiva de un travesaño (“stringer”) de sombrero compuesto híbrido contorneado que no está dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas.

La Figura 9 es una ilustración de una vista en perspectiva de un miembro de marco compuesto híbrido contorneado que no está dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas.

La Figura 10 es una ilustración de un diagrama de flujo de un método para producir estructuras compuestas híbridas. La Figura 11 es una ilustración de un diagrama de flujo que ilustra detalles adicionales del método descrito.

La Figura 12 es una ilustración de un diagrama de flujo de la metodología de producción y servicio de aeronaves.

La Figura 13 es una ilustración de un diagrama de bloques de una aeronave.

Descripción detallada

Con referencia primero a las Figuras 1 y 2, una estructura compuesta híbrida 20 comprende en términos generales un primer componente compuesto moldeado 22 y un segundo componente laminado 36 para fortalecer y endurecer el primer componente 22. En el ejemplo, el primer componente 22 comprende una viga unitaria 22 formada de un material compuesto termoplástico moldeado ("TPC", por sus siglas en inglés), sin embargo, como se discutirá más adelante, el primer componente 22 puede tener una o más curvas o contornos a lo largo de su longitud. El segundo componente 36 comprende una tapa de TPC 36 unida a la viga 22.

La viga 22 incluye un par de rebordes 26 conectados por un larguero central 24, formando una sección transversal en forma de I. El larguero 24 puede incluir uno o más orificios de aligeramiento 34 para reducir el peso de la viga 22. La viga 22 también incluye un par de accesorios 30 en los extremos opuestos de la misma. En el ejemplo ilustrado, los accesorios 30 comprenden salientes (“lugs”) de TPC 32 que se forman integralmente con el larguero 24 y los rebordes 26. Los salientes ilustrativos 32 son, sin embargo, meramente ilustrativos de una amplia variedad de accesorios y características que pueden formarse integralmente con la viga 22 utilizando las técnicas de moldeo que se describen a continuación. Además, los accesorios 30 pueden comprender accesorios de metal que se co-moldean con el larguero de TPC 24 y los rebordes de TPC 26. La tapa de TPC 36 es un laminado que recubre y va co-soldado a cada una de los rebordes 26. Los rebordes laminados de TPC 36 funcionan para endurecer y fortalecer la viga de TPC moldeada 22.

Con referencia ahora también a la Figura 3, cada uno de los rebordes 26 de la viga unitaria 22 está formado integralmente tanto con el larguero 24 como con los salientes 32. Los rebordes 26 y el larguero 24 forman una sección transversal continua en forma de T que carece de cavidades o espacios que puedan requerir un relleno. Como se muestra en la Figura 4, la viga 22 está formada por una resina termoplástica moldeada 42 que está reforzada con fibras discontinuas 44 dispersas y orientadas aleatoriamente. Cada una de las tapas laminadas de TPC 36 está formada por láminas múltiples que comprenden resina termoplástica 42 que está reforzada con fibras continuas 40 que tienen cualquier orientación deseada o combinación de orientaciones según un programa de capas predeterminado (no mostrado). El primer y segundo componentes 22, 36 (viga 22 y tapas 36) están co-soldados a lo largo de las superficies de contacto correspondientes 28, 38. La co-soldadura se puede lograr utilizando cualquiera de varias técnicas que se discutirán a continuación con más detalle.

Haciendo referencia a las Figuras 4 y 5, la viga 22 se produce mediante moldeo por compresión, en el que se introduce una carga (no mostrada) de laminillas de fibra termoplástica preimpregnada 25 en una cavidad de molde (no mostrada) que tiene la forma de la viga 22. La carga se calienta a la temperatura de fusión de la resina termoplástica hasta que la resina en las laminillas 25 se funde y se vuelve fluida, formando una mezcla fluida de una resina termoplástica y fibras discontinuas orientadas aleatoriamente. La mezcla fluida se comprime para llenar la cavidad del molde y luego se enfría rápidamente y se retira del molde. Como se usa aquí, "laminillas", "laminillas de TPC" y "laminillas de fibra" se refieren a piezas individuales, fragmentos, rebanadas, capas o masas de resina termoplástica que contienen fibras adecuadas para reforzar la viga 22.

