WO2010049565A1 - Sistema de integración de semipartes de superficies sustentadoras en aeronaves - Google Patents

Sistema de integración de semipartes de superficies sustentadoras en aeronaves Download PDF

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WO2010049565A1
WO2010049565A1 PCT/ES2009/070465 ES2009070465W WO2010049565A1 WO 2010049565 A1 WO2010049565 A1 WO 2010049565A1 ES 2009070465 W ES2009070465 W ES 2009070465W WO 2010049565 A1 WO2010049565 A1 WO 2010049565A1
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bars
aircraft
assembly
integration
semipartes
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PCT/ES2009/070465
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Inventor
Abel Lobo Barros
Jesús Vicente BAJO GONZÁLEZ
José Luis LOZANO GARCÍA
Antonio Francisco Pintor Archilla
Jesús RODRÍGUEZ BODAS
Original Assignee
Airbus Operations, S.L.
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/187—Ribs

Definitions

  • the present invention refers to a system of integration of semi-parts of supporting surfaces in aircraft whose purpose is to provide a new system for joining drawers in the plane of symmetry of supporting surfaces of airplanes or aircraft. It is a design solution that allows the assembly of drawers without the need to make accessibility records or holes in certain coatings.
  • the invention is framed in the aeronautical technical sector, and in particular it is attached to the assembly of the semi-parts that form a supporting surface in airplanes or aircraft; the basic purpose of the invention being to reduce the number of records or holes necessary for assembly, maintenance and revision operations.
  • the structural core of a supporting surface design consists of a torsion box capable of supporting the corresponding aerodynamic and inertial loads.
  • the supporting surfaces are typically designed by means of two half-shells joined in their plane of symmetry, as in the case of horizontal stabilizers, or two half-drawers and a third central drawer that joins them, as in wings or horizontal stabilizers.
  • a simple drawer such as spoilers, flaps, steering rudders, depth rudders, and vertical stabilizers.
  • the supporting surface is provided with a fuel tank, which entails access holes (manholes or handholes) in the lower part of the lining to carry out assembly / maintenance work. Access is also guaranteed with the support of records in stringers or with removable stringers. From the point of view of design, manufacturing and assembly, each record or the ability to disassemble an element implies a great complication. In addition, each record implies an increase in the weight of the structure. The size of the supporting surface is small enough to allow access to assembly operations from the outside. We do not know in the present state of the art any semi-part integration system such as those referred to, in which the conventional integral rib referred to above is replaced by lattice bars, just as the present invention does. DESCRIPTION OF THE INVENTION
  • the invention consists of an integration system of semi-parts of supporting surfaces in aircraft, where the supporting surface consists of a torsion box capable of supporting aerodynamic and inertial loads, and the semi-parts that compose it are connected between yes with joining means that conventionally consist of a full rib in its plane of symmetry, requiring the final assembly of these bearing surfaces of some registers or holes to access the corresponding joints.
  • the said joining means consist of a plurality of bars arranged modularly as a lattice, so that the necessary number of said registers is reduced and a sequential assembly is facilitated by connecting the upper and lower ends of the bars.
  • said bars have longitudinal ends with joining areas and a "T" shaped cross section.
  • said bars are made with carbon fiber, titanium, or a combination of said materials or others of great corrosion resistance.
  • the lattice bars mentioned above are attached, in the corresponding assembly, to a central titanium former, towards both sides of the plane of symmetry alternatively, thus facilitating quasi conditions at the junction node -symmetric that reduce the necessary number of posters. Furthermore, according to the preferred embodiment of the invention, in the arrangement of the lattice bars connecting the said semi-parts it is possible to establish a single and wide access zone constituting the said registers or holes, which can be transitory, being used only in phase of assembly, and that can be closed later with a piece provided with perpetual access windows.
  • the invention has the following main advantages:
  • the invention allows solving the problem of accessibility in the final integration of semiajones, maintaining the structural efficiency of the whole and simplifying the design, manufacture and assembly of components, determining a final saving of economic resources.
  • the introduction of a large number of bars is possible, since the number of joining nodes is reduced, increasing the strength and rigidity of the assembly.
  • the design of the invention allows the load between bars to be transmitted directly without the need to load the corresponding metal former or frame, thus reducing undesirable effects of bending concentrated therein.
  • FIGURES Figure 1. Represents a perspective and partial view of semi-parts connected by lattice bars, by means of a system made according to the present invention.
  • Figure 2. Represents a perspective view that shows in greater detail one of the bars referred to in the previous figure 1, showing the joining areas of its ends.
  • Figure 3. Represents a perspective view showing an access in the assembly phase of the corresponding semi-parts in a system like the one in the previous figure 1.
  • Figure 4.- Represents an analogous perspective view. to that of the previous figure 3, once the aforementioned access in the assembly phase has been closed with a piece that includes perpetual access windows.
  • Figures 5 and 6. They are figures belonging to the state of the art and represent respective views in front and rear perspectives of a conventional rib with flat soul that is currently used for the integration of semi-parts of supporting surfaces in aircraft. DESCRIPTION OF AN EXAMPLE OF EMBODIMENT OF THE INVENTION
  • the integration system of semi-parts of supporting surfaces in aircraft of the present example is applied to a supporting surface consisting of a torsion box and which has a first half-part 1 and a second half-part 1 'connected to each other by means of bars in lattice 2 modularly arranged, as shown in Figure 1.
  • Said lattice bars 2 replace the conventional integral rib 6 shown in Figures 5 and 6.
  • the bars in lattice 2 are joined to a central form of titanium, towards both sides of the plane of symmetry alternatively, thus facilitating in the junction knot quasi-symmetric conditions that reduce the necessary number of cartels.
  • each of the bars 2 has longitudinal ends with joining areas 3 and a "T" shaped cross section.
  • the bars 2 are made with materials of high corrosion resistance. Examples of such materials especially resistant to corrosion are carbon fiber and titanium, which are also galvanically compatible with each other.

