WO2010049570A2 - Herraje para trimado de estabilizador horizontal de una aeronave. - Google Patents

Herraje para trimado de estabilizador horizontal de una aeronave. Download PDF

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WO2010049570A2
WO2010049570A2 PCT/ES2009/070474 ES2009070474W WO2010049570A2 WO 2010049570 A2 WO2010049570 A2 WO 2010049570A2 ES 2009070474 W ES2009070474 W ES 2009070474W WO 2010049570 A2 WO2010049570 A2 WO 2010049570A2
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side walls
composite material
aircraft
horizontal stabilizer
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Elena ARÉVALO RODRÍGUEZ
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Airbus Operations, S.L.
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces

Definitions

  • the present invention relates to a fitting for trimming a horizontal stabilizer of an aircraft.
  • the seizure of a trimable horizontal stabilizer in an aircraft is usually carried out by coupling said stabilizer to the aircraft through one or two pivot points and a catch point.
  • the catch point In order for the plane in which the horizontal stabilizer is contained to trim, the catch point must be able to change its position vertically in order to allow the stabilizer to pivot on the pivot point or points.
  • a motor / spindle assembly is usually provided held by a hardware, in such a way that the rotation of said spindle in one direction or another determines the rise or fall of the catch point.
  • the hardware that holds the spindle of the previous engine / spindle assembly is a metal fitting that is usually attached to a torsion box, said torsion box being connected to two cargo frames of the aircraft.
  • the motor that propels the spindle is anchored in the hardware, while the spindle, connected to the motor through a ball joint arrangement, pivots with respect to the hardware, so that the sum of moments at the horizontal stabilizer catch point it is null, the resulting load being practically a pure vertical load.
  • the metal hardware comprises a primary catch element and a secondary catch element to be able to meet the "fail-safe" requirements of an aircraft, so that in case of failure of the element Primary catch, the secondary element is capable of supporting the resulting load without thereby jeopardizing the integrity of the aircraft.
  • the primary catching element usually has female lugs, while the secondary catching element has male or female lugs.
  • composites such as CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastic)
  • CFRP Carbon Fiber Reinforced Plastic
  • aluminum mainly used metallic material
  • most aircraft manufacturers are reluctant to use carbon fiber to manufacture fittings, because the complexity that these fittings present makes their manufacturing quite expensive. This complexity is especially pronounced in the case of the hardware of the engine / spindle assembly for the trimming of a horizontal stabilizer of an aircraft, due to the relatively high number of lugs that must be presented and the arrangement of said lugs.
  • US 2008/0001029 A1 describes a fitting whose side walls are part of a torsion box made of composite material, said fitting being intended to be coupled to the motor / spindle assembly for trimming a horizontal stabilizer of an aircraft.
  • the hardware of US 2008/0001029 A1 comprises two side walls that form a torsion box and joining means for joining said walls to two frames of the tail fuselage of the aircraft, as well as a primary catch element for coupling a set motor / pivoting spindle, and a secondary catch element.
  • the side walls of the torsion box are joined together by a central element that constitutes the secondary catch element, arranged between said side walls.
  • the present invention is oriented to the solution of the above-mentioned drawbacks.
  • the present invention relates to a fitting of composite material, ie, of carbon fiber reinforced plastic material, for the spindle of the motor / spindle assembly, said spindle varying the height of the horizontal stabilizer catch point of an aircraft, in such a way that the trimming of said stabilizer is allowed with respect to the tail fuselage of the aircraft on which said stabilizer is arranged.
  • the hardware of the invention comprises two side walls that are part of a torsion box, and joining means for joining said side walls to two frames of the tail fuselage of the aircraft.
  • the two side walls of the torsion box of the hardware according to the invention can have a U-section, so that they can be attached to the lining of the tail fuselage without the need for additional parts.
  • the hardware of the invention comprises, in turn, a primary catch element and a secondary catch element, in order to meet the "fail-safe" requirements of the aircraft.
  • the primary catch element is composed of the torsion drawer side walls mentioned above and two other end elements that join said side walls, one end element being attached to the first side wall and the other extreme element to the second side wall.
  • Each extreme element It also includes first sections that extend parallel to the side walls, second sections that extend respectively from one of the first sections to the corresponding side wall, and third sections attached and each attached to the corresponding side wall, thus forming the aforementioned two extreme elements a cross section in omega.
  • the first sections of the two end elements comprise first primary through holes, while the side walls of the torsion box comprise second primary through holes that are aligned with the first primary through holes, thereby forming the primary catch element.
  • the secondary catch element of the hardware of the invention is formed by a central element, with an I section, said element also comprising, in its central part, secondary through holes.
  • This geometry of the secondary along with the U-section of the side walls improves the behavior of the hardware in front of the lateral load by providing the said section in I better supporting the lateral walls that form the torsion box of the hardware, and by providing the section in Or a direct connection to the lining of said walls.
