ES2955968T3

ES2955968T3 - Ensamblaje estructural sin sujetadores

Info

Publication number: ES2955968T3
Application number: ES18724980T
Authority: ES
Inventors: Jamie Smith; Gawain Horrocks; Philip Johnson
Original assignee: BAE Systems PLC
Current assignee: BAE Systems PLC
Priority date: 2017-05-18
Filing date: 2018-05-17
Publication date: 2023-12-11
Anticipated expiration: 2038-05-17
Also published as: EP3625034A1; EP3625034C0; WO2018211233A1; US20200086550A1; EP3625034B1

Abstract

Un conjunto estructural (900) y método para fabricar el mismo, comprendiendo el método: proporcionar un primer miembro (204) que comprende una superficie de unión (800) y una pluralidad de protuberancias (802) que se extienden desde la superficie de unión (800), una longitud de que cada una de las protuberancias (802) de la superficie de unión (800) sea menor o igual a 2 mm; proporcionar un segundo miembro (202) que comprende un material compuesto reforzado con fibras, comprendiendo el material compuesto reforzado con fibras una pluralidad de fibras alargadas (902) incrustadas en una matriz polimérica (904); mientras la matriz polimérica (904) está en su estado plástico, forzando al segundo miembro (202) contra la superficie de unión (800) y las protuberancias (802) para hacer que el segundo miembro (202) se forme sobre la superficie de unión (800) y las protuberancias (802); y después hacer que la matriz polimérica (904) se endurezca, fijando así el primer miembro (204) a la superficie de unión del segundo miembro (202). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Ensamblaje estructural sin sujetadores

Campo de la invención

La presente invención se refiere a ensamblajes estructurales y a su fabricación.

Antecedentes

Convencionalmente, muchos componentes estructurales de aeronaves se fabrican elaborando individualmente elementos de esos componentes, y posteriormente ensamblándolos en el componente final usando sujetadores mecánicos. Por ejemplo, en un ensamblaje de la puerta del compartimento de la aeronave, una puerta de compartimento de aeronave puede fijarse a un mecanismo de bisagra usando sujetadores mecánicos. La bisagra puede acoplarse además a una subestructura o fuselaje de aeronave usando sujetadores mecánicos.

Tal uso de sujetadores mecánicos tiende a necesitar taladrar y avellanar orificios, escariar y limpiar orificios, e instalar sujetadores mecánicos. Además, el uso de sujetadores mecánicos tiende a requerir una fabricación intensiva en cuanto al trabajo, añadir masa, e inhibir la homogeneidad de las superficies de conexión.

En ciertas aplicaciones, se han empleado métodos de unión adhesiva.

EP3078480 describe un método para conectar una pieza de trabajo de superficie estructurada que comprende una sección de superficie de contacto estructurada con elementos en forma de pasador y una pieza de trabajo de plástico. La pieza de trabajo de superficie estructural puede formarse a partir de aluminio/aleación de aluminio/magnesio/aleación de magnesio/titanio/aleaciones de titanio. Los elementos en forma de pasador pueden tener de 1 a 5 mm en la dirección perpendicular a la sección de superficie de contacto y la pieza de trabajo de plástico se forma preferiblemente a partir de un material plástico reforzado con fibra.

EP2669077 describe una estructura de unión que incluye una porción metálica constituida por un material metálico tal como titanio y una porción de resina constituida por un plástico reforzado con fibra tal como CFRP. Un gran número de salientes que tienen una altura que permite que las salientes entren en contacto con las fibras que constituyen el plástico reforzado con fibras se forman en una superficie de unión del material metálico que sirve como parte de una superficie de unión entre el plástico reforzado con fibra y el material metálico.

EP2554472 describe una interfaz de cargas de una puerta de aeronave que comprende una brida de transferencia de carga metálica o compuesta fijada, mediante pernos, remaches o sujetadores correspondientes, a un marco de borde.

Resumen de la invención

En un primer aspecto, la presente invención proporciona un método para fabricar un ensamblaje estructural como se establece en la reivindicación 1.

El método puede incluir además calentar el segundo miembro para hacer que se ablande la matriz polimérica (es decir, que sea relativamente más flexible o más fácil de moldear). La etapa de forzar el segundo miembro contra la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro se puede realizar durante la etapa de calentamiento. La etapa de hacer que la matriz polimérica se endurezca puede comprender enfriar el segundo miembro.

Una longitud de cada una de las protuberancias desde la superficie de cohesión puede ser inferior que o igual a 1 mm. El método comprende, antes de la etapa de forzar, disponer una capa de un compuesto de cohesión entre el segundo miembro y la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro, en donde el compuesto de cohesión es un polímero. El método puede incluir además calentar el segundo miembro y el compuesto de cohesión, lo que puede hacer que tanto la matriz polimérica como el compuesto de cohesión se ablanden (p. ej., se vuelvan más flexibles o más fáciles de moldear o dar forma). El compuesto de cohesión puede ser del mismo material que la matriz polimérica. Cuando el primer miembro se fija al segundo miembro, las fibras alargadas pueden estar separadas de las protuberancias (por ejemplo, las fibras alargadas se separan de las protuberancias de manera que las fibras alargadas no están en contacto con las protuberancias). Las fibras alargadas pueden tener longitudes superiores a 50 mm. Cuando el primer miembro se fija al segundo miembro, al menos algunas de las fibras alargadas pueden colocarse en espacios entre las protuberancias. Las fibras alargadas pueden tener longitudes inferiores que o iguales a 50 mm. La temperatura a la que se calienta el segundo miembro puede ser inferior que el punto de fusión del primer miembro.

La matriz polimérica puede ser un polímero termoplástico, más preferiblemente un polímero termoplástico semicristalino. Por ejemplo, el termoplástico puede ser una poliariletercetona, PAEK (tal como PEK, PEEK (p. ej. Victrex® PEEK), PEKK, PEEKK, PEKEKK). Alternativamente, la matriz polimérica puede ser un polímero termoendurecido.

Una longitud de cada una de las protuberancias desde la superficie de cohesión puede ser inferior que o igual a 0,9 mm.

El primer miembro se elabora de una aleación de titanio, acero o una aleación de aluminio.

La etapa de proporcionar el primer miembro comprende producir el primer miembro usando un proceso de fabricación aditiva.

El primer miembro es al menos una parte de un ensamblaje de bisagra de puerta de aeronave. El segundo miembro es al menos una parte de una puerta de aeronave.

Las protuberancias pueden ser pirámides.

La presente descripción también proporciona un método para fabricar un ensamblaje estructural. El método comprende: producir un primer miembro usando la fabricación de capas aditivas, el primer miembro que comprende una superficie de cohesión y una pluralidad de protuberancias que se extiende desde la superficie de cohesión, en donde una longitud de cada una de las protuberancias desde la superficie de cohesión es inferior que o igual a 2 mm; proporcionar un segundo miembro, el segundo miembro que comprende un material compuesto reforzado con fibra, el material compuesto reforzado con fibra que comprende una pluralidad de fibras alargadas incrustadas en una matriz polimérica; mientras que la matriz polimérica está en su estado plástico (por ejemplo, mientras que la matriz polimérica es flexible o moldeable y capaz de darle forma, p. ej., un estado en el que la matriz polimérica puede deformarse plásticamente o fluir plásticamente), forzando el segundo miembro contra la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro para hacer que el segundo miembro se forme sobre la superficie de cohesión y las protuberancias (por ejemplo, moldear el segundo miembro contra la superficie de cohesión y las protuberancias de manera que la matriz polimérica se ubique contra la superficie de cohesión y las protuberancias y sea complementaria a estas); y, después de eso, hacer que la matriz polimérica se endurezca (por ejemplo, mediante enfriamiento o curado), fijando de esta manera el primer miembro a la superficie de cohesión del segundo miembro.

En un aspecto adicional, la presente invención proporciona un ensamblaje estructural como se establece en la reivindicación 13.

La presente descripción también proporciona un ensamblaje estructural que comprende: un primer miembro fabricado con capa aditiva que comprende una superficie de cohesión y una pluralidad de protuberancias que se extienden desde la superficie de cohesión, en donde la longitud de cada una de las protuberancias desde la superficie de cohesión es inferior que o igual a 2 mm; y un segundo miembro fijado a la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro, el segundo miembro que comprende un material compuesto reforzado con fibra, el material compuesto reforzado con fibra que comprende una pluralidad de fibras alargadas incrustadas en una matriz polimérica; en donde la matriz polimérica se moldea contra la superficie de cohesión y las protuberancias (por ejemplo, de manera que el material compuesto se coloca contra la superficie de cohesión y las protuberancias y es complementario a estas. En efecto, la superficie de unión y las protuberancias pueden impartir su forma al material compuesto.

