WO2008132251A1 - Cajón de torsión multilarguero integrado de material compuesto - Google Patents

Cajón de torsión multilarguero integrado de material compuesto Download PDF

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torsion
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María Pilar MUÑOZ LÓPEZ
Francisco José CRUZ DOMÍNGUEZ
José David CANO CEDIEL
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Airbus España, S.L.
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    • Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina

Definitions

  • the present invention relates to an integrated multilayer twist drawer structure of composite material as well as to a method of manufacturing such a structure.
  • the pieces are made of composite material, they are manufactured by stacking the different layers of fiber and thus forming layer by layer the desired element.
  • the composite material requires at this point a quite expensive curing process to achieve all its properties.
  • WO2004 / 000643A2 and US5817269 focus on the tooling system to enable the manufacture of the entire piece in a single cure with good quality, either with tools that inflate during curing or use the difference in thermal expansion of different materials for exert pressure during high temperature cure.
  • the present invention relates to an integrated structure of multistage torsion box of composite material for aircraft, comprising the following structural elements:
  • the previous torsion box is created starting from individual elements in composite material that are already integrated from the stack and that in turn assume several structural functions (they are part of the stringer, stringer and / or lining at the same time), being achieved by joining several of these elements before the final co-curing phase, a complete integrated structure required.
  • the present invention further relates to a method of manufacturing an integrated multilayer twist drawer structure of composite material for aircraft, comprising the following steps:
  • Figure 1 shows a torsion box of a horizontal stabilizer of an aircraft with a typical multi-rack structure.
  • Figure 2a shows the inside of the wing of a military aircraft with a typical multi-string structure.
  • Figure 2b shows a cross section of the inside of the wing of a military aircraft with a typical multi-strand structure.
  • Figure 2c shows a typical stringer of a wing of a military aircraft with a typical multi-string structure.
  • Figure 3 schematically shows a cross-section of a multi-beam drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 4 schematically shows a cross-section of a multi-beam drawer with the structural elements that compose it, object of the present invention.
  • Figure 5 shows in schematic form a structural element type 1 in U that composes a multilevel drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 6 shows in schematic form a structural element type 2 in U with a skirt that composes a multistage drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 7 shows in schematic form a structural element type 3 in C with a skirt that composes a multistage drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 8 shows the flat stacking of a structural element that composes a multi-beam drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 9 schematically shows the bending of a structural element that composes a multi-beam drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 10 shows the result of a bending and that of a possible second bending of a structural element that composes a multi-beam drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 11 shows the union of two structural elements, forming an I-shaped panel and stringers, which make up a multi-beam drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 12 shows the union of two structural elements, forming a panel and stringers and stringers in the shape of a T, which make up a multi-beam drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • Figure 13 shows the position of the rowings that join two structural elements that make up a multi-beam drawer with longitudinal stiffeners, object of the present invention.
  • the invention relates to an integrated structure of a multilayer torsion box made of composite material with integrated stiffeners with a T-shaped or I-shaped cross section, all co-curing.
  • the composite material can be both carbon fiber and glass fiber with thermosetting resin or thermoplastic
  • the main field of application are aeronautical structures of supporting surfaces, although it can also be applied to other structures with similar characteristics.
  • the main structure of the supporting surfaces of the airplanes is composed of leading edge, torsion box and trailing edge.
  • the torsion box is a typical structure composed of an upper panel and a lower panel with thin walls, and front 2 and rear 3 stringers. Within the torsion box we can find other structural elements such as ribs 4 and stringers 5, elements also being necessary stiffeners in some of these components given its extreme thinness.
  • All these elements may or may not be essential, and be more or less effective.
  • the structure most currently used for a torsion box comprises internally between the front 2 and rear 3 stringers several transverse ribs 4 whose main functions are to give torsion rigidity, limit the linings and the longitudinally longitudinal to discretize the buckling loads and maintain the shape of the aerodynamic surface (see Figure
  • This structure is usually also longitudinally stiffened by stringers 5.
  • FIG. 2 Another structural concept of a torsion box is the "multi-beam" (see Figure 2), where the ribs are dispensed with and multiple stringers 6 are introduced, which in turn comprise a cord or foot 7 and a core 8.
  • the objective of this invention is the creation of a highly integrated torsion box structure without ribs, with several stringers 9 and longitudinal stiffeners 10 (stringers) in the form of I or T, to achieve an effective structure in terms of strength / stiffness and under weight.
  • An integrated configuration can thus lead to savings in manufacturing costs and an improvement in quality.