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Abstract

La superficie sustentadora consiste en un cajón de torsión capaz de soportar cargas aerodinámicas e inerciales, y las semipartes (1, 1') que la componen se conectan entre sí con unos medios de unión que convencionalmente consisten en una costilla enteriza en su plano de simetría, precisando el montaje final de tales superficies sustentadoras de unos registros u orificios para poder acceder a las correspondientes uniones. La invención proporciona otros medios de unión que evitan esa costilla y que consisten en una pluralidad de barras (2) dispuestas modularmente a modo de celosa, de manera que se reduce el número necesario de los referidos registros y se facilita un montaje secuencial conectando los extremos superiores e inferiores de las barras (2).

Description

SISTEMA DE INTEGRACIÓN DE SEMIPARTES DE SUPERFICIES
SUSTENTADORAS EN AERONAVES
OBJETO DE LA INVENCIÓN
La presente invención, tal y como se expresa en el enunciado de esta memoria descriptiva, se refiere a un sistema de integración de semipartes de superficies sustentadoras en aeronaves cuya finalidad consiste en proporcionar un nuevo sistema de unión de cajones en el plano de simetría de las superficies sustentadoras de los aviones o aeronaves. Se trata de una solución de diseño que permite el ensamblaje de cajones sin necesidad de realizar registros o agujeros de accesibilidad en determinados revestimientos .
La invención se encuentra enmarcada en el sector técnico aeronáutico, y en concreto se ciñe al ensamblaje de las semipartes que conforman una superficie sustentadora en aviones o aeronaves; siendo la finalidad básica de la invención el reducir el número de registros u orificios necesarios para operaciones de montaje, mantenimiento y revisión.
Mediante la invención se resuelven problemas de accesibilidad en la integración final de semicajones, manteniendo la eficiencia estructural del conjunto y simplificando el diseño, fabricación y montaje de componentes, con el consiguiente ahorro final de recursos económicos .
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
El núcleo estructural de un diseño de superficie sustentadora consiste en un cajón de torsión capaz de soportar las cargas aerodinámicas e inerciales que le corresponde. Las superficies sustentadoras se diseñan típicamente por medio de dos semicajones unidos en su plano de simetría, como en el caso de los estabilizadores horizontales, o dos semicajones y un tercer cajón central que los une, como en alas o estabilizadores horizontales. Caso aparte, son las estructuras con un cajón simple, como alerones, flaps, timones de dirección, timones de profundidad, y estabilizadores verticales. El montaje final de superficies sustentadoras precisa de los registros
(ventanas u orificios) necesarios para un acceso adecuado a las zonas de unión. Dichos registros implican una reducción apreciable en la eficiencia estructural en las zonas próximas a los mismos. Esto supone, a su vez, un incremento de peso con respecto a una configuración estructural ideal.
Habitualmente, la unión de semicajones se realiza mediante una costilla enteriza en su plano de simetría.
Este tipo de instalación es posible si el diseño contempla los siguientes aspectos:
La superficie sustentadora está provista de tanque de combustible, con lo que conlleva agujeros de acceso (manholes o handholes) en la parte inferior del revestimiento para realizar labores de montaje/mantenimiento. También el acceso está garantizado con el soporte de registros en largueros o con largueros desmontables. Desde el punto de vista del diseño, fabricación y montaje, cada registro o la capacidad de desmontar un elemento implica una gran complicación. Además, cada registro supone un incremento en el peso de la estructura. El tamaño de la superficie sustentadora es lo suficientemente pequeña para permitir el acceso a las operaciones de montaje desde el exterior. No conocemos en el presente estado de la técnica ningún sistema de integración de semipartes como las que se han referido, en el que la costilla enteriza convencional aludida anteriormente se sustituya por unas barras en celosía, tal y como lo hace la presente invención. DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN
Para lograr los objetivos indicados anteriormente, la invención consiste en un sistema de integración de semipartes de superficies sustentadoras en aeronaves, donde la superficie sustentadora consiste en un cajón de torsión capaz de soportar cargas aerodinámicas e inerciales, y las semipartes que la componen se conectan entre sí con unos medios de unión que convencionalmente consisten en una costilla enteriza en su plano de simetría, precisando el montaje final de esas superficies sustentadoras de unos registros u orificios para poder acceder a las correspondientes uniones. Novedosamente, según la invención, los referidos medios de unión consisten en una pluralidad de barras dispuestas modularmente a modo de celosía, de manera que se reduce el número necesario de los referidos registros y se facilita un montaje secuencial conectando los extremos superiores e inferiores de las barras.
Según la realización preferente de la invención, las mencionadas barras presentan unos extremos longitudinales con zonas de unión y una sección transversal en forma de "T". Además, en dicha realización preferente, las mencionadas barras se realizan con fibra de carbono, titanio, o una combinación de dichos materiales u otros de gran resistencia a la corrosión.