Breve descripción de los dibujos

La Figura 1 es una ilustración esquemática de una aeronave ilustrativa;

la Figura 2 es una ilustración esquemática de una vista en perspectiva de un ensamblaje de puerta de aeronave de la aeronave;

la Figura 3 es una ilustración esquemática de una vista en planta del ensamblaje de puerta de aeronave;

la Figura 4 es una ilustración esquemática de una sección transversal de vista lateral del ensamblaje de puerta de aeronave en una posición de bisagra;

la Figura 5 es una ilustración esquemática de una vista inferior de un primer miembro de un ensamblaje de bisagra; la Figura 6 es una ilustración esquemática de una vista lateral del primer miembro;

la Figura 7 es una ilustración esquemática de una vista en planta del primer miembro;

la Figura 8 es una ilustración esquemática de una porción de una superficie de unión del primer miembro;

la Figura 9 es un diagrama de flujo del proceso que muestra ciertas etapas del proceso de producción del ensamblaje de puerta de aeronave;

la Figura 10 es una ilustración esquemática de una etapa del proceso de ensamblaje de puerta de aeronave;

la Figura 11 es una ilustración esquemática de una etapa del proceso de ensamblaje de puerta de aeronave;

la Figura 12 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra detalles adicionales de una estructura de unión sin sujetadores entre la estructura de refuerzo y el primer miembro;

la Figura 13 es una ilustración esquemática de otra etapa adicional del proceso de ensamblaje de puerta de aeronave; la Figura 14 es un diagrama de flujo de proceso que muestra ciertas etapas de un proceso de producción de la estructura de refuerzo de la puerta de aeronave;

la Figura 15 es una ilustración esquemática de un molde de la estructura de refuerzo que moldea la estructura de refuerzo de la puerta de aeronave; y

la Figura 16 es una ilustración esquemática de otra estructura de unión sin sujetadores.

Descripción detallada

Se apreciará que se empleen términos relativos tales como horizontal y vertical, superior e inferior, encima y debajo, frontal y trasero, y etc. simplemente para facilitar la referencia a las figuras y que estos términos no son limitantes como tales, y que pueden aplicarse cualesquiera dos direcciones o posiciones, etc. distintas más que unas direcciones realmente horizontal y vertical, superior e inferior, etc.

La Figura 1 es una ilustración esquemática (no a escala) de una aeronave 100 en la que se implementa una realización de una estructura de unión sin sujetadores. El término “sin sujetadores” se usa aquí para referirse a una unión en la que dos o más elementos se fijan (es decir, se acoplan) juntos sin el uso de sujetadores mecánicos que incluyen, pero no se limitan a, pernos, tornillos, clavos, abrazaderas, y remaches.

La aeronave 100 comprende una puerta 102 de aeronave asegurada, mediante un ensamblaje 104 de bisagra, a un fuselaje 107 de aeronave. Aunque solo se ilustra un único ensamblaje 104 de bisagra en la Figura 1 para facilitar la representación, en esta realización, la puerta 102 de aeronave se acopla al fuselaje 107 por múltiples ensamblajes 104 de bisagras. En particular, en esta realización, la puerta 102 de aeronave se acopla al fuselaje 107 mediante tres ensamblajes 104 de bisagra, como se muestra en las Figuras 2 y 3, que se describen en mayor detalle a continuación. Los ensamblajes 104 de bisagras permiten que la puerta 102 de aeronave se abra y se cierre, es decir, se mueve fuera de y hacia una abertura formada en el fuselaje 107. La puerta 102 de aeronave puede abrirse y cerrarse a través de cualquier medio de accionamiento adecuado (no se muestra). La puerta 102 de aeronave puede abrirse y cerrarse durante el vuelo. Por lo tanto, los ensamblajes 104 de bisagras pueden ser ensamblajes de bisagra que pueden abrirse durante el vuelo.

En esta realización, cada ensamblaje 104 de bisagra comprende un primer miembro 106 respectivo y un segundo miembro 108 acoplado de manera pivotante al primer miembro 106 a través de un vástago 110 de pivote. El primer miembro 106 de cada ensamblaje 104 de bisagra se acopla de manera fija a la puerta 102 de aeronave en una estructura de unión sin sujetadores. Esta estructura de unión sin sujetadores y su fabricación se describirán en mayor detalle a continuación. El segundo miembro 108 de cada ensamblaje 104 de bisagra se acopla de manera fija al fuselaje 107 de aeronave mediante cualquier medio de sujeción apropiado, por ejemplo, usando uno o más sujetadores mecánicos, soldadura, unión adhesiva, y/o usando la estructura de unión sin sujetadores descrita a continuación. La Figura 2 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra detalles adicionales de la puerta 102 de aeronave y los primeros miembros 106 de los múltiples ensamblajes 104 de bisagras acoplados a estos. La Figura 2 muestra una vista en perspectiva de la puerta 102 de aeronave y los primeros miembros 106 acoplados a esta. La Figura 3 es una ilustración esquemática (no a escala) de una vista en planta de la puerta 102 de aeronave y de los primeros miembros 106 acoplados a esta.

La Figura 4 es una ilustración esquemática (no a escala) de una sección transversal de vista lateral de la puerta 102 de aeronave, un primer miembro 106 acoplado a esta.

En esta realización, la puerta 102 de aeronave comprende un panel 200 de puerta y una estructura 202 de refuerzo.

El panel 200 de puerta se elabora de un material compuesto, en particular un material compuesto termoplástico reforzado con fibra de carbono continua. El material compuesto termoplástico reforzado con fibra continua es un material compuesto que comprende (p. ej., de alto rendimiento o de clasificación aeroespacial) fibras de carbono continuas que están incrustadas en una matriz de termoplástico(s), tal como una poliariletercetona (PAEK), por ejemplo, polieteretercetona (PEEK). La terminología “fibras largas” y “fibras continuas” se usa en la presente descripción para referirse a fibras largas que tienen una longitud de más de aproximadamente 50 mm, p. ej., más de aproximadamente 60 mm, más de aproximadamente 80 mm, o más de aproximadamente 100 mm. Las fibras largas pueden tener, por ejemplo, una relación de aspecto general (definida como la relación de longitud de fibra con respecto a diámetro) superior a o igual a aproximadamente 200, por ejemplo, entre aproximadamente 200 y 500, p. ej., aproximadamente 200, 300, 400, o 500.

La superficie inferior del panel 200 de puerta es una superficie externa de la puerta 102 de aeronave y se conforma a una línea de molde exterior (OML) de la aeronave 100. La superficie superior del panel 200 de puerta, que está opuesta a la superficie inferior del panel 200 de puerta, es una superficie interior de la puerta 102 de la aeronave.

La estructura 202 de refuerzo se elabora de un material compuesto. Preferiblemente, la estructura de refuerzo se elabora de un compuesto de fibra de carbono (CFC) que tiene el mismo polímero termoplástico que el material compuesto del que se elabora el panel 200 de puerta. En esta realización, la estructura 202 de refuerzo se elabora de un material compuesto termoplástico reforzado con fibra de carbono corta. El material compuesto termoplástico reforzado con fibra corta es un material compuesto que comprende fibras de carbono cortas o “discontinuas” que están incrustadas en una matriz de termoplásticos, tal como una poliariletercetona (PAEK), por ejemplo, polieteretercetona (PEEK). La terminología “fibras cortas” y “fibras discontinuas” se usa en la presente descripción para referirse a fibras cortas que tienen una longitud inferior que o igual a aproximadamente 50 mm, p. ej., inferior que o igual a aproximadamente 40 mm, inferior que o igual a aproximadamente 30 mm, inferior que o igual a aproximadamente 20 mm, inferior que o igual a aproximadamente 10 mm, o más preferiblemente inferior que o igual a aproximadamente 5 mm. Las fibras cortas pueden tener, por ejemplo, una relación de aspecto general inferior que o igual a aproximadamente 100, por ejemplo, inferior que o igual a aproximadamente 60, p. ej., entre aproximadamente 20 y 60, p. ej., aproximadamente 20, 30, 40, 50 o 60.

La estructura 202 de refuerzo se acopla de manera fija a la superficie superior del panel 200 de puerta, es decir, a la superficie interior del panel 200 de puerta. La estructura 202 de refuerzo comprende una pluralidad de elementos de refuerzo longitudinales y transversales conectados/refuerzos dispuestos en la superficie superior del panel 200 de puerta. Los elementos de refuerzo de la estructura 202 de refuerzo 202 se disponen para formar un marco en la superficie superior del panel 200 de puerta a lo largo de los bordes de la superficie superior del panel 200 de puerta, y para formar vigas transversales conectadas entre lados opuestos del marco. La estructura 202 de refuerzo podría considerarse compleja en forma ya que es una trama conectada de refuerzos.

Como se muestra en la Figura 4, la estructura 202 de refuerzo comprende una superficie superior 202a, paredes laterales 202b, y brida 202c. La brida 202c se dispone contra y se acopla de manera fija a la superficie superior del panel 200 de puerta. Las paredes laterales 202b se extienden hacia arriba desde la brida 202c hasta la superficie superior 202a, separando de esta manera la superficie superior del panel 200 de puerta y la superficie superior 202a. Las paredes laterales 202b se estrechan de tal manera que una distancia entre las paredes laterales 202b en y cerca de la brida 202c es superior a una distancia entre las paredes laterales 202b en y cerca de la superficie superior 202a. En otras palabras, las paredes laterales 202b se estrechan hacia dentro desde la brida 202c hasta la superficie superior 202a. Los refuerzos pueden considerarse en forma corrugada. La superficie superior 202a y las paredes laterales 202b definen una cavidad (un hueco) cuando la brida 202c se acopla de manera fija a la superficie superior del panel 200 de puerta.

