ES2912379T3 - Anclaje para unir el estabilizador de cola horizontal de una aeronave - Google Patents
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Abstract
Anclaje de material composite para la fijación del estabilizador horizontal de cola de una aeronave, caracterizado porque comprende: - una pieza núcleo plana (1) con un espesor uniforme, teniendo la pieza núcleo (1) una configuración en U, según una vista en planta, estando así compuesta por dos zonas laterales (1') opuestas y una zona central (1'') situada entre las zonas laterales (1') e interconectándolas entre sí, definiendo dichas zonas un borde interior (1''') de la pieza núcleo (1). - al menos un refuerzo central (2) de espesor uniforme y que comprende una parte plana que comprende una cara y que está unida a una cara de la zona central (1'') y una brida (2') que se extiende desde el plano de la parte plana del refuerzo central (2)y situada alineada con el borde interior (1'') de la pieza núcleo (1), - al menos dos refuerzos laterales (3) que tienen un espesor uniforme y comprendiendo cada refuerzo lateral (3) una parte plana que está unida a una cara de cada una de las zonas laterales (1') opuestas y una brida (3') que se extiende desde el plano de la parte plana del refuerzo lateral (3) y situada alineada con el borde interior (1'') de la pieza núcleo (1).
Description
DESCRIPCIÓN
Anclaje para unir el estabilizador de cola horizontal de una aeronave
Campo técnico de la invención
Un primer aspecto de la presente invención se refiere a un anclaje para unir el estabilizador de cola horizontal de una aeronave y más particularmente a anclajes fabricados en composite, que tienen aplicación en el campo técnico de la aeronáutica, permitiendo obtener un componente más ligero, sin modo de fallo por fatiga, permitiendo así intervalos de inspección más largos y con una reducción significativa del tiempo de instalación.
La invención se refiere además a un plano de cola horizontal de una aeronave que comprende un anclaje según la invención, así como a una aeronave que comprende dicho plano de cola horizontal.
Un segundo aspecto de la presente invención se refiere a un procedimiento de obtención de un anclaje según el primer aspecto de la invención.
Antecedentes de la invención
Hoy en día, es conocido el uso de composites, como el CFRP (Plástico Reforzado con Fibra de Carbono), en un gran número de componentes de una aeronave. Dichos componentes son más ligeros que el aluminio, aunque su fabricación es compleja, por lo que son más caros que los componentes de aluminio.
Por ello, los anclajes utilizados para la unión de los estabilizadores horizontales de cola se fabrican con materiales metálicos. Como se representa en la figura 1, los anclajes para unir los estabilizadores horizontales pivotantes, no mostrados, a la superficie trasera (A) del plano horizontal de cola, en adelante "e1HTP", comprenden un soporte trasero (B) que tiene una configuración triangular cuyo borde interior entra en contacto con la superficie trasera (A) del HTP. Cada uno de los extremos del soporte trasero (B) próximo a la superficie trasera (A) está conectado respectivamente a un soporte inferior (C) y a un soporte superior (D) mediante pernos, tuercas autoblocantes y casquillos (E). Los soportes inferior (C) y superior (D) están configurados para entrar en contacto con cada una de las superficies principales inferior y superior (F) del HTP.
Sin embargo, los anclajes metálicos presentan varios inconvenientes que hay que tener en cuenta. En primer lugar, los anclajes metálicos tienen problemas de fisuras y fatiga, por lo que, en el caso particular de los anclajes de pivote del HTP, es necesario ensamblar muchos anclajes, lo que conlleva una instalación compleja y costosa.
Además, dado el procedimiento de instalación de un anclaje metálico como el representado en la figura 1, éste sólo puede montarse durante la fabricación del avión, por lo que dicho anclaje no puede instalarse en una aeronave ya fabricada.
Descripción de la invención
Un primer aspecto de la presente invención se refiere a un anclaje para unir el estabilizador de cola horizontal de una aeronave, tal como se define en la reivindicación 1. La invención supera los inconvenientes mencionados anteriormente.
Es un objeto de la invención proporcionar un anclaje que permita ser instalado no sólo durante la producción de la aeronave sino también en una aeronave ya fabricada dado que la instalación se realiza por el lado exterior de1HTP. Además de esta opción de montaje, la instalación de los elementos de fijación puede realizarse a través de las bocas de hombre para acceso al interior.
Además, es un objeto de la invención proporcionar un anclaje resistente a las grietas y a la fatiga, con un coste reducido. Los anclajes de composite de fibra de carbono no tienen modo de fallo por fatiga y los intervalos de inspección son más largos, con beneficios para las compañías aéreas.