  • the multi-beam drawer object of the present invention is composed of coverings 11 and 12, which are the elements that close the drawer upper and lower, and are characterized by mainly supporting compression-tensile and shear loads in the plane.
  • stringers 10 In order to achieve sufficient rigidity of these panels 11 and 12 and stabilize them with buckling, without increasing their thickness, stringers 10 have been introduced. The stringers 10 also assume part of the longitudinal flows resulting from bending moments.
  • the drawer from the structural point of view comprises the following elements:
  • the production process of a torsion box according to the present invention is carried out in such a way that, at the time of stacking the layers of fiber 20, U-shaped elements 15 (type 1), U with skirt 16 (type 2) or C with skirt 17 (type 3) are formed individually. Each of these elements 15, 16, 17 assumes several structural functions that, when joined together, result in the complete desired configuration. In a final stage, the entire component is cured in a single cycle and a fully integrated multi-beam drawer structure including stringers 10 is achieved.
  • stage 1 the layers 20 of fiberglass or carbon of which each element 15, 16, 17 is composed are stacked flat. These stacks can perfectly carry reinforcements 19, undergo plane changes and have stacking changes as it will then represent part of a panel 11, 12, stringer 9 or stringer 10, as shown in Figure 8.
  • stage 2 the stack is folded. This bending can be done in different ways, preferably by applying a temperature and vacuum cycle 22 that shapes the stack with the required geometry by means of the relevant tool 21 which copies its interior geometry, as shown in Figure 9.
  • stage 3 the different elements are joined to form the integrated structure, according to figures 11 and 12. It is possible that in this phase it is necessary to introduce “rowings” (unidirectional fiber strips that must be of the same material as used in the stacked or of a compatible material) to avoid gaps and thus ensure optimal co-cure ( Figure 13). It is also very possible that continuous stacking on the outside of the drawer is required, which would correspond to pure coatings, elements 18 of type 4.
  • stage 4 the curing of the complete structure is carried out by means of the application of a pressure cycle and temperature, with the help of relevant tooling system that allows adequate compaction of all areas of the structure.

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Abstract

Estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave, que comprende un revestimiento inferior (12), un revestimiento superior (11), varios largueros (9), cada uno de los cuales comprende a su vez un cordón (13) y un alma (14), varios larguerillos (10) en el revestimiento inferior (12) y varios larguerillos (10) en el revestimiento superior (11), caracterizada porque la estructura integrada de cajón de torsión mencionada se consigue mediante la unión de elementos estructurales unitarios con forma de U (15), elementos estructurales unitarios con forma de U con faldilla (16) y elementos estructurales unitarios con forma de C con faldilla (17). La invención se refiere también a un método de fabricación de una estructura de un cajón de torsión tal multilarguero de material compuesto para aeronave.

Description

CAJÓN DE TORSIÓN MULTILARGERO INTEGRADO DE MATERIAL COMPUESTO
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto así como a un método de fabricación de una estructura tal.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Es comúnmente conocido que Ia industria aeronáutica requiere estructuras que por una parte soporten las cargas a las que son sometidas, cumpliendo altas exigencias de resistencia y rigidez, y por otra parte sean Io más ligeras posibles. Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez más extendido de los materiales compuestos en estructuras primarias de aeronaves, que suponen un importante ahorro en peso frente al uso de materiales metálicos. La estructura principal de las superficies sustentadoras de los aviones se compone de borde ataque, cajón de torsión y borde de salida. El cajón de torsión de una aeronave está a su vez compuesto por varios elementos estructurales. Típicamente, el proceso de fabricación de un cajón de torsión es considerablemente manual y se realiza en numerosos pasos. Los elementos estructurales que componen el cajón se fabrican por separado y se unen mecánicamente con ayuda de útiles complicados para conseguir las tolerancias necesarias, que vienen dadas por requerimientos aerodinámicos y estructurales. Esto supone diferentes estaciones de montaje y gran cantidad de elementos de unión, Io cual conlleva penalizaciones en peso, altos costes de producción y ensamblaje, mayor capacidad logística necesaria y peor calidad aerodinámica en superficies exteriores. Si las piezas son de material compuesto, se fabrican apilando las diferentes capas de fibra y formando así capa por capa el elemento deseado. El material compuesto requiere en este punto un proceso de curado bastante costoso para conseguir todas sus propiedades.