La estructura 202 de refuerzo, su construcción y su acoplamiento al panel 200 de puerta se describen en mayor detalle a continuación con referencia a las Figuras 9 y 13.

Los primeros miembros 106 se unen o fijan a la estructura 202 de refuerzo sin el uso de sujetadores mecánicos, tales como pernos o remaches. Por lo tanto, los primeros miembros 106 fijos entre sí y la estructura 202 de refuerzo pueden considerarse estructuras de unión sin sujetadores. La unión o acoplamiento sin sujetadores de los primeros miembros 106 a la estructura 202 de refuerzo se describirá en mayor detalle a continuación con referencia a la Figura 9.

Ahora se describirán detalles adicionales de los primeros miembros 106 con referencia a las Figuras 5-8, donde la Figura 5 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra una vista inferior de un primer miembro 106, la Figura 6 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra una vista lateral del primer miembro 106, y la Figura 7 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra una vista en planta (es decir, vista superior) del primer miembro 106.

En esta realización, el primer miembro 106 es una única pieza monolítica. El primer miembro 106 se elabora de una aleación de titanio, por ejemplo, Ti-6AI-4V. El primer miembro 106 comprende una porción 204 de base y un brazo 206 de bisagra.

La porción 204 de base es un miembro sustancialmente en forma de H o en forma de I cuando se observa en una vista en planta (como en las Figuras 3 y 7).

La porción 204 de base comprende una pared superior 210 sustancialmente en forma de H (o en forma de I) y paredes laterales 212 que se extienden desde esta. El brazo 206 de bisagra se extiende desde una superficie superior de la pared superior 210. La pared superior 210 y las paredes laterales 212 definen un volumen 214. Las paredes laterales 212 se extienden hacia abajo desde todos los bordes de la pared superior 210 en forma de H, excepto los bordes en los extremos de los brazos de la pared superior 210 en forma de H. Por lo tanto, el volumen 214 tiene aberturas laterales 215, como se indica mediante flechas en las Figuras 5 y 7. El volumen 214 tiene una abertura inferior 216 (indicada en la Figura 6) que está definida por los bordes distales de las paredes laterales 212, es decir, los bordes inferiores de las paredes laterales 212 opuestas a los bordes superiores de las paredes laterales que se conectan a la pared superior 210. En esta realización, las paredes laterales 212 se estrechan hacia afuera desde la superficie superior 210 hasta la abertura 216, de tal manera que la abertura 216 es mayor en la sección transversal que la pared superior 210.

En esta realización, la porción de base 204 es complementaria a la porción de la estructura 202 de refuerzo a la que se fija. En otras palabras, la forma del volumen 214 definido por las paredes superior y lateral 210, 212 es sustancialmente la misma que la parte de la estructura 202 de refuerzo a la que se acopla el primer miembro 106. Por lo tanto, cuando el primer miembro 106 se fija sobre la estructura 202 de refuerzo (p. ej., según se muestra en las Figuras 2-4), la estructura de refuerzo se ajusta perfectamente en el volumen 214 definido por las paredes superior y lateral 210, 212 de la porción 204 de base, de tal manera que la estructura 202 de refuerzo entra en contacto con las superficies internas de las paredes superior y lateral 212, 214.

En esta realización, las superficies internas de las paredes superior y lateral 210, 212 son superficies que se juntan (unidas de forma segura) a la estructura 202 de refuerzo y, por lo tanto, se denominan en lo sucesivo “superficies de cohesión” . Estas superficies de cohesión (que se indican mediante un sombreado en la Figura 5) son superficies irregulares o texturizadas.

La Figura 8 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra detalles adicionales de parte de tal superficie 800 de cohesión, es decir, una superficie interior de las paredes superior y/o lateral 210, 212.

En esta realización, la superficie 800 de cohesión comprende una pluralidad de protuberancias (algunas de las cuales se indican en la Figura 8 mediante el número de referencia 802) que se extienden desde la superficie 800 de adhesión (es decir, la superficie interior 210, 212 de la pared) en el volumen 214. Las protuberancias pueden ser pirámides. En esta realización, las protuberancias 802 son pirámides de base cuadrada. Las protuberancias 802 se estrechan desde sus extremos proximales hasta desaparecer en sus extremos distales. Las protuberancias 802 son contiguas sobre alguna o toda la superficie 800 de cohesión. Las protuberancias 802 son inferiores que o iguales a aproximadamente 2 mm de longitud (es decir, inferiores que o iguales a aproximadamente 2 mm de sus extremos proximales a sus extremos distales). Más preferiblemente, las protuberancias 802 son inferiores que o iguales a aproximadamente 1 mm de longitud. Por ejemplo, las protuberancias 802 pueden ser aproximadamente 1 mm, 0,9 mm, 0,8 mm, 0,7 mm, 0,6 mm, 0,5 mm, 0,4 mm, 0,3 mm, 0,2 mm, o 0,1 mm de longitud. También, por ejemplo, las protuberancias 802 pueden tener longitudes inferiores que o iguales a aproximadamente 0,9 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,8 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,7 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,6 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,5 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,4 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,3 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,2 mm, o inferiores que o iguales a aproximadamente 0,1 mm. Las protuberancias pueden tener una longitud mínima de aproximadamente 0,9 mm, 0,8 mm, 0,7 mm, 0,6 mm, 0,5 mm, 0,4 mm, 0,3 mm, 0,2 mm, 0,1 mm, 0,09 mm, 0,075 mm, 0,005 mm, o 0,0025 mm. Las protuberancias tienen un ancho máximo inferior que o igual a aproximadamente 1 mm, es decir, el tamaño de un lado de la base de una protuberancia piramidal de base cuadrada 802 es inferior que o igual a aproximadamente 1 mm. Por ejemplo, la base de una protuberancia 802 pueden ser aproximadamente 1 mm, 0,9 mm, 0,8 mm, 0,7 mm, 0,6 mm, 0,5 mm, 0,4 mm, 0,3 mm, 0,2 mm, o 0,1 mm. También, por ejemplo, las protuberancias 802 pueden tener anchos de base inferiores que o iguales a aproximadamente 0,9 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,8 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,7 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,6 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,5 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,4 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,3 mm, inferiores que o iguales a aproximadamente 0,2 mm, o inferiores que o iguales a aproximadamente 0,1 mm.

Las protuberancias 802 se ubican en superficies 800 de cohesión del primer miembro 106, es decir, aquellas superficies que están en contacto con y se unen a la estructura 202 de refuerzo. De forma ventajosa, las protuberancias 802 tienden a proporcionar un área de superficie aumentada para las superficies 800 de cohesión, y actúan como una “ llave” o un promotor entre los primeros miembros 106 y la estructura 202 de refuerzo. Por lo tanto, tiende a proporcionarse una fuerza de cohesión mejorada entre los primeros miembros 106 y la estructura 202 de refuerzo. Este es particularmente el caso cuando las protuberancias tienen forma piramidal, ya que las pirámides generalmente proporcionan un área de superficie adicional para la cohesión (por ejemplo, cuando se compara con protuberancias con forma de varilla de la misma longitud).

Por lo tanto, se describe un ensamblaje de puerta de aeronave. Lo que se describirá ahora es un proceso para fabricar el ensamblaje de puerta de aeronave.

La Figura 9 es un diagrama de flujo de proceso que muestra ciertas etapas de una realización de un método para fabricar el ensamblaje de puerta de aeronave descrito en mayor detalle anteriormente con referencia a las Figuras 2-8.

En la etapa s2, se produce el panel 200 de puerta.

El panel 200 de puerta puede producirse de cualquier manera apropiada. Por ejemplo, en algunas realizaciones, el material compuesto no curado (p. ej., en forma de múltiples láminas de fibras de carbono que se han impregnado previamente con material de matriz polimérica termoplástica) se coloca contra una superficie de molde de una herramienta de molde del panel de puerta de aeronave y se fija sobre esta. La superficie de molde de la herramienta de molde del panel de aeronave puede ser la misma que la OML deseada para la puerta 102 de aeronave. La herramienta de molde del panel de puerta de aeronave y el material de material compuesto no curado sobre esta pueden calentarse, p. ej., en autoclave, para formar el material compuesto contra la superficie de molde. Posteriormente, el material compuesto se deja enfriar dando como resultado el panel 200 de puerta de CFC.

En la etapa s4, se produce la estructura 202 de refuerzo.

El proceso de producir la estructura 202 de refuerzo se describe en mayor detalle a continuación con referencia a la Figura 14.

En la etapa s6, se producen los primeros miembros 106.

En esta realización, los primeros miembros 106 se producen usando un proceso de fabricación aditiva (AM), que puede comprender, por ejemplo, la construcción de los primeros miembros 106 en capas de una aleación en polvo, tal como una aleación de titanio. Ejemplos de procesos de AM que pueden implementarse incluyen, aunque no de forma limitativa, inyección de aglutinante, deposición por energía dirigida, extrusión de material, inyección de material, fusión de lechos de polvo, laminación de hojas, y fotopolimerización en cubeta.