En la realización ilustrada en la Figura 5, cada una de las laminillas de fibra 25 tiene una forma larga y delgada, generalmente rectangular, en la que las fibras de refuerzo 44 tienen sustancialmente la misma longitud L y un ancho W.

Sin embargo, en otras realizaciones, las laminillas de fibra 25 pueden tener otras formas, y las fibras de refuerzo 44 pueden variar en longitud L. La presencia de fibras 44 que tengan diferentes longitudes puede ayudar a lograr una distribución más uniforme de las laminillas de fibra 25 en la viga 22, mientras promueve propiedades mecánicas isotrópicas y/o fortalece la viga 22. En algunas realizaciones, la carga del molde puede comprender una mezcla de laminillas de TPC 25 que tienen diferentes tamaños y/o formas. Las laminillas de fibra 25 pueden ser laminillas "frescas" producidos cortando cinta preimpregnada a granel al tamaño y forma deseados. Alternativamente, las laminillas de fibra 25 pueden ser laminillas "recicladas" que se producen cortando material de TPC preimpregnado de desecho al tamaño y forma deseados.

La resina termoplástica que forma parte de las laminillas 25 puede comprender una resina termoplástica de viscosidad relativamente alta tal como, sin limitación, PEI (polieterimida) PPS (sulfuro de polifenileno), PES (poliétersulfona), PEEK (polieteretercetona), PEKK (polieteretercetona) y PEKK-FC (grado polietercetonacetona-fc), por nombrar solo algunos. Las fibras de refuerzo 44 en las laminillas 25 pueden ser cualquiera de una variedad de fibras de alta resistencia, tales como, sin limitación, fibras de carbono, metal, cerámica y/o vidrio.

Las tapas laminadas de TPC 36 se pueden producir usando cualquiera de una variedad de técnicas. Por ejemplo, la tapa 36 se puede colocar a mano apilando capas de fibra preimpregnada que tengan las orientaciones de fibra deseadas de acuerdo con un programa de capas predeterminado. En una realización, la pila de capas puede consolidarse, recortarse a las dimensiones deseadas y luego colocarse en los rebordes 26, después de lo cual las tapas 36 se sueldan conjuntamente con los rebordes 26. La colocación de la pila de capas consolidadas en el reborde 26 se puede realizar a mano o usando una máquina de recoger y colocar (no mostrada). En otra realización, se puede formar una pila de capas directamente sobre el reborde 26 y luego consolidarla colocando la estructura 20 en un molde, comprimiendo los rebordes 26 y las tapas 36 juntas y calentando la pila de capas hasta la temperatura de fusión de la resina. El calentamiento necesario se puede lograr utilizando un molde autocalentado o colocando el molde dentro de un horno. El calentamiento simultáneo de la pila de capas y los rebordes 26 da como resultado el derretimiento de la resina en las superficies de contacto 28, 38 (Figura 4), por lo que se sueldan conjuntamente las tapas 36 y los rebordes 26. Cabe señalar aquí que se puede usar cualquiera de una variedad de otras técnicas para fundir la resina termoplástica en las superficies de contacto 28, 38, co-soldando así las tapas 36 y los rebordes 26, que incluyen pero no se limitan a la soldadura por láser, soldadura por ultrasonido, soldadura por inducción y soldadura por resistencia, por nombrar sólo algunas.

También es posible colocar la tapa 36 in situ (en el lugar) usando equipo de colocación automática de fibra (AFP, por sus siglas en inglés) para formar la lámina (capas compuestas) de la tapa 36, ya sea en una herramienta de colocación (no mostrada) o directamente en los rebordes 26. En la Figura 6 se muestra una máquina de AFP típica 68 adecuada para depositar las tapas 36. En el ejemplo ilustrado, la máquina de AFP 68 se utiliza como dispositivo/manipulador final en un manipulador (no mostrado) para colocar la lámina de la tapa 36 directamente sobre los rebordes 26.