Por esta razón, en los últimos años se han dedicado grandes esfuerzos para conseguir un nivel cada vez más alto de integración en Ia producción de cajones de torsión en material compuesto y evitar así los inconvenientes mencionados anteriormente. El problema consiste fundamentalmente en originar Ia suficiente presión en todos los elementos durante el proceso de curado conjunto. Así, existen varios documentos conocidos en los que se describen métodos de fabricación que con ayuda de útiles especiales de curado logran integrar algunos de los elementos estructurales típicos, ensamblando los demás en los siguientes estadios de montaje. Es el caso de las patentes US5216799 (integración de costillas con largueros), EP1074466A1 (integración de costillas) y US5735486 (integración larguerillos-revestimientos). Otros niveles de integración se consiguen con las soluciones presentadas en Ia patente US6237873B1 , donde se trata Ia fabricación de secciones transversales cerradas y su unión posterior, y US6190484B1 , donde se van juntando cajones contiguos para ser curados conjuntamente. También las patentes EP0582160A1 , US6896841 B2, US5454895,
WO2004/000643A2 y US5817269 se centran en el sistema de utillaje para posibilitar Ia fabricación de Ia pieza completa en un solo curado con buena calidad, bien sea con útiles que se inflan durante el curado o que utilizan Ia diferencia de expansión térmica de diferentes materiales para ejercer presión durante el curado a altas temperaturas.
Sin embargo, todas estas soluciones parten de Ia base de "pre-apilar" individualmente los elementos estructurales básicos y, con los útiles adecuados, curarlos conjuntamente, Io cual no constituye una integración completa real, al tiempo que los costes de fabricación por el elevado número de piezas a apilar son altos, existiendo además un paso no uniforme de cargas entre los elementos apilados. La presente invención está orientada a Ia solución de estos inconvenientes.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Así, Ia presente invención se refiere a una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave, que comprende los siguientes elementos estructurales:
- Revestimiento inferior - Revestimiento superior
- Varios largueros, que a su vez se componen de:
- Cordón - Alma
- Varios larguerillos en el revestimiento superior - Varios larguerillos en el revestimiento inferior
El cajón de torsión anterior se crea partiendo de elementos individuales en material compuesto que están integrados ya desde el apilado y que asumen a su vez varias funciones estructurales (forman parte de larguerillo, larguero y/o revestimiento al mismo tiempo), consiguiéndose, al unir varios de estos elementos antes de Ia fase final de co-curado, una estructura completa integrada requerida. Esto significa tener todas las ventajas que una estructura integrada conlleva, además de un mayor ahorro de costes en fabricación al tener menos piezas que apilar y un paso más uniforme de cargas entre los elementos apilados.
La presente invención se refiere además a un método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave, que comprende las etapas siguientes:
1 ) apilado de un compuesto con o sin refuerzos integrados, realizado por cualquier procedimiento manual o automático; 2) doblado del laminado o laminados mediante Ia aplicación del ciclo apropiado y con el útil pertinente;
3) unión de los diversos elementos que compondrán Ia estructura deseada; 4) consolidación de Ia estructura completa mediante Ia aplicación de un único ciclo de presión y temperatura.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se desprenderán de Ia descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que Ie acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La figura 1 muestra un cajón de torsión de un estabilizador horizontal de una aeronave con una estructura multicostilla típica.
La figura 2a muestra el interior del ala de un avión militar con una estructura multilarguero típica.
La figura 2b muestra una sección transversal del interior del ala de un avión militar con una estructura multilarguero típica. La figura 2c muestra un larguero típico de un ala de un avión militar con una estructura multilarguero típica.
La figura 3 muestra esquemáticamente una sección transversal de un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención. La figura 4 muestra esquemáticamente una sección transversal de un cajón multilarguero con los elementos estructurales que Io componen, objeto de Ia presente invención.
La figura 5 muestra en esquema un elemento estructural tipo 1 en U que compone un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención. La figura 6 muestra en esquema un elemento estructural tipo 2 en U con faldilla que compone un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención.
La figura 7 muestra en esquema un elemento estructural tipo 3 en C con faldilla que compone un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención.
La figura 8 muestra el apilado en plano de un elemento estructural que compone un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención. La figura 9 muestra esquemáticamente el doblado de un elemento estructural que compone un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención.
La figura 10 muestra el resultado de un doblado y el de un posible segundo doblado de un elemento estructural que compone un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención.
La figura 11 muestra Ia unión de dos elementos estructurales, formando panel y larguerillos en forma de I, que componen un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención.
La figura 12 muestra Ia unión de dos elementos estructurales, formando panel y largueros y larguerillos en forma de T, que componen un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención.
La figura 13 muestra Ia posición de los rowings que unen dos elementos estructurales que componen un cajón multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de Ia presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
La invención se refiere a una estructura integrada de un cajón de torsión multilarguero de material compuesto con rigidizadores integrados con sección transversal en forma de T o de I, todo ello co-curado. El material compuesto puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con resina termoestable o termoplástica. El principal campo de aplicación son estructuras aeronáuticas de superficies sustentadoras, si bien puede aplicarse también a otras estructuras con características similares.