Las protuberancias 802 pueden formarse en algunas o todas las superficies 800 de cohesión de los primeros miembros 106 mediante cualquier proceso apropiado, por ejemplo, como parte del proceso de AM, o mediante un proceso de moleteado posterior. Preferiblemente, las protuberancias se forman mediante un proceso de AM. Más preferiblemente, los primeros miembros 106 y las protuberancias 802 se elaboran mediante el mismo proceso de AM. En otras palabras, no se requiere ningún proceso secundario para producir las protuberancias 802 sobre las superficies 800 de cohesión de los primeros miembros 106. Esto significa de manera ventajosa que el método para fabricar el ensamblaje estructural es más rápido y sencillo (es decir, menos etapas de procesamiento) en comparación con un método que utiliza el procesamiento secundario para producir el moleteado/protuberancias 802 en las superficies 800 de cohesión (por ejemplo, estampado en caliente/frío/laminado de los primeros miembros 106 con un tratamiento de superficie adicional de ataque químico, mecanizado mecánico o mecanizado por electroerosión para producir el efecto moleteado).

Además, AM es particularmente ventajoso para producir las protuberancias 802, las superficies 800 de cohesión y los primeros miembros 106 cuando los primeros miembros 106 (y, por lo tanto, las superficies 800 de cohesión) tienen forma compleja. El uso de AM permite que las protuberancias 800 se realicen en cualquier geometría o forma de superficie de los primeros miembros 106 con facilidad. El proceso de AM es más adaptable (p. ej., cambiando el modelo de diseño CAD) cuando se compara con tratamientos secundarios tales como electroerosión y ataque químico.

Además, el uso de AM para producir las protuberancias 800 da como resultado que las protuberancias tengan una rugosidad de superficie adicional que proporciona un mecanismo de enchavetado adicional para la matriz de polímero 904 (en otras palabras, la rugosidad de superficie adicional de las protuberancias 800 producidas por un proceso de AM aumenta el área de superficie disponible para la cohesión en comparación con cuando las protuberancias 800 no se forman mediante un proceso de AM (por ejemplo, si se fabrican mediante estampado en frío/caliente con un tratamiento de superficie adicional de grabado químico). Como tal, el uso de AM para producir las protuberancias 800 da como resultado una fuerza de cohesión adicional ventajosa.

La rugosidad de superficie de las protuberancias se puede variar ajustando los parámetros de la máquina de AM y/o el modelo CAD según corresponda.

En la etapa s8, los primeros miembros 106 son tratados con plasma. En esta realización, al menos las superficies 800 de cohesión de los primeros miembros 106 (es decir, las superficies interiores de las paredes superior y lateral 210, 212) experimentan un tratamiento con plasma para cebar las superficies 800 de cohesión para una mejor aceptación y cohesión a la estructura 202 de refuerzo. Sin embargo, en otras realizaciones, se puede omitir tal tratamiento con plasma.

En la etapa s10, los primeros miembros 106 se colocan en una primera herramienta de ensamblaje de puerta.

En la etapa s12, se aplica un compuesto de cohesión a las superficies 800 de cohesión de los primeros miembros

106. En esta realización, el compuesto de cohesión es un polímero en polvo. Preferiblemente, el compuesto de cohesión es un polímero termoplástico, y más preferiblemente, el mismo polímero que el comprendido en el panel 200 de puerta y la estructura 202 de refuerzo, que puede ser un polímero termoplástico tal como un PAEK.

En esta realización, el espesor de la capa de compuesto de cohesión es inferior a las longitudes de las protuberancias, por ejemplo, inferior a aproximadamente 0,5 mm.

En la etapa s14, la estructura 202 de refuerzo se coloca en la primera herramienta de ensamblaje de puerta.

La Figura 10 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra la primera herramienta 804 de ensamblaje de puerta con los primeros miembros 106 y la estructura 202 de refuerzo ubicada en esta.

En esta realización, los primeros miembros 106 y la estructura 202 de refuerzo se colocan en rebajes conformados apropiadamente en la primera herramienta 804 de ensamblaje de puerta para mantener de este manera los primeros miembros 106 y la estructura 202 de refuerzo en posiciones relativas fijas. En particular, la estructura 202 de refuerzo se coloca de tal manera que una porción en forma de H de la estructura 202 de refuerzo se encuentra en el volumen

214 con forma de H definido por las paredes del 212, 214 de la porción 208 de base, y de tal manera que entra en contacto con todas las superficies 800 de cohesión, y el compuesto 806 de cohesión aplicado a estas. El compuesto

806 de cohesión se intercala entre las superficies 800 de cohesión y la estructura 202 de refuerzo. Dado que el tamaño y la forma del volumen 214 es sustancialmente el mismo que la porción de la estructura 202 de refuerzo que se coloca dentro del volumen 214, la estructura 202 de refuerzo se ajusta cómodamente en el volumen 214, y tiende a presionar contra las protuberancias 802. De forma ventajosa, las paredes laterales estrechadas 202b de la estructura 202 de refuerzo y las paredes 212 laterales estrechadas de la porción 204 de base facilitan el prensado de la estructura de refuerzo en la porción 204 de base de tal manera que ocupa el volumen 214.

De forma ventajosa, las protuberancias 802 que tienen longitudes relativamente cortas (es decir, las protuberancias

802 son inferiores que o iguales a aproximadamente 2 mm de longitud, o más preferiblemente inferiores que o iguales a aproximadamente 1 mm de largo) tienden a proporcionar que la estructura 202 de refuerzo no se vea obstaculizada por la presión ajustada en el volumen 214. También, la probabilidad de que se rompan las protuberancias 802, es decir, el cierre de presión, tiende a reducirse en comparación con si hay protuberancias o pasadores más largos en las superficies de cohesión.

En la etapa s16, se presiona una segunda herramienta de ensamblaje de puerta sobre la estructura de refuerzo (es decir, sobre la superficie superior del ensamblaje mostrada en la Figura 10), y el ensamblaje resultante (que se denomina de aquí en adelante “primer ensamblaje” ) se calienta.

La Figura 11 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra el primer ensamblaje 807, es decir, la segunda herramienta 808 de ensamblaje de puerta presionada sobre la primera herramienta 804 de ensamblaje de puerta y los artículos ubicados en esta.

En esta realización, una superficie de herramienta de la segunda herramienta 808 de ensamblaje de puerta tiene la misma forma que la forma deseada de la superficie interior de la estructura 202 de refuerzo. La primera herramienta

804 de ensamblaje de puerta y la segunda herramienta 808 de ensamblaje de puerta se presionan juntas, forzando de esta manera la estructura 202 de refuerzo y los primeros miembros 106 entre sí.

En esta realización, el primer ensamblaje 807 se calienta (por medio de la herramienta de prensado), por ejemplo, a una temperatura que está entre la temperatura de transición vítrea y el punto de fusión del polímero termoplástico que forma el compuesto 806 de unión y la matriz polimérica de la estructura 202 de refuerzo. Por ejemplo, el primer ensamblaje 807 se puede calentar a una temperatura que es superior a aproximadamente 100 0C e inferior a aproximadamente 400 0C, superior a aproximadamente 120 0C e inferior a aproximadamente 375 0C, o superior a aproximadamente 140 0C e inferior a aproximadamente 350 0C, p. ej. aproximadamente 100 0C, 150 °C, 200 0C,

250 0C, 260 °C, 270 °C, 280 °C, 290 °C, 300 °C, 305 0C, 310 0C, 320 °C, 325 °C, 330 °C, 335 °C, 340 °C, 350 360 0C o 370 0C. Por ejemplo, en el caso específico donde el polímero termoplástico es PEEK, el primer ensamblaje

807 puede calentarse a una temperatura que es superior a aproximadamente 1430C e inferior a aproximadam 343 0C, p. ej., aproximadamente 250 °C, 260 °C, 270 °C, 280 0C, 290 0C, 300 0C, 305 °C, 3100C, 3200C, 325 330 0C, 335 °C, o aproximadamente 340 0C. Preferiblemente, en el caso donde el polímero termoplástico es PEEK

(por ejemplo, PEEK de clasificación básica), el primer ensamblaje 807 se calienta a aproximadamente 280 °C-320 °C o 290 °C-310 °C, preferiblemente 300 °C-310 0C, con la máxima preferencia a aproximadamente 304 °C-306 0C, por ejemplo, a aproximadamente 305 0C. Sin embargo, se pueden calentar algunos materiales PEEK de alta temperatura (clasificación alta) hasta una temperatura más alta.

El polímero termoplástico calentado está en su estado plástico, es decir, un estado en el que el polímero termoplástico es plástico, p. ej., puede deformarse plásticamente, conformarse, o moldearse.

El calentamiento del polímero termoplástico hace que el polímero termoplástico se vuelva más flexible, moldeable, o más blando que antes de calentarlo.

La combinación de calor y presión aplicada a la estructura 202 de refuerzo, el compuesto 806 de cohesión, y los primeros miembros 106 tiende a hacer que el polímero termoplástico de la estructura 202 de refuerzo y el compuesto 806 de cohesión se fusionen (es decir, se suelden) juntos. Por ejemplo, el polímero termoplástico de la estructura 202 de refuerzo y el compuesto de cohesión pueden fluir entre sí y mezclarse, al menos hasta cierta extensión. También, esta combinación de calor y presión tiende a hacer que el polímero termoplástico se moldee hasta la forma de, y/o fluya entre, las protuberancias 802 en las superficies 800 de cohesión.