La máquina de AFP 68 está controlada numéricamente por computadora e incluye peines 80 que guían las hileras preimpregnadas entrantes 78 (o tiras de cinta) hacia una encintadora (“ribbonizer”) 82 que dispone las hileras 78 una al lado de la otra en un ancho de banda 86 de material de fibra preimpregnada. Un cortador de filas 84 corta el ancho de banda 86 a la longitud deseada. El ancho de banda 86 pasa por debajo de un rodillo flexible 88 que aplica y compacta el ancho de banda 86 sobre el reborde 26, o sobre una capa subyacente que ya se ha colocado en el reborde 26. Los anchos de banda 86 se colocan en hileras paralelos 76 de cinta termoplástica preimpregnada o hileras preimpregnadas 78 para formar las capas o láminas individuales de la tapa 36. Las hileras 76 se colocan con orientaciones de fibra en ángulos preseleccionados con respecto a una dirección de referencia, de acuerdo con un programa de capas predeterminado. En el ejemplo ilustrado, las hileras 76 de la capa que se está formando tienen orientaciones de fibra de 0 grados. Opcionalmente, se puede montar un láser 90 o una fuente de calor similar, como un soplete de gas caliente, un soplete ultrasónico o una fuente de infrarrojos, en la máquina de AFP 68 para calentar y fundir las superficies de contacto 28, 38 (Figura 4) del reborde 26 y la tapa 36. El láser 90 proyecta un haz 92 que incide tanto en el reborde 26 como en el ancho de banda 86 de las hileras 78 en el área 94 donde el ancho de banda 86 se deposita en el reborde 72. El haz 92 funde la resina tanto en las hileras 78 como en una capa del subyacente del reborde 26, soldando así conjuntamente la tapa 36 y el reborde 26 "sobre la marcha".

En otra realización, las tapas laminadas de TPC 70 que contienen refuerzo de fibra continua se pueden producir utilizando una máquina de moldeo por compresión continua (CCM, por sus siglas en inglés) que se muestra en la Figura 7. La máquina de CCM 96 comprende ampliamente una zona de preformado 102 y una zona de consolidación 108. En la zona de preformado 102, las capas 98 de material termoplástico reforzado con fibra se cargan en sus orientaciones adecuadas en una pila de capas y se combinan con las herramental/herramientas 100.

La pila de capas 98 se alimenta, junto con el herramental 100, a la zona de preformado 102 donde se preforman con la forma general de la tapa 36 a una temperatura elevada. La tapa preformada 36 luego sale de la zona de preformado 102 y entra en la zona de consolidación 108, donde se consolida para formar una sola tapa laminada de TPC integrada 36. La temperatura elevada utilizada para preformar la tapa 36 es suficientemente alta para causar el ablandamiento de las capas 98 de modo que las capas 98 puedan doblarse, si se desea, durante el proceso de preformado.

La tapa preformada 36 entra en una estructura de consolidación separada o conectada 104 dentro de la zona de consolidación 108. La estructura de consolidación 104 incluye una pluralidad de troqueles de herramental estandarizados generalmente indicados en 114 que se acoplan individualmente con el herramental 100. La estructura de consolidación 104 tiene una estructura pulsante 116 que mueve gradualmente la tapa preformada 36 hacia adelante dentro de la zona de consolidación 108 y alejándola de la zona de preformado 102. A medida que la tapa 36 avanza, la tapa 36 entra primero en una zona de calentamiento 106 que calienta la tapa 36 a una temperatura que permite el flujo libre del componente polimérico de la matriz de resina de las capas 98.

A continuación, la tapa 36 avanza hacia una zona de presión/prensado 110, donde que los troqueles estandarizados 114 se bajan colectiva o individualmente con una fuerza predefinida (presión) suficiente para consolidar (es decir, permitir el flujo libre de la matriz de resina) las capas 98 en su forma y espesor deseados. Cada troquel 114 se puede formar con una pluralidad de zonas de diferentes temperaturas con aislantes. Los troqueles 114 se abren y la tapa 36 avanza dentro de la estructura de consolidación 104 alejándose de la zona de preformado 102. A continuación, los troqueles 114 se cierran de nuevo, lo que permite que una porción de la tapa preformada 36 se comprima bajo fuerza dentro de una zona de temperatura diferente. El proceso se repite para cada zona de temperatura del troquel 114 a medida que la tapa preformada 36 avanza gradualmente hacia una zona de enfriamiento 112.