Se habla de estructura integrada cuando los distintos elementos estructurales sometidos a diferentes esfuerzos (cortantes, normales, etc.), están fabricados de una vez o parten de una misma pieza. Ésta es otra ventaja del uso de los materiales compuestos ya que, por su condición de capas independientes que se pueden ir apilando en Ia forma deseada, ofrecen Ia posibilidad de integrar más Ia estructura, Io que además provoca un ahorro de costes al tener menos piezas individuales que ensamblar.
La estructura principal de las superficies sustentadoras de los aviones se compone de borde ataque, cajón de torsión y borde de salida. El cajón de torsión es una estructura típica compuesta por un panel superior y un panel inferior de paredes delgadas, y largueros anterior 2 y posterior 3. Dentro del cajón de torsión podemos encontrar otros elementos estructurales como costillas 4 y larguerillos 5, siendo también necesarios elementos rigidizadores en algunos de estos componentes dada su extrema delgadez.
Dependiendo de los requerimientos tanto estructurales, como de fabricación, mantenibilidad, certificación, etc. todos estos elementos pueden ser o no imprescindibles, y resultar más o menos eficaces.
La estructura más utilizada actualmente para un cajón de torsión comprende interiormente entre los largueros anterior 2 y posterior 3 varias costillas 4 transversales cuyas funciones principales son dar rigidez a torsión, limitar los revestimientos y los larguerillos longitudinalmente para discretizar las cargas de pandeo y mantener Ia forma de Ia superficie aerodinámica (ver Figura
1 ). Esta estructura suele además estar rigidizada longitudinalmente por larguerillos 5.
Otro concepto estructural de un cajón de torsión es el "multilarguero" (ver Figura 2), donde se prescinde de las costillas y se introducen múltiples largueros 6, los cuales comprenden a su vez un cordón o pie 7 y un alma 8. El objetivo de esta invención es Ia creación de una estructura altamente integrada de cajón de torsión sin costillas, con varios largueros 9 y rigidizadores longitudinales 10 (larguerillos) en forma de I o T, para conseguir una estructura eficaz en cuanto a resistencia/rigidez y bajo peso. Una configuración integrada puede así suponer un ahorro en costes de fabricación y una mejora de Ia calidad.
El cajón multilarguero objeto de Ia presente invención se compone de revestimientos 11 y 12, que son los elementos que cierran el cajón superior e inferiormente, y se caracterizan por soportar principalmente cargas de compresión-tracción y cortadura en el plano. Para conseguir Ia suficiente rigidez de estos paneles 11 y 12 y estabilizarlos a pandeo, sin aumentar su espesor, se han introducido larguerillos 10. Los larguerillos 10 asumen también parte de los flujos longitudinales resultantes de momentos de flexión.
Por otra parte están los múltiples largueros 9, que son, al igual que los revestimientos 11 y 12, estructuras típicas de pared delgada. Han de soportar mayoritariamente cargas de flexión y torsión. De una manera simplificada, los flujos de cortadura resultantes serán soportados por el alma del larguero 9, mientras que los pies o cordones de los largueros 9 soportarán las cargas de tracción y compresión que resultan de Ia flexión. Por Io tanto, el cajón desde el punto de vista estructural, comprende los elementos siguientes:
• Revestimiento inferior 12
• Revestimiento superior 11
• Varios largueros 9, que a su vez se componen de o Cordón 13 o Alma 14
• Varios larguerillos 10 en el revestimiento superior 11
• Varios larguerillos 10 en el revestimiento inferior 12
El proceso de producción de un cajón de torsión según Ia presente invención se realiza de tal forma que, en el momento de apilar las capas de fibra 20, se van formando individualmente elementos con forma de U 15 (tipo 1 ), U con faldilla 16 (tipo 2) o C con faldilla 17 (tipo 3). Cada uno de estos elementos 15, 16, 17 asume varias funciones estructurales que al unirlos dan como resultado Ia configuración completa deseada. En una última etapa se cura todo el componente en un solo ciclo y se consigue una estructura completamente integrada de cajón multilarguero incluyendo larguerillos 10.
Seguidamente se van a describir los pasos detallados del proceso de fabricación de un cajón de torsión multilarguero de material compuesto, que se divide en cuatro etapas:
En Ia etapa 1 se apilan en plano las capas 20 de fibra de vidrio o carbono de las que se compone cada elemento 15, 16, 17, por separado. Estos apilados pueden perfectamente llevar refuerzos 19, sufrir cambios de plano y tener cambios de apilado según vaya a representar luego parte de un panel 11 , 12, larguero 9 o larguerillo 10, según se muestra en Ia Figura 8.