El polímero termoplástico de la estructura 202 de refuerzo es capaz de moldearse o deformarse plásticamente (o de fluir plásticamente) a una temperatura inferior al punto de fusión del primer miembro 106 de aleación de titanio. Por lo tanto, el primer miembro 106 tiende a no deformarse por el proceso de calentamiento realizado en la etapa s16.

Después de calentar el primer ensamblaje 807 durante un tiempo suficiente para hacer que el polímero termoplástico de la estructura 202 de refuerzo y el compuesto 806 de cohesión se fusionen entre sí (que pueden ser cualquier momento apropiado, por ejemplo, un aumento de aproximadamente 2-3 horas, una permanencia de aproximadamente 2 horas y una caída de aproximadamente 2 horas), se puede dejar que el primer ensamblaje 807 se enfríe provocando de esta manera que el polímero termoplástico se endurezca o solidifique. Esto tiende, de forma ventajosa, a proporcionar un acoplamiento fuerte sin sujetadores entre la estructura 202 de refuerzo y los primeros miembros 106.

La Figura 12 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra detalles adicionales de la estructura 900 de unión sin sujetadores entre la estructura 202 de refuerzo y los primeros miembros 106 producidos en la etapa s16.

La estructura 202 de refuerzo comprende fibras 902 de carbono relativamente cortas incrustadas en la matriz 904 de polímero termoplástico.

En esta realización, la matriz 904 de polímero se forma contra toda la superficie 800 de cohesión. La matriz 904 polimérica entra en contacto con las superficies de las protuberancias 802 y también ocupa espacios entre las protuberancias 802.

En esta realización, el espesor del compuesto de cohesión aplicado en la etapa s12 es inferior a las longitudes de las protuberancias, por ejemplo, inferior a aproximadamente 0,5 mm. Por lo tanto, las protuberancias 802 se extienden en la región de la matriz 904 polimérica de la estructura 202 de rigidez en la que están presentes las fibras cortas 902. De forma ventajosa, las longitudes cortas de las fibras (p. ej., inferior que o igual a aproximadamente 50 mm) tienden a permitir que las fibras 902 se muevan o fluyan alrededor de las protuberancias 802 cuando el primer ensamblaje se calienta (en la etapa s16). Por lo tanto, ciertas fibras cortas 902 tienden a ubicarse dentro de la matriz 904 polimérica, y se colocan alrededor/dentro de las protuberancias 802. Esto tiende, de forma ventajosa, a proporcionar una cohesión fuerte entre la estructura 202 de refuerzo y los primeros miembros 106.

De forma ventajosa, las longitudes relativamente cortas de las protuberancias 802 tienden a proporcionar que el espesor de la sección transversal de la estructura 202 de refuerzo en las ubicaciones de las protuberancias 802 no se reduzca significativamente. El uso de protuberancias o pasadores más largos en las superficies 800 de cohesión tendería a reducir el espesor de la estructura 202 de refuerzo en las ubicaciones de esas protuberancias o pasadores más largos, introduciendo de esta manera puntos de debilidad estructural en la estructura 202 de refuerzo. Esto tiende a evitarse en la estructura 900 de cohesión sin sujetadores descrita anteriormente.

Volviendo a la descripción de la Figura 9, en la etapa s18, la segunda herramienta 808 de ensamblaje de puerta se retira del primer ensamblaje 807, el compuesto 806 de cohesión se aplica después a las superficies de la estructura 202 de refuerzo que deben fijarse al panel 200 de puerta (es decir, la brida 202c), y el panel 200 de puerta (producido en la etapa s20) se coloca en la primera herramienta 804 de ensamblaje de puerta sobre la estructura 202 de refuerzo.

En la etapa s20, se presiona una tercera herramienta de ensamblaje de puerta sobre el panel 200 de puerta, y el ensamblaje resultante (que se denomina de aquí en adelante “segundo ensamblaje” ) se calienta.

La Figura 13 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra el segundo ensamblaje 810.

El compuesto 806 de cohesión se intercala entre el panel 200 de puerta y las superficies de la estructura 202 de refuerzo que deben fijarse al panel 200 de puerta.

En esta realización, una superficie de herramienta de la tercera herramienta 812 de ensamblaje de puerta tiene la misma forma que la forma deseada de la superficie exterior del panel 200 de puerta, es decir, la OML de la aeronave 100. La primera herramienta 804 de ensamblaje de puerta y la tercera herramienta 812 de ensamblaje de puerta se presionan juntas, forzando de esta manera la estructura 202 de refuerzo y el panel 200 de puerta entre sí.

En esta realización, el segundo ensamblaje 810 se calienta a una temperatura que está entre la temperatura de transición vítrea y el punto de fusión del polímero termoplástico que forma el compuesto 806 de cohesión y la matriz polimérica de la estructura 202 de refuerzo y el panel 200 de puerta. Por ejemplo, el segundo ensamblaje 810 se puede calentar a una temperatura que es superior a aproximadamente 100 0C e inferior a aproximadamente 400 0C, superior a aproximadamente 120 0C e inferior a aproximadamente 375 °C o superior a aproximadamente 140 °C e inferior a aproximadamente 350 °C, p. ej. aproximadamente 100 0C, 150 0C, 200 °C, 250 °C, 260 °C, 270 0C, 280 0C,

290 0C, 300 0C, 305 0C, 310 °C, 320 0C, 325 0C, 330 0C, 335 0C, 340 el segundo ensamblaje 810 se calienta a aproximadamente 280 °C-320 0C o 290 °C-310 °C, preferiblemente 300 0C-310 0C, con la máxima preferencia a aproximadamente 304 °C-306 °C, por ejemplo, a aproximadamente 305 0C.

La combinación de calor y presión aplicada a la estructura 202 de refuerzo, el compuesto 806 de cohesión y el panel

200 de puerta tienden a hacer que el polímero termoplástico de la estructura 202 de refuerzo, el compuesto 806 de cohesión y el panel 200 de puerta se fusionen (es decir, se suelden) juntos.

Después de calentar el segundo ensamblaje 810 durante un tiempo suficiente para hacer que el polímero termoplástico de la estructura 202 de rigidización, el compuesto 806 de cohesión y el panel 200 de puerta se fusionen entre sí (que pueden ser cualquier momento apropiado, por ejemplo, un aumento de aproximadamente 2-3 horas, una permanencia de aproximadamente 2 horas y una caída de aproximadamente 2 horas), el segundo ensamblaje 810 puede dejarse enfriar provocando de esta manera que el polímero termoplástico se solidifique. Esto tiende, de forma ventajosa, a proporcionar una cohesión fuerte entre la estructura 202 de refuerzo y el panel 200 de puerta.

En la etapa s22, el panel 200 de puerta, la estructura 202 de refuerzo y los primeros miembros 106 fijados entre sí (es decir, el ensamblaje de la puerta) se retiran de las herramientas 804, 812 de ensamblaje de puerta.

De forma ventajosa, las paredes 202b laterales estrechadas de la estructura 202 de refuerzo tienden a facilitar la extracción del ensamblaje de puerta de la herramienta 804 de ensamblaje de puerta.

Por lo tanto, se proporciona una realización de un método de fabricación de la puerta 102 de aeronave.

Volviendo ahora a la descripción de la etapa s4, la Figura 14 es un diagrama de flujo de proceso que muestra ciertas etapas de un proceso para producir la estructura 202 de refuerzo realizada en la etapa s4.

En la etapa s30, se proporciona un material compuesto termoplástico reforzado con fibra continua, preferiblemente en forma de una o más láminas o paneles que se denominan de aquí en adelante “primeras láminas” . El material compuesto termoplástico reforzado con fibra continua es un material compuesto que comprende (p. ej., de alto rendimiento o de clasificación aeroespacial) fibras de carbono continuas que están incrustadas en una matriz de termoplásticos, tal como PAEK (p. ej., PEEK). Como se ha indicado anteriormente, la terminología “fibras continuas” se usa en la presente descripción para referirse a fibras largas de longitud superior a 50 mm.

El material compuesto termoplástico reforzado con fibra continua puede ser una estructura estratificada o laminada.

Las fibras continuas pueden disponerse en cualquier forma apropiada que incluye, aunque no de forma limitativa, disposición unidireccional, ligamento tafetán, tejido de satén de arnés, trenzado y cosido.

En la etapa s32, la una o más primeras láminas se cortan en piezas relativamente pequeñas o “granulos” . Por lo tanto, las primeras láminas pueden considerarse “granuladas” . Preferiblemente, la una o más primeras láminas se cortan en múltiples direcciones diferentes, más preferiblemente en dos direcciones que se extienden esencialmente perpendiculares entre sí. Preferiblemente, los gránulos en los que se cortan la una o más primeras láminas tienen una dimensión más larga inferior que o igual a aproximadamente 25 mm, p. ej., en el rango de aproximadamente 0-5 mm, en el rango de aproximadamente 5-10 mm, en el rango de aproximadamente 10-15 mm, en el rango de aproximadamente 15-20 mm o en el rango de aproximadamente 20-25 mm. Los gránulos en los que se cortan la una o más primeras láminas tienden a comprender fibras de carbono relativamente cortas o fibras de carbono discontinuas.

La terminología “fibras discontinuas” y “fibras cortas” se usa en la presente descripción para referirse a fibras cortas que tienen una longitud inferior que o igual a aproximadamente 50 mm.