En la realización preferente de la invención las barras en celosía que se han mencionado se unen, en el correspondiente montaje, a un formero central de titanio, hacia ambos lados del plano de simetría de forma alternativa, facilitando así en el nudo de unión condiciones cuasi-simétricas que reducen el número necesario de cartelas. Además, según la realización preferente de la invención, en la disposición de las barras en celosía que conectan las referidas semipartes se posibilita establecer una única y amplia zona de acceso constituyente de los referidos registros u orificios, que puede ser transitoria, empleándose solo en fase de montaje, y que puede ser cerrada posteriormente con una pieza provista de ventanas de acceso perpetuo.
Con la estructura que se ha descrito, la invención presenta las siguientes principales ventajas: La invención permite resolver el problema de accesibilidad en la integración final de semicajones, manteniendo la eficiencia estructural del conjunto y simplificando el diseño, fabricación y montaje de componentes, determinando un ahorro final de recursos económicos. Además, mediante la invención se posibilita la introducción de un gran número de barras, ya que se reduce el número de nudos de unión, incrementando la resistencia y rigidez del conjunto. Por otra parte, el diseño de la invención permite que la carga entre barras sea transmitida directamente sin necesidad de cargar el correspondiente formero metálico o marco, reduciendo asi indeseables efectos de flexión concentrada en el mismo. Otras ventajas de la invención consisten en que permite evitar la realización de agujeros para el montaje y en que se minimiza el número de inspecciones necesarias a lo largo de la vida del avión por motivos de corrosión; pudiendo concluir en que la ventaja fundamental de la invención consiste en que el uso de las barras en celosía como sistema de unión de cajones reduce muy significativamente el número de registros necesarios para su montaje.
A continuación, para facilitar una mejor comprensión de esta memoria descriptiva y formando parte integrante de la misma, se acompañan unas figuras en las que con carácter ilustrativo y no limitativo se ha representado el objeto de la invención.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS Figura 1.- Representa una vista en perspectiva y parcial de unas semipartes conectadas por unas barras en celosía, mediante un sistema realizado según la presente invención .
Figura 2.- Representa una vista en perspectiva que muestra con mayor detalle una de las barras referidas en la anterior figura 1, mostrando las zonas de unión de sus extremos .
Figura 3.- Representa una vista en perspectiva que muestra un acceso en fase de montaje de las correspondientes semipartes en un sistema como el de la anterior figura 1.
Figura 4.- Representa una vista en perspectiva análoga a la de la anterior figura 3, una vez que se ha cerrado el aludido acceso en fase de montaje con una pieza que incluye ventanas de acceso perpetuo.
Figuras 5 y 6.- Son figuras pertenecientes al estado de la técnica y representan respectivas vistas en perspectivas frontal y posterior de una costilla convencional con alma plana que se emplea actualmente para la integración de semipartes de superficies sustentadores en aeronaves. DESCRIPCIÓN DE UN EJEMPLO DE REALIZACIÓN DE LA INVENCIÓN
Seguidamente se realiza una descripción de un ejemplo de la invención haciendo referencia a la numeración adoptada en la figuras.
Asi, el sistema de integración de semipartes de superficies sustentadoras en aeronaves del presente ejemplo se aplica a una superficie sustentadora que consiste en un cajón de torsión y que cuenta con una primera semiparte 1 y con una segunda semiparte 1 ' conectadas entre si mediante unas barras en celosía 2 dispuestas modularmente, tal y como se ha representado en la figura 1.
Dichas barras en celosía 2 sustituyen a la costilla enteriza convencional 6 mostrada en las figuras 5 y 6.
El montaje de superficies sustentadoras formadas por semipartes 1, 1', requiere de registros u orificios para montaje y mantenimiento que son minimizados mediante esa disposición de barras en celosía 2. Así, según el presente ejemplo, en la disposición de las barras en celosía 2 se facilita el establecer una única y amplia zona de acceso 4, mostrada en la figura 3. Esta zona de acceso 4 puede ser transitoria, empleándose únicamente en la fase de montaje, para ser cerrada posteriormente con una pieza provista de ventanas de acceso perpetuo 5, tal y como se ha representado en la figura 4.
Por otra parte, según el presente ejemplo, en el correspondiente montaje, las barras en celosía 2 se unen a un formero central de titanio, hacia ambos lados del plano de simetría de forma alternativa, facilitando así en el nudo de unión condiciones cuasi-simétricas que reducen el número necesario de cartelas.
En el presente ejemplo, cada una de las barras 2 tiene unos extremos longitudinales con zonas de unión 3 y una sección transversal en forma de "T". Además, en el presente ejemplo las barras 2 se realizan con materiales de gran resistencia a la corrosión. Ejemplos de dichos materiales especialmente resistentes a la corrosión son la fibra de carbono y el titanio, que además son galvánicamente compatibles entre si.