Otro objeto de la invención es proporcionar un anclaje más ligero. Los anclajes de composite de fibra de carbono son más ligeros que los anclajes de metal. En el caso de anclajes de pivote de1HTP, sólo se instala un anclaje, lo que reduce el tiempo de instalación.
Según la invención, un anclaje de material composite para unir el estabilizador de cola horizontal de una aeronave comprende:
- una pieza núcleo plana de espesor uniforme, teniendo la pieza núcleo una configuración en U, según una vista en planta, estando compuesta por dos zonas laterales opuestas y una zona central situada entre las zonas laterales e interconectándolas entre sí, definiendo dichas zonas un borde interior de la pieza núcleo
- al menos un refuerzo central de espesor uniforme y que comprende una parte plana que comprende una cara que está unida a una cara de la zona central y a una brida que se extiende desde el plano de la parte plana del refuerzo central y alineada con el borde interior de la pieza núcleo,
- al menos dos refuerzos laterales que tienen un espesor uniforme y comprendiendo cada refuerzo lateral una parte plana que comprende una cara que está unida a una cara de cada una de las zonas laterales opuestas y una brida que se extiende desde el plano de la parte plana del refuerzo lateral y alineada con el borde interior de la pieza núcleo.
El anclaje puede ser obtenido como una sola pieza integral o unitaria. Según una realización preferida, la pieza núcleo y los refuerzos están hechos de composite reforzado con fibra de carbono.
Un segundo aspecto de la presente invención se refiere a un procedimiento de obtención de un anclaje como el definido anteriormente, comprendiendo el procedimiento:
a) cortar una pieza núcleo, al menos un refuerzo central y al menos dos refuerzos laterales de una cinta de fibra de carbono,
b) doblar las bridas de los refuerzos en una etapa de conformación en prensa,
c) Disponer los refuerzos en contacto lateral con la pieza núcleo en un molde para conformar una geometría final y asegurar una etapa de co-curado en autoclave, obteniendo así una pieza unitaria.
Breve descripción de los dibujos
Para una mejor comprensión de la invención, se proporcionan los siguientes dibujos con fines ilustrativos y no limitativos, en los que:
La figura 1 muestra un anclaje metálico del estado de la técnica; la vista a) muestra una vista en perspectiva del anclaje instalado en la superficie trasera del HTP, la vista b) muestra una vista en perspectiva de los dos elementos independientes que forman el soporte superior, junto con un casquillo, y la vista c) muestra una vista en despiece del anclaje metálico.
La figura 2 muestra una vista en perspectiva de un anclaje según la invención instalado en la superficie trasera del HTP.
La figura 3 muestra una vista en perspectiva del anclaje desde el lado configurado para estar en contacto con el HTP.
La figura 4 muestra de forma esquemática una vista en planta de los componentes que forman el anclaje de la invención cuando se cortan a partir de chapa en bruto rectangular apilada laminada y antes de ser doblada y co curada formando una pieza unitaria.
Realización preferente de la invención
En una realización preferente de la invención, mostrada en las figuras 2-4, el anclaje para unir el estabilizador de cola horizontal de una aeronave comprende refuerzos, según la reivindicación1, y se aplica según el procedimiento de la reivindicación 8, en cualquiera de sus lados, y por lo tanto comprende:
- una pieza núcleo (1) obtenida a partir de una cinta de fibras de espesor uniforme, teniendo la pieza núcleo (1) una configuración en U, según una vista en planta, estando así compuesta por dos zonas laterales (1') y una zona central (1'') situada entre las zonas laterales (1'),
- dos refuerzos centrales (2), unidos a ambos lados de la zona central (1'') de la pieza núcleo (1), obtenidos a partir de una cinta de espesor uniforme y unidos a un lado de la zona central (1''). Cada refuerzo central (2) comprende una brida (2') situada en un borde interior (1''') de la pieza núcleo (1), siendo la geometría de la zona unida del al menos un refuerzo central (2) similar a, es decir, tal como la geometría de la zona central (1'') de la pieza núcleo (1), preferiblemente no superando su perímetro,
- cuatro refuerzos laterales (3), unidos a ambos lados de cada zona lateral (1') de la pieza núcleo (1), obtenidos a partir de una cinta de espesor uniforme y estando cada refuerzo lateral (3) unido a un lado de una zona lateral diferente (1') y comprendiendo una brida (3') situada en el borde interior (1'') de la pieza núcleo (1) siendo la geometría de la zona unida de cada refuerzo lateral (3) tal como la geometría de la zona lateral (1') de la pieza núcleo (1), preferentemente no superando su perímetro.