En la etapa s34, los gránulos producidos en la etapa s32 se moldean en una lámina sustancialmente plana, formando de esta manera una lámina de material compuesto termoplástico reforzado con fibra corta, que se denomina de aquí en adelante “ segunda lámina” .

Las segundas láminas pueden formarse mediante cualquier proceso apropiado, que incluye, por ejemplo, uno de colocación de los gránulos en un molde, calentar los gránulos (p. ej., a una temperatura por encima del punto de fusión del polímero termoplástico, o a una temperatura entre la temperatura de transición vítrea y el punto de fusión del polímero termoplástico) para hacer que los gránulos se aglomeren y se formen en la forma de la cavidad del molde, y después de eso permitiendo que el material se enfríe y endurezca antes de retirar la segunda lámina del molde.

En la etapa s36, la segunda lámina sustancialmente plana se coloca en un molde de estructura de refuerzo, es decir, un molde que tiene una cavidad de molde sustancialmente de la misma forma que la forma deseada para la estructura 202 de refuerzo.

En la etapa s38, el molde de la estructura de refuerzo y la segunda lámina en esta se calientan, y el molde de la estructura de refuerzo aplica presión a la segunda lámina para formar la segunda lámina en la forma deseada para la estructura 202 de refuerzo.

La Figura 15 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra el molde 900 de la estructura de refuerzo y la segunda lámina 902 en esta.

En esta realización, para presionar la segunda lámina en la forma deseada formando de esta manera la estructura 202 de refuerzo, el molde 900 de la estructura de refuerzo y la segunda lámina 902 en esta se calientan a una temperatura que está entre la temperatura de transición vítrea y el punto de fusión del polímero termoplástico comprendido en la segunda lámina 902. El calentamiento a tal temperatura durante el conformado reduce el nivel de adelgazamiento y el esfuerzo aplicado en la pieza resultante en comparación con, por ejemplo, el método de estampado en frío. Por ejemplo, el molde 900 de la estructura de refuerzo y la segunda lámina 902 en esta se pueden calentar a una temperatura que es superior a aproximadamente 100 0C e inferior a aproximadamente 400 0C, superior a aproximadamente 120 0C e inferior a aproximadamente 375 0C o superior a aproximadamente 140 0C e inferior a aproximadamente 350 0C, p. ej., aproximadamente 1000C, 150 0C, 200 0C, 250 0C, 260 0C, 270 0C, 280 0C, 290 0C, 300 0C, 305 0C, 310 0C, 320 0C, 325 0C, 330 0C, 335 0C, 340 0C, 350 0C, 360 0C o 370 0C. Preferiblemente, el molde 900 de la estructura de refuerzo y la segunda lámina 902 se calientan a aproximadamente 280 °C-320 0C o 290 0C-310 0C, preferiblemente 300 °C-310 0C, con la máxima preferencia a aproximadamente 304 °C-306 0C, por ejemplo, a aproximadamente 305 0C.

La combinación de calor y presión aplicada a la segunda lámina 902 tiende a formar la segunda lámina 902 en la forma deseada de la estructura 202 de refuerzo. De forma ventajosa, las fibras de carbono relativamente cortas en la segunda lámina 902 aumentan la fluidez y, por lo tanto, tienden a facilitar que la segunda lámina 902 se presione formada en la forma deseada relativamente compleja para la estructura 202 de refuerzo, en comparación con si la segunda lámina comprendía fibras más largas (p. ej., continuas). Además, el uso del material compuesto reforzado con fibra corta de la segunda lámina 902 tiende a facilitar la producción de la estructura 202 de refuerzo como una única pieza monolítica, reduciendo de esta manera el tiempo de ensamblaje, errores de ensamblaje, costes y aumentando la precisión de la parte. En otras palabras, una red de refuerzos corrugados en una estructura de refuerzo monolítica se produce en un proceso de moldeo. Por lo tanto, la red de refuerzos en forma de una pieza monolítica puede acoplarse al panel de puerta en una operación en lugar de refuerzos individuales que tienen que acoplarse en múltiples operaciones.

En algunas realizaciones, la segunda lámina se calienta lejos del molde de la estructura de refuerzo, y posteriormente se lleva al molde de la estructura de refuerzo donde se conforma en la forma deseada para la estructura de refuerzo.

En la etapa s40, la estructura 202 de refuerzo se deja enfriar y endurecer en el molde 900 de la estructura de refuerzo, y después de eso se retira del molde 900 de la estructura de refuerzo.

De forma ventajosa, las paredes 202b laterales estrechadas de la estructura 202 de refuerzo tienden a facilitar la extracción de la estructura 202 de refuerzo del molde 900 de la estructura de refuerzo.

Por lo tanto, se proporciona un proceso de producción de una estructura 202 de refuerzo.

De forma ventajosa, la conformación por prensado de la estructura 202 de refuerzo proporciona un método de fabricación de bajo coste, particularmente cuando se compara con los métodos de herramientas más complejos de moldeo por inyección y estampado conjunto. Esto es particularmente beneficioso en la producción de bajo volumen.

Además, el procedimiento de formación por prensado facilita la formación de las secciones huecas de la estructura 202 de refuerzo (los huecos formados a partir de la corrugación de los refuerzos cuando se acoplan al panel de puerta) y la forma compleja y curvada de la corrugación de los refuerzos. La utilización de secciones huecas en la estructura 202 de refuerzo logra un nivel determinado de rendimiento estructural para una masa inferior, que es particularmente beneficiosa para ensamblajes de bisagras en estructuras de aeronaves.

Además, la conformación por prensado de la estructura 202 de refuerzo da como resultado una fracción de volumen ventajosa (es decir, más material estructural para un volumen determinado) particularmente cuando se compara con métodos alternativos tales como moldeo por inyección.

La formación por prensado también facilita el uso de material de CFC reforzado con fibra corta anisotrópica (p. ej., diferentes longitudes de fibra). En otras palabras, la conformación por prensado puede alojar un rango más amplio de longitudes de fibra en comparación con, por ejemplo, procesos de inyección que tienden a limitarse a fibras más cortas para lograr la fluidez. Las estructuras y ensamblajes de puertas de aeronaves de la presente invención pueden ser estructuras “contra el viento” y, como tales, pueden experimentar cargas elevadas (por ejemplo, cargas acústicas), especialmente cuando están abiertas en vuelo. Como tal, las estructuras tienen que ser de alto rendimiento para una masa dada. Esto se logra particularmente mediante la combinación de fibras cortas de carbono con un proceso de conformación por prensado.

De forma ventajosa, el material de CFC reforzado con fibra corta del que se hace la estructura de rigidez tiende a ser reciclable. Esto tiende a facilitar la reparación y el mantenimiento de la estructura de refuerzo y permite la recuperación del material. Además, el material de CFC reforzado con fibra corta del que se hace la estructura de refuerzo se puede producir, como se ha descrito anteriormente, del material de CFC reforzado continuo. Por lo tanto, los costes tienden a reducirse.

Cuando el ensamblaje de puerta descrito anteriormente está en uso en la aeronave 100, la estructura de unión sin sujetadores tiende a experimentar esfuerzo de cizalla, por ejemplo, esfuerzo de cizalla que actúa para intentar hacer que las paredes laterales 212 de la porción 204 de base y las paredes laterales 202b de la estructura 202 de refuerzo (que superficies internas sustancialmente paralelas de la estructura de unión si sujetadores y se cohesionan entre sí) se deslizan una sobre otra. De forma ventajosa, la estructura de unión sin sujetadores descrita anteriormente tiende a tener una resistencia a alto cizallamiento particularmente elevada a este tipo de fuerza de cizallamiento. Esta resistencia a alto cizallamiento puede resultar, al menos en parte, de las protuberancias 802 ubicadas en las superficies de cohesión de las paredes laterales 212 de la porción 204 de base, y el polímero termoplástico formado contra esas protuberancias 802. También, esta resistencia a alto cizallamiento puede resultar, al menos en parte, del área de superficie grande de las superficies que experimentan fuerzas de cizallamiento en uso (es decir, el área de superficie relativamente grande de las superficies 800 de cohesión de las paredes laterales 212 de la porción 204 de base, y el área de superficie de la estructura 212 de refuerzo unida a esas superficies 800 de cohesión). La resistencia a alto cizallamiento puede dar como resultado que, al menos en parte, las protuberancias 802 se elaboren de un proceso de AM y la textura rugosa resultante de las protuberancias 802 proporcione superficies de cohesión aumentadas.

De forma ventajosa, la forma H de la porción 204 de base tiende a proporcionar que la porción 204 de base sea compacta (es decir, su tamaño está limitado en múltiples dimensiones diferentes), mientras que todavía proporciona el área de superficie grande de las superficies que experimentan fuerzas de cizallamiento en uso. Este tamaño compacto de la porción de base tiende a facilitar la producción de los primeros miembros, por ejemplo, mediante máquinas de AM que tienen volúmenes de construcción limitados.

Además, la forma H de la porción 204 de base tiende a proporcionar paredes orientadas en múltiples direcciones diferentes. Esto tiende de forma ventajosa a proporcionar que la estructura de unión sin sujetadores sea capaz de soportar momentos de retorcedura. En uso, las superficies superiores 210 de las porciones 204 de base tienden a transferir cargas a las paredes laterales 212 de las porciones 204 de base.