En Ia etapa 2 el apilado se dobla. Este doblado puede realizarse de diferentes maneras, preferiblemente mediante Ia aplicación de un ciclo de temperatura 22 y vacío que moldea el apilado con Ia geometría requerida mediante el pertinente útil 21 el que copia su geometría interior, según se muestra en Ia Figura 9.
Si se requiere un larguerillo 10 con forma de I, podría ser necesario doblar una segunda vez (Figura 10) para conseguir un elemento 16 del tipo 2.
En Ia etapa 3 los distintos elementos se unen para formar Ia estructura integrada, según las figuras 11 y 12. Es posible que en esta fase sea necesario introducir "rowings" (tiras de fibra unidireccionales que deben ser del mismo material que el utilizado en los apilados o de un material compatible) para evitar huecos y asegurar así un co-curado óptimo (Figura 13). Es muy posible también que se requieran apilados continuos en el exterior del cajón, Io que correspondería a revestimientos puros, elementos 18 del tipo 4. En Ia etapa 4 se lleva a cabo el curado de Ia estructura completa mediante Ia aplicación de un ciclo de presión y temperatura, con Ia ayuda del pertinente sistema de utillaje que permita Ia adecuada compactación de todas las zonas de Ia estructura.
En Ia realización que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES
1. Estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave, que comprende un revestimiento inferior (12), un revestimiento superior (11 ), varios largueros (9), cada uno de los cuales comprende a su vez un cordón (13) y un alma (14), varios larguerillos (10) en el revestimiento inferior (12) y varios larguerillos (10) en el revestimiento superior (11 ), caracterizada porque Ia estructura integrada de cajón de torsión mencionada se consigue mediante Ia unión de elementos estructurales unitarios con forma de U (15), elementos estructurales unitarios con forma de U con faldilla (16) y elementos estructurales unitarios con forma de C con faldilla (17).
2. Estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según Ia reivindicación 1 caracterizada porque el material compuesto es fibra de carbono.
3. Estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según Ia reivindicación 1 caracterizada porque el material compuesto es fibra de vidrio con resina termoestable.
4. Estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según Ia reivindicación 1 caracterizada porque el material compuesto es fibra de vidrio con resina termoplástica.
5. Estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende costillas transversales que confieren a Ia citada estructura mayor rigidez a torsión y pandeo.
6. Método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave, caracterizado porque comprende las etapas de:
a) apilado en plano las capas (20) de fibra de las que se compone cada elemento (15, 16, 17) por separado; b) doblado del apilado; c) unión de los distintos elementos (15, 16, 17) para conformar Ia estructura integrada del cajón de torsión multilarguero; d) curado de Ia estructura completa mediante Ia aplicación de un ciclo de presión y temperatura, con Ia ayuda de un sistema de utillaje (21 ) que permita Ia adecuada compactación de todas las zonas de Ia estructura.
7. Método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según Ia reivindicación 6, caracterizado porque los apilados de las capas (20) de fibra de las que se compone cada elemento (15, 16, 17) comprenden refuerzos (19).
8. Método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 6-7, caracterizado porque los apilados de las capas (20) de fibra de las que se compone cada elemento (15, 16, 17) sufren cambios de plano y cambios de apilado según vayan a formar parte posteriormente de un panel (11 , 12), de un larguero (9) o de un larguerillo (10).
9. Método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 8, caracterizado porque el doblado del apilado de las capas (20) de fibra de las que se compone cada elemento (15, 16, 17) se realiza mediante Ia aplicación de un ciclo de temperatura (22) y vacío que moldea el apilado con Ia geometría requerida mediante un útil (21 ) que copia su geometría interior.
10. Método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9, caracterizado porque en Ia etapa de unión de los distintos elementos (15, 16, 17) para conformar Ia estructura integrada del cajón de torsión multilarguero se introducen tiras de fibra unidireccionales del llamadas rowings.
11. Método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según Ia reivindicación 10, caracterizado porque las tiras de fibra unidireccionales son del mismo material que el del apilado.
12. Método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según Ia reivindicación 10, caracterizado porque las tiras de fibra unidireccionales son de un material compatible con el material del apilado.
13. Método de fabricación de una estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 12, caracterizado porque en Ia etapa de unión de los distintos elementos (15, 16, 17) para conformar Ia estructura integrada del cajón de torsión multilarguero se introducen apilados continuos en el exterior del citado cajón de torsión, que corresponden a revestimientos puros (18).
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