En la zona de enfriamiento 112, la temperatura de la tapa formada y conformada 36 puede ser llevada por debajo de la temperatura de flujo libre de la matriz de resina de las capas 98, provocando así que la tapa fusionada o consolidada 36 se endurezca hasta su forma final prensada. La tapa completamente formada y consolidada 36 luego sale de la estructura de consolidación 104, donde los miembros de herramental 100 pueden recogerse en 118.

La máquina de CCM 96 descrita anteriormente puede ser particularmente adecuada para producir tapas 36 o componentes similares que tengan una o más curvas o contornos a lo largo de su longitud, sin embargo, se pueden usar otras técnicas para producir tapas laminadas de TPC 36 con refuerzo de fibra continua, que incluyen pero no se limitan a pultrusión o perfilado (“roll forming”).

Como se mencionó anteriormente, la estructura compuesta híbrida 20 producida de acuerdo con el método descrito puede incluir una o más curvaturas o contornos.

La Figura 8 muestra una estructura compuesta 20 correspondiente a un travesaño de sombrero 20a que no está dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas. El travesaño de sombrero 20a comprende un primer componente 22a formado por una resina termoplástica reforzada con fibras discontinuas orientadas aleatoriamente, y un segundo componente 36a formado por una resina termoplástica reforzada con fibras continuas. El primer componente 22a incluye una sección en forma de sombrero 48 y rebordes que se extienden hacia afuera 52. El segundo componente 36a tiene forma de sombrero en sección transversal. El segundo componente en forma de sombrero 36a cubre y se co-suelda con la sección en forma de sombrero 48. Tanto el primer como el segundo componente, 22a, 36a tienen un eje longitudinal común 56 que está curvado a lo largo de un radio R.

La Figura 9 ilustra otro ejemplo de una estructura compuesta híbrida 20b que no está dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas. La estructura compuesta 20b comprende un primer componente de TPC moldeado 22b y un segundo componente laminado de TPC 36b, cada uno de los cuales está curvado a lo largo de un radio R. El primer componente 22b, que tiene una sección transversal en forma de T, está formado por una resina termoplástica reforzada con fibras discontinuas orientadas aleatoriamente, y comprende un reborde 62 formado integralmente con un larguero central 64. El segundo componente 36b de la estructura compuesta 20b es un laminado formado a partir de una resina termoplástica reforzada con fibras continuas de orientaciones deseadas, y comprende una tapa 66 co-soldada con el reborde 62.

La Figura 10 ilustra ampliamente los pasos generales de un método para producir una estructura compuesta híbrida 20 del tipo descrito anteriormente. En el paso 95, se moldea un primer componente de TPC 22 que tiene fibras de refuerzo discontinuas. En el paso 97, se coloca un segundo componente de TPC 36 que tiene fibras de refuerzo continuas. En el paso 99, el primer y segundo componentes de TPC 22, 36 se co-sueldan fundiendo los dos componentes 22, 36 a lo largo de sus respectivas superficies de contacto 28, 38.

La Figura 11 ilustra ampliamente los pasos generales de un método para producir una estructura compuesta híbrida 20, como la viga compuesta que se muestra en las Figuras 1 y 2. Comenzando en 102, se fabrican laminillas preimpregnadas de fibra termoplástica 25, y como cortando cinta TPC a partir de un rollo a granel. En 104, opcionalmente, las laminillas de fibra de TPC 25 pueden preconsolidarse calentándolas y comprimiéndolas. En 106, se introduce una carga de laminillas de fibra de TPC 25 en un molde. En 108, la carga de fibra de TPC se calienta a la temperatura de fusión de la resina termoplástica en las laminillas 25, lo que da como resultado que la resina se vuelva fluida y llene el molde. En 110, la carga del molde se comprime y se moldea en el primer componente de TPC 22. En 112, el segundo componente de TPC 36, que está reforzado con fibras continuas, se coloca usando cualquiera de las técnicas discutidas previamente. En 114, el primer y segundo componentes de TPC 22, 36 se ponen en contacto a lo largo de sus respectivas superficies de contacto 38, 28. En 116, el primer y segundo componentes de TPC 22, 36 están co-soldados a lo largo de sus respectivas superficies de contacto 38, 28.