De forma ventajosa, la estructura de unión sin sujetadores descrita anteriormente tiende a proporcionar que ningún o un número reducido de sujetadores mecánicos se use en el ensamblaje de puerta. Esto tiende a reducir el peso total del ensamblaje de puerta, y también puede acelerar el tiempo de ensamblaje.

De forma ventajosa, la estructura de unión sin sujetadores descrita anteriormente tiende a facilitar la reparación y el mantenimiento del ensamblaje de puerta. Por ejemplo, en el caso de que un ensamblaje de bisagra requiera reparación o reemplazo, el primer miembro relevante puede retirarse con relativa facilidad de la puerta de la aeronave fundiendo el polímero termoplástico cohesionado a ese primer miembro. Después, el primer miembro puede repararse y reemplazarse.

De forma ventajosa, la tolerancia al daño tiende a mejorarse usando termoplásticos, que tienden a ser menos quebradizos que los materiales termoendurecibles.

Cabe señalar que algunas de las etapas del proceso ilustradas en el diagrama de flujo de las Figura 9 y 14 y descritas anteriormente pueden omitirse o tales etapas del proceso pueden realizarse en un orden diferente al que se presenta a continuación y que se muestra en las Figuras 9 y 14. Además, aunque todas las etapas de proceso se han representado, por motivos de conveniencia y facilidad de comprensión, como etapas discretas y temporalmente secuenciales, no obstante, algunas de las etapas de proceso pueden de hecho realizarse simultáneamente o al menos superponerse en cierta medida temporalmente.

En las realizaciones anteriores, la estructura de unión sin sujetadores usada para acoplar la bisagra a la estructura de refuerzo no incluye ningún sujetador mecánico (p. ej., pernos, tornillos, clavos, abrazaderas y remaches). Sin embargo, los expertos en la técnica apreciarán que los sujetadores mecánicos, que incluyen, aunque no de forma limitativa, pernos, tornillos, clavos, abrazaderas y remaches, pueden usarse además de la estructura de unión sin sujetadores, por ejemplo, para proporcionar resistencia adicional a la unión. Por ejemplo, en algunas realizaciones, pueden usarse fijadores mecánicos (p. ej., remaches o denominados “ remaches ciegos” ) para acoplar la bisagra a la estructura de refuerzo además de la estructura de unión sin sujetadores descrita anteriormente, por ejemplo, para reducir la probabilidad de desprendimiento.

La aeronave puede ser una aeronave tripulada o una aeronave no tripulada.

En las realizaciones anteriores, el ensamblaje de puerta de aeronave comprende tres ensamblajes de bisagra. Sin embargo, en otras realizaciones, el ensamblaje de puerta de aeronave comprende un número diferente de ensamblaje de bisagra, p. ej., uno, dos, o más de tres ensamblajes de bisagras.

En las realizaciones anteriores, la estructura de unión sin sujetadores fija un miembro de bisagra elaborado de una aleación de titanio a un componente de puerta de aeronave elaborado de un CFC termoplástico de fibra corta. Sin embargo, en otras realizaciones, el miembro de bisagra o una entidad diferente se elabora de un material diferente distinto de la aleación de titanio analizada anteriormente, por ejemplo, un tipo diferente de aleación de titanio (tal como cualquiera de las clasificaciones 1-38 aleaciones de titanio), aleaciones de aluminio (tales como 7068, 7075, 6061, 6063 o 7050 aluminio), acero. También, por ejemplo, el componente de puerta de aeronave o una entidad diferente se elabora de un material diferente distinto de un CFC termoplástico de fibra corta, por ejemplo, un material compuesto reforzado con fibra continua (que puede ser, p. ej., termoendurecible o termoplástico), un material compuesto reforzado con fibra corta o larga termoendurecible (que puede tener, como matriz polimérica, resina de poliéster, caucho vulcanizado, resina epoxi, resinas de silicona, o una combinación de estos), o un material compuesto reforzado con fibra de vidrio o celulosa-fibra.

Los ejemplos de termoplásticos adecuados que se pueden usar en el contexto de la presente invención incluyen, aunque no de forma limitativa, acrílico, acrilonitrilo butadieno estireno (ABS), nailon, polilactida (PLA), polietercetona (PEK), polieteretercetona (PEEK), polietercetoncetona (PEKK), polietercetoncetona (PEEKK), polietercetonetercetoncetona (PEKEKK), polibencimidazol (PBI), policarbonato (PC), poliéter sulfona (PES), polieterimida (PEI), polietileno (PE), óxido de polifenileno (PPO), perfluoroalcoxialcano (PFA), etilentetrafluoroetileno (ETFE), sulfuro de polifenileno (PPS), polipropileno (PP), poliestireno, cloruro de polivinilo (PVC), y polímero politetrafluoroetileno (PTFE), o cualquier combinación de esos.

En las realizaciones anteriores, la estructura de refuerzo comprende una pluralidad de elementos de refuerzo longitudinales y transversales conectados dispuestos para formar un marco. Sin embargo, en otras realizaciones, la estructura de refuerzo tiene una forma diferente.

En las realizaciones anteriores, la estructura de refuerzo se produce usando un proceso descrito en mayor detalle anteriormente con referencia a la Figura 13. Sin embargo, en otras realizaciones, la estructura de refuerzo se produce usando un proceso apropiado diferente, p. ej., un moldeo por inyección que comprende fundir los gránulos e inyectar los gránulos fundidos en un molde.

En las realizaciones anteriores, el primer miembro se produce usando un proceso de AM.

En las realizaciones anteriores, cuando se observa desde arriba, las porciones 204 de base de los primeros miembros 106 tienen forma de H. Sin embargo, en otras realizaciones, cuando se ve desde arriba, la porción de base de una o más de las porciones de base tiene una forma diferente, por ejemplo, una forma de C, una forma de S, una forma de J, una forma de L, una forma de T, una forma de U, una forma de F, una forma de Y, una forma de X, etc. Preferiblemente, la forma de la porción de base se optimiza de manera que las áreas superficiales de la superficie de unión que experimentan fuerzas de corte en su uso. La estructura 202 de refuerzo puede tener una forma que le permita encajar en las porciones de base. La porción 204 de base podría considerarse de forma coincidente a la estructura 202 de refuerzo. En otras palabras, la bisagra se asienta sobre la parte superior de la estructura de refuerzo y utiliza el perfil exterior de los refuerzos para permitir que las cargas de puerta se transfieran por cizallamiento en la bisagra. Este arreglo minimiza la carga de tensión en la superficie de cohesión y significa, por ejemplo, que no se requieren sujetadores estructurales o sujetadores antidesprendimiento.

Preferiblemente, la porción 204 de base comprende paredes orientadas en múltiples direcciones. Preferiblemente, la porción 204 de base se forma de manera que proporciona un área de huella máxima para la superficie de unión. Esto ayuda de forma ventajosa a la adherencia y, por lo tanto, al rendimiento.

En las realizaciones anteriores, la porción de base del primer miembro y la estructura de refuerzo tienen paredes laterales cónicas. Sin embargo, en otras realizaciones, las paredes laterales se forman de manera diferente. Por ejemplo, en algunas realizaciones, la conicidad puede ser opuesta a la descrita anteriormente. También, en algunas realizaciones, las paredes laterales no se estrechan.

En las realizaciones anteriores, la superficie interior de las paredes comprende una pluralidad de protuberancias 802 que se extienden en el volumen 214. Sin embargo, en otras realizaciones, las protuberancias se omiten desde algunas o todas las superficies interiores de las paredes. Por ejemplo, en algunas realizaciones, las protuberancias solo se ubican en algunas o todas las superficies interiores de las paredes laterales, y la superficie interior de la pared superior no incluye tales protuberancias. En algunas realizaciones, el uso de un proceso de AM tiende a proporcionar que las superficies de cohesión sean suficientemente rugosas o texturizadas para proporcionar una resistencia de unión adecuada.

En las realizaciones anteriores, las protuberancias 802 son pirámides de base cuadrada. Sin embargo, en otras realizaciones, una o más de las protuberancias es una pirámide de base de forma diferente, por ejemplo, una pirámide con base en círculo (cono), una pirámide con base en rectángulo o una pirámide con base en triángulo.

En las realizaciones anteriores, las protuberancias 802 son contiguas sobre alguna o toda la superficie interior. Sin embargo, en otras realizaciones, algunas o todas las protuberancias se separan de otras protuberancias. Por ejemplo, en algunas realizaciones, las protuberancias comprenden pasadores separados que se extienden desde la superficie interior de una pared en el volumen.

En las realizaciones anteriores, las protuberancias 802 tienen un ancho de base que es inferior que o igual a aproximadamente 1 mm. Sin embargo, en otras realizaciones, el ancho de base de uno o más de las protuberancias es un tamaño diferente, por ejemplo, superior a aproximadamente 1 mm, por ejemplo, 1-1,5 mm o 1,5-2 mm.