Claims

REIVINDICACIONES :
1.- SISTEMA DE INTEGRACIÓN DE SEMIPARTES DE SUPERFICIES SUSTENTADORAS EN AERONAVES, donde la superficie sustentadora consiste en un cajón de torsión capaz de soportar cargas aerodinámicas e inerciales, y las semipartes (1, 1') que la componen se conectan entre si con unos medios de unión que convencionalmente consisten en una costilla enteriza en su plano de simetría (6), precisando el montaje final de esas superficies sustentadoras de unos registros u orificios para poder acceder a las correspondientes uniones; caracterizado porque dichos medios de unión consisten en una pluralidad de barras (2) dispuestas modularmente a modo de celosía, de manera que se reduce el número necesario de los referidos registros y se facilita un montaje secuencial conectando los extremos superiores e inferiores de las barras (2) .
2.- SISTEMA DE INTEGRACIÓN DE SEMIPARTES DE SUPERFICIES SUSTENTADORAS EN AERONAVES, según la reivindicación 1, caracterizado porque dichas barras (2) presentan unos extremos longitudinales con zonas de unión (3) y una sección transversal en forma de "T".
3.- SISTEMA DE INTEGRACIÓN DE SEMIPARTES DE SUPERFICIES SUSTENTADORAS EN AERONAVES, según la reivindicación 1 ó 2, caracterizado porque dichas barras (2) se realizan con fibra de carbono, titanio, una combinación de dichos materiales u otros de gran resistencia a la corrosión.
4.- SISTEMA DE INTEGRACIÓN DE SEMIPARTES DE SUPERFICIES SUSTENTADORAS EN AERONAVES, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque las barras en celosía (2) se unen, en el correspondiente montaje, a un formero central de titanio, hacia ambos lados del plano de simetría de forma alternativa, facilitando asi en el nudo de unión condiciones cuasi-simétricas que reducen el número necesario de cartelas.
5.- SISTEMA DE INTEGRACIÓN DE SEMIPARTES DE SUPERFICIES SUSTENTADORAS EN AERONAVES, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque en la disposición de las barras en celosía (2) conectando las referidas semipartes (1, 1') se posibilita establecer una única y amplia zona de acceso (4) constituyente de los referidos registros u orificios, que puede ser transitoria, empleándose solo en fase de montaje, y que puede ser cerrada posteriormente con una pieza provista de ventanas de acceso perpetuo (5) .
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