La pieza núcleo (1) y los refuerzos (2, 3) están hechos de composite reforzado con fibra de carbono.
Los refuerzos (2, 3) se unen a la pieza núcleo (1) mediante co-curado en autoclave, obteniendo así una pieza única unitaria.
La pieza núcleo (1) y los refuerzos (2, 3) se obtienen cortando una cinta de composite con fibra de carbono, presentando así el mismo espesor.
Las bridas (2', 3') se obtienen doblando los refuerzos (2, 3) cortados de al menos una cinta.
La brida (2') de cada refuerzo central (2) está orientada de manera que permite el contacto con una superficie trasera (A) de un plano de cola horizontal, es decir, perpendicular al plano de la cinta que forma la pieza núcleo (1). La brida (3') de cada refuerzo lateral (3) está orientada de manera que permite el contacto con una superficie principal (F) del plano de cola horizontal, es decir, configurada para contactar con las superficies superior e inferior de1HTP.
Preferiblemente, la zona central (1'') y la zona de unión del refuerzo central (2) tienen una configuración triangular. Además, según una realización preferente, las zonas laterales (1') y los refuerzos laterales (3) disminuyen su anchura en sus extremos.
Como se representa en las figuras 2-4, la zona central (1'') y el refuerzo central tienen los correspondientes orificios para la función del anclaje.
Claims (9)
1. Anclaje de material composite para la fijación del estabilizador horizontal de cola de una aeronave, caracterizado porque comprende:
- una pieza núcleo plana (1) con un espesor uniforme, teniendo la pieza núcleo (1) una configuración en U, según una vista en planta, estando así compuesta por dos zonas laterales (1') opuestas y una zona central (1'') situada entre las zonas laterales (1') e interconectándolas entre sí, definiendo dichas zonas un borde interior (1''') de la pieza núcleo (1).
- al menos un refuerzo central (2) de espesor uniforme y que comprende una parte plana que comprende una cara y que está unida a una cara de la zona central (1") y una brida (2') que se extiende desde el plano de la parte plana del refuerzo central (2)y situada alineada con el borde interior (1'') de la pieza núcleo (1), - al menos dos refuerzos laterales (3) que tienen un espesor uniforme y comprendiendo cada refuerzo lateral (3) una parte plana que está unida a una cara de cada una de las zonas laterales (1') opuestas y una brida (3') que se extiende desde el plano de la parte plana del refuerzo lateral (3) y situada alineada con el borde interior (1") de la pieza núcleo (1).
2. Anclaje según la reivindicación 1, en el que la pieza núcleo (1) está hecha de cinta de fibras.
3. Anclaje según cualquiera de las reivindicaciones 1 y 2, en el que el al menos un refuerzo central (2) está hecho de una cinta de fibras y la forma geométrica del contorno de la zona unida del al menos un refuerzo central (2) es tal como la forma geométrica del contorno de la zona central (1") de la pieza núcleo (1).
4. Anclaje según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que los al menos dos refuerzos laterales (3) están hechos de una cinta de fibras y la forma geométrica del contorno de la zona de unión de cada refuerzo lateral (3) es tal como la forma geométrica del contorno de la zona lateral (1') de la pieza núcleo (1).
5. Anclaje según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la brida (2') del al menos un refuerzo central (2) está orientada de modo que permite el contacto con la superficie trasera (A) de un plano de cola horizontal, y la brida (3') de cada refuerzo lateral (3) está orientada de modo que permite el contacto con una superficie principal (F) del plano de cola horizontal.
6. Plano de cola horizontal de una aeronave que comprende un anclaje según cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
7. Aeronave que comprende un plano de cola horizontal según la reivindicación anterior.
8. Un procedimiento de obtención de un anclaje según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, que comprende:
a) cortar una pieza núcleo (1), al menos un refuerzo central (2) y al menos dos refuerzos laterales (3) de una cinta de fibra de carbono,
b) doblar las bridas (2', 3') de los refuerzos (2, 3) en la etapa de conformación en prensa,
c) disponer los refuerzos (2, 3) en contacto lateral con la pieza núcleo (1) en un molde para conformar una geometría final y asegurar una etapa de co-curado en autoclave, obteniendo así una pieza unitaria.
9. El procedimiento según la reivindicación 8, en el que las bridas (2', 3') se obtienen doblando los refuerzos (2, 3) cortados de al menos una cinta de fibras
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