En las realizaciones anteriores, en la estructura de unión sin sujetadores (según se muestra en la Figura 12, por ejemplo) las protuberancias 802 se extienden en la región de la matriz 904 polimérica en la que están presentes las fibras cortas 902. Las longitudes cortas de las fibras tienden a permitir que las fibras se muevan o fluyan alrededor de las protuberancias cuando el primer ensamblaje se calienta. Sin embargo, en otras realizaciones, en la estructura de unión sin sujetadores, las protuberancias permanecen separadas de una proporción significativa, o todas las fibras de carbono en la matriz polimérica, como se describirá ahora.

El tamaño, la forma, la dirección y la ubicación de las protuberancias 802 se eligen para adaptarse mejor a las acciones de carga del primer miembro 106 y del ensamblaje estructural en general. Por ejemplo, puede ser preferible tener protuberancias 802 más grandes alrededor de la periferia de la superficie de unión y protuberancias 802 más pequeñas en el centro de la superficie de unión. Por consiguiente, en el método y el ensamblaje estructural de la presente invención, las protuberancias 802 pueden ubicarse desde (se extienden desde) la periferia al centro de la superficie de cohesión con las protuberancias más cercanas a la periferia más grande en al menos una dimensión (p. ej., longitud y/o ancho) que las situadas más cerca del centro de la superficie de unión.

La dirección/alineación de las protuberancias también puede variar. Por ejemplo, las protuberancias pueden estar a 90 grados con respecto a la superficie de unión, en un ángulo obtuso con respecto a la superficie de unión o en un ángulo agudo con respecto a la superficie de unión. Cuando se encuentra en un ángulo agudo con respecto a la superficie de unión, las protuberancias actúan para agarrar además la estructura compuesta, actuando como dientes afilados.

El uso de un proceso de AM para producir las protuberancias 802 (preferiblemente protuberancias con forma de pirámide) facilita la alteración del tamaño, la dirección/alineación, la forma, el número y/o la ubicación de las protuberancias, por ejemplo, a medida que la compensación de diseño o las condiciones requeridas de uso del cambio de ensamblaje estructural. Esto se debe a que alterar tales parámetros requiere la alteración de un modelo CAD y no requiere herramientas adicionales/moldeo a realizar, como sería el caso en, por ejemplo, estampado en caliente/en frío, laminado o moldeo por inyección. Como tal, el uso de un método de AM es de forma ventajosa más rentable y optimiza el tiempo.

Además, el uso de un proceso de AM permite múltiples variaciones en el tamaño, la forma, la dirección y/o la ubicación de las protuberancias. Tal control de diseño no se puede lograr fácilmente con procesos alternativos tales como estampado, enrollado o mecanizado de las protuberancias.

El uso de un proceso de AM también produce tolerancias estrechas en el tamaño y la forma de las protuberancias (en otras palabras, existe muy poca variación en las dimensiones y la forma de cada protuberancia).

El uso de un proceso de AM para producir las protuberancias también puede dar como resultado tensiones residuales reducidas, degradación y/o daño en el primer miembro y las protuberancias en comparación con procesos tales como estampado/laminado en frío/caliente.

La Figura 16 es una ilustración esquemática (no a escala) que muestra una estructura 900 de unión de sujetadores entre un primer miembro 106 y un artículo 1000 elaborado de un material compuesto reforzado con fibra continua.

La estructura 900 de unión sin sujetadores mostrada en la Figura 16 puede producirse usando el método descrito anteriormente con referencia a la Figura 9, p. ej., las etapas s8-s22 con la estructura 202 de refuerzo de puerta sustituida por el artículo 1000 elaborado del material compuesto reforzado con fibra continua. Además, opcionalmente, en la etapa s12, el espesor del compuesto de unión aplicado a la superficie 800 de cohesión puede ser superior a las longitudes de las protuberancias 802. Por lo tanto, de forma ventajosa, las fibras de carbono continuas 1002 en el artículo 100 tienden a separarse de la mayoría o de todas las protuberancias 802, como se indica en la Figura 16 por una flecha de doble punta y el número de referencia 1004. Esta separación 1004 entre las fibras 1002 de carbono y las protuberancias 802 tiende a proporcionar que existe poca o ninguna deformación o alteración de la fibra de las fibras continuas 1002 causadas por las protuberancias 802. La formación o perturbación de las fibras largas 1002 puede dar como resultado una resistencia y/o rigidez reducida del artículo 1000 de material compuesto reforzado con fibra de carbono larga. Esta resistencia y/o rigidez reducida tiende a evitarse en la estructura 900 de unión sin sujetadores descrita anteriormente. Las protuberancias 802 que no se extienden dentro de la matriz 904 polimérica para deformar un número significativo de fibras 1002 tienden a resultar al menos en parte de las longitudes relativamente cortas de las protuberancias 802 (es decir, las protuberancias 802 son inferiores que o iguales a aproximadamente 2 mm) de largo y más preferiblemente inferior que o igual a aproximadamente 1 mm de largo). Las protuberancias 802 que no se extienden dentro de la matriz 904 polimérica para deformar las fibras 902 también pueden resultar, al menos en parte, del uso del compuesto 806 de cohesión aplicado a las superficies 800 de cohesión, que proporciona que se introduzca polímero termoplástico adicional entre las estructura de refuerzo y las superficies de cohesión para proporcionar la separación 906.

Claims

REIVINDICACIONES

i. Un método para fabricar un ensamblaje estructural (104), el método comprende:

producir un primer miembro (106) usando un proceso de fabricación aditiva, el primer miembro que comprende una superficie (800) de cohesión y una pluralidad (802) de protuberancias que se extienden desde la superficie de cohesión, en donde una longitud de cada una de las protuberancias desde la superficie de cohesión es inferior que o igual a 2 mm y en donde el primer miembro se elabora de una aleación de titanio, acero o una aleación de aluminio;

proporcionar un segundo miembro (202), el segundo miembro que comprende un material compuesto reforzado con fibras, el material compuesto reforzado con fibras que comprende una pluralidad de fibras alargadas (902) incrustadas en una matriz polimérica (904);

mientras que la matriz polimérica está en su estado plástico, forzar el segundo elemento contra la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro para hacer que el segundo miembro se forme sobre la superficie de cohesión y las protuberancias; y,

después de eso, hacer que la matriz polimérica se endurezca, fijando de esta manera el primer miembro a la superficie de cohesión del segundo miembro y en donde

el método comprende, además, antes de la etapa de forzar, disponer una capa de un compuesto de cohesión (806) entre el segundo miembro y la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro, y en donde

el compuesto de cohesión es un polímero;

el primer miembro es al menos una parte de un ensamblaje de bisagra de puerta de aeronave; y el segundo miembro es al menos una parte de una puerta de aeronave.
2. El método según la reivindicación 1, en donde:

el método comprende además calentar el segundo miembro para hacer que la matriz polimérica se ablande;

la etapa de forzar el segundo miembro contra la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro se realiza durante la etapa de calentar; y

la etapa de hacer que la matriz polimérica se endurezca comprende enfriar el segundo miembro.
3. El método según la reivindicación 1 o 2, en donde una longitud de cada una de las protuberancias de la superficie de cohesión es inferior que o igual a 1 mm.
4. El método según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde

el método comprende además calentar el segundo elemento y el compuesto de cohesión para hacer que tanto la matriz polimérica como el compuesto de cohesión se ablanden; y

la etapa de forzar el segundo miembro contra la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro se realiza durante la etapa de calentamiento.
5. El método según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el compuesto de cohesión es del mismo material que la matriz polimérica.
6. El método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en donde:

cuando el primer miembro se fija al segundo miembro, las fibras alargadas se separan de las protuberancias; y

las fibras alargadas tienen longitudes superiores a 50 mm.
7. El método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en donde:

cuando el primer miembro se fija al segundo miembro, al menos algunas de las fibras alargadas se colocan en espacios entre las protuberancias; y

las fibras alargadas tienen longitudes inferiores que o iguales a 50 mm.
8. El método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en donde la temperatura a la que se calienta el segundo miembro es inferior a un punto de fusión del primer miembro.
9. El método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, en donde la matriz polimérica es un polímero termoplástico.
10. El método según la reivindicación 9, en donde la matriz polimérica es una poliariletercetona.
11. El método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, en donde las protuberancias son pirámides.
12. El método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, en donde el primer miembro comprende una aleación de titanio.
13. Un ensamblaje estructural (104) que comprende:

un primer miembro (106) fabricado de capa aditiva que comprende una superficie (800) de cohesión y una pluralidad (802) de protuberancias que se extienden desde la superficie de cohesión, en donde una longitud de cada una de las protuberancias de la superficie de cohesión es inferior que o igual a 2 mm y en donde el primer miembro se elabora de una aleación de titanio, acero o una aleación de aluminio; y

un segundo elemento (202) fijado a la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro, el segundo miembro que comprende un material compuesto reforzado con fibras, el material compuesto reforzado con fibras que comprende una pluralidad de fibras alargadas (902) incrustadas en una matriz polimérica (904); en donde:

la matriz polimérica se moldea contra la superficie de cohesión y las protuberancias y en donde existe un compuesto (806) de cohesión entre el segundo miembro y la superficie de cohesión y las protuberancias del primer miembro;

el compuesto de cohesión es un polímero;

el primer miembro es al menos una parte de un ensamblaje de bisagra de puerta de aeronave; y el segundo miembro es al menos una parte de una puerta de aeronave