Las realizaciones de la descripción encuentran uso en la industria aeroespacial donde se pueden usar miembros estructurales compuestos, tales como vigas, travesaños y refuerzos. Por lo tanto, con referencia ahora a las Figuras 12 y 13, las realizaciones de la divulgación se utilizan en el contexto de un método de fabricación y servicio de aeronaves 118 como se muestra en la Figura 12 y una aeronave 120 como se muestra en la Figura 13. Las aplicaciones aeronáuticas de las realizaciones descritas pueden incluir, por ejemplo, sin limitación, vigas de suelo, largueros, nervaduras, secciones de marco, refuerzos y otros miembros estructurales compuestos. Durante la preproducción, el método ejemplar 118 puede incluir la especificación y el diseño 122 de la aeronave 120 y la adquisición de material 124. Durante la producción, tiene lugar la fabricación de componentes y subensambles 126 y la integración del sistema 128 de la aeronave 120. Posteriormente, la aeronave 120 puede pasar por la certificación y entrega 130 para ser puesta en servicio 132. Mientras está en servicio por parte de un cliente, la aeronave 120 está programada para mantenimiento y servicio de rutina 134, que también pueden incluir modificaciones, reconfiguraciones, reacondicionamientos, etc.

Cada uno de los procesos del método 118 puede ser realizado o llevado a cabo por un integrador de sistemas, un tercero y/o un operador (por ejemplo, un cliente). A los efectos de esta descripción, un integrador de sistemas puede incluir, entre otros, cualquier número de fabricantes de aeronaves y subcontratistas de sistemas importantes; un tercero puede incluir, entre otros, cualquier número de vendedores, subcontratistas y proveedores; y un operador puede ser una línea aérea, una empresa de arrendamiento, una entidad militar, una organización de servicios, etc.

Como se muestra en la Figura 13, la aeronave 120 producida por el método ejemplar 118 puede incluir un fuselaje 136 con una pluralidad de sistemas 138 y un interior 140. Los ejemplos de sistemas de alto nivel 138 incluyen uno o más de un sistema de propulsión 142, un sistema eléctrico 144, un sistema hidráulico 146 y un sistema ambiental 148. Puede incluirse cualquier número de otros sistemas.

Los sistemas y métodos incorporados en este documento pueden emplearse durante cualquiera o más de las etapas del método de producción y servicio 118. Por ejemplo, los componentes o subensambles correspondientes al proceso de producción 126 pueden fabricarse o construirse de manera similar a los componentes o subensambles producidos mientras la aeronave 120 está en servicio. Además, se pueden utilizar una o más realizaciones de aparatos, realizaciones de métodos o una combinación de los mismos durante las etapas de producción 126 y 128, por ejemplo, acelerando sustancialmente el ensamblaje o reduciendo el costo de una aeronave 120. De manera similar, se pueden utilizar una o más realizaciones de aparatos, realizaciones de métodos o una combinación de los mismos mientras la aeronave 120 está en servicio, por ejemplo y sin limitación, para mantenimiento y servicio 134.

La descripción de las diferentes realizaciones ilustrativas se ha presentado con fines ilustrativos y descriptivos, y no pretende ser exhaustiva ni limitarse a las realizaciones en la forma descrita. Muchas modificaciones y variaciones serán evidentes para los expertos en la materia. Además, diferentes realizaciones ilustrativas pueden proporcionar diferentes ventajas en comparación con otras realizaciones ilustrativas. La realización o realizaciones seleccionadas se eligen y describen con el fin de explicar mejor los principios de las realizaciones, la aplicación práctica y permitir que otras personas con conocimientos ordinarios en la técnica entiendan la descripción para varias realizaciones con diversas modificaciones sin apartarse del alcance de las reivindicaciones adjuntas.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Un método para fabricar un miembro estructural aeroespacial compuesto (20) que comprende una viga unitaria (22) que incluye un larguero central (24), un par de rebordes (26) integrales con el larguero central y que forman una sección transversal en forma de I, una tapa compuesta laminada (36) que cubre y está co-soldada a cada par de rebordes, y un par de accesorios en los extremos opuestos de la viga unitaria que se forman integralmente con el larguero y el par de rebordes, donde el método comprende:

moldear un primer componente de resina termoplástica (22) reforzado con fibras discontinuas al moldear por compresión una mezcla fluida de una resina termoplástica (42) y fibras discontinuas orientadas aleatoriamente (40), donde el primer componente de resina termoplástica comprende la viga unitaria; colocar un segundo componente de resina termoplástica (36) reforzado con fibras sustancialmente continuas (44), donde el segundo componente de resina termoplástica comprende las tapas compuestas laminadas; y co-soldar el primer y segundo componentes de resina termoplástica.

2. El método de la reivindicación 1, donde el moldeo por compresión incluye:

colocar una carga de laminillas preimpregnadas termoplásticas (25) en un molde, formar una mezcla fluida de una resina y fibras fundiendo la resina termoplástica en las laminillas preimpregnadas y comprimiendo la mezcla fluida dentro del molde; y donde las fibras sustancialmente continuas (44) en las laminillas comprenden fibras de carbono, metal, cerámica y/o vidrio.

3. El método de la reivindicación 2, donde:

el moldeo por compresión incluye enfriar el primer componente de resina termoplástica después de haber sido moldeado, y

co-soldar el primero y segundo componentes de resina termoplástica que incluye calentar el primero y segundo componentes de resina termoplástica a una temperatura de fusión de la resina termoplástica en el primero y segundo componentes de resina termoplástica.

4. El método de la reivindicación 1, donde co-soldadura se realiza al:

ensamblar el primero y segundo componentes de resina termoplástica juntos a lo largo de las superficies de contacto (28, 38) del primero y segundo componentes de resina termoplástica, y

fundir las superficies de contacto.

5. El método de la reivindicación 4, donde fundir las superficies de contacto se realiza colocando el primero y segundo componentes de resina termoplástica ensamblados en un horno.

6. El método de la reivindicación 1, que comprende además: consolidar el segundo componente de resina termoplástica antes de realizar la co-soldadura.

7. El método de la reivindicación 1, donde:

depositar el segundo componente de resina termoplástica se realiza depositando capas en cada par de rebordes del primer componente de resina termoplástica, y

la co-soldadura se realiza mientras el segundo componente de resina termoplástica se deposita sobre la superficie del primer componente de resina termoplástica.

8. El método de la reivindicación 7, donde la co-soldadura se realiza fundiendo localmente las superficies de contacto del primer y segundo componentes de resina termoplástica mientras el segundo componente de resina termoplástica se deposita sobre ambos del par de rebordes del primer componente de resina termoplástica.

9. El método de la reivindicación 1, donde:

depositar el segundo componente de resina termoplástica se realiza colocando una pila de capas directamente sobre cada par de rebordes del primer componente de resina termoplástica y el método comprende además consolidar la pila de capas colocando el miembro estructural en un molde, comprimiendo el par de rebordes y las tapas juntas, y calentando la pila de capas hasta la temperatura de fusión de la resina termoplástica.

10. El método de la reivindicación 9, donde depositar el segundo componente de resina termoplástica se realiza utilizando un equipo automático de colocación de fibras.

11. Un miembro estructural aeroespacial compuesto híbrido (20), que comprende:

un primer componente de resina termoplástica reforzado con fibras discontinuas que comprende una viga unitaria moldeada por compresión (22) que incluye un larguero central (24), un par de rebordes (26) integrales con el larguero central, formando una sección transversal en forma de I y un par de accesorios en extremos opuestos de la viga unitaria que se forman integralmente con el larguero central y el par de rebordes; y

un segundo componente de resina termoplástica reforzado con fibras continuas (44) y que comprende una tapa compuesta laminada (36) que cubre y está co-soldada a cada uno del par de rebordes.

12. El miembro estructural aeroespacial compuesto híbrido de la reivindicación 11, donde las fibras discontinuas comprenden fibras de carbono, metal, cerámica y/o vidrio.