  • the geometry of the hardware is simpler and easier to manufacture than that of the known hardware of the state of the art (mainly in relation to the central element thereof).
  • said sections of each end element may comprise an additional laminate that is preferably of the same material as the rest of the hardware element, so that said laminate has a cross section that copies said sections, that is, which also has the aforementioned omega configuration.
  • Said laminate can be formed by additional stacking on the end element, so that according to it a single piece.
  • the structure described above allows the walls of the torsion box, the central element and the end elements of the hardware to be formed from plastic material reinforced with carbon fibers, ie, of composite material, while allowing an optimal distribution of the charges acting on the previous set.
  • the loads applied to the fittings are essentially vertical loads, although said hardware is also subjected to small longitudinal loads due to the horizontal stabilizer trim and a small lateral load component. Thanks to the additional laminate that copies the geometry of the end element of the hardware, the problems of detachment that could arise between the third sections of the end elements and the side walls of the torsion box are reduced, in the event that the union between them is a union stuck.
  • Both the vertical loads of the primary and longitudinal catches are applied in the primary through holes (in the lugs located both in the end elements and in the side walls of the torsion box). These loads are transmitted to the walls of the torsion box through joints provided in the respective third sections of the end elements, and subsequently become cut flows in the souls of the frames to which said walls are attached.
  • the joints between the third sections and the side walls can be riveted joints or glued joints. In the case of fail-safe, in which the loads are applied in the secondary catch, these are transferred to the walls of the torsion box also through riveted or glued joints.
  • the pieces can be obtained by automatic processes (in pre-peg with ATL and hot forming) or they can be manufactured for example by resin transfer molding processes (Resin Transfer Molding - RTM). In both cases the pieces can be manufactured separately and then riveted or glued, or it can be manufactured as a single integrated piece.
  • the torsion box hardware of the present invention is easy and cheap to manufacture and is less heavy than metal designs thanks to its greater integration and the simplicity of the loading path, thus achieving the object specified above.
  • Figure 1 is a schematic side elevational view of the tail fuselage and the instep of an aircraft.
  • Figure 2 is a schematic perspective view of the torsion box hardware for trimming a horizontal aircraft stabilizer according to the present invention.
  • FIG 3 is a schematic side elevation view of an embodiment of the torsion box hardware of the invention shown in Figure 2, including the elements for joining the load frames.
  • Figure 4 is a schematic front perspective view of the torsion box hardware of the invention shown in Figure 2, including the joining of the hardware to the lining.
  • Figure 5 is a schematic plan view of the hardware with torsion box of the invention shown in Figure 2, according to section AA of Figure 4.
  • Figure 6 is a schematic plan view of the hardware with torsion box according to a embodiment of the invention according to section AA of Figure 4, in which an additional laminate is shown that copies the shape of the end element.
  • Figure 1 shows the tail fuselage 1 of an aircraft, in which a horizontal stabilizer 1 a with its depth rudder 1 c is arranged, as well as a vertical stabilizer 1 b with its steering rudder 1d.
  • the horizontal stabilizer 1a is conventionally trimable through a motor / spindle mechanism connected to a catch point 10, whose actuation causes the horizontal stabilizer 1 to pivot, so that, also conventionally, the horizontal stabilizer 1 a and the rudder of depth 1 c can adopt positions 1 a ', 1c' and 1 a ", 1 c", respectively, as shown in Figure 1.
  • FIGS 2 to 6 show a preferable embodiment of the hardware 30 of Ia invention for trimming a horizontal stabilizer 1 a, said hardware 30 comprising the side walls 2a and 2b of a torsion box.
  • Said hardware 30 comprises first connecting means 3a in the form of angles by which the side walls 2a and 2b can be riveted to a first frame (not shown in the figures) of the tail fuselage 1 of the aircraft.
  • the hardware 30 further comprises second joining means 3b, also in the form of angles, by which the side walls 2a and 2b can be riveted to a second frame of the tail fuselage 1.
  • the elements 3a or 3b could be integrated into the corresponding ones. Side walls 2a or 2b without the need for additional parts.
  • the side walls 2a, 2b can be connected to each other through an upper section 2c, so that the section of the hardware, formed by the union of 2a + 2b + 2c, is a U that allows to directly connect the said walls 2a, 2b to the lining of the tail fuselage 1 through the upper section 2c ( Figure 4).
  • the side walls 2a, 2b are joined together by a central element 4 disposed between said walls 2a, 2b. If necessary, on each side of the central element 4, each wall 2a or 2b may have embossments intended to prevent buckling of said walls 2a, 2b.
  • the central element 4 comprises a first end part 4a attached to the first side wall 2a, a second end part 4b attached to the second side wall 2b of the torsion box, and a central part 4c joining each other said end portions 4a, 4b.
  • To the side walls 2a, 2b are joined end elements 5a, 5b.
  • Both the side walls 2a and 2b of the torsion box, as the section 2c, as the end elements 5a and 5b, the central element 4 and the joining means 3a and 3b, are formed from plastic material reinforced with carbon fibers .
  • Each end element 5a, 5b comprises two first sections 5d, 5e that extend parallel to the side walls 2a, 2b, two second sections 5f, 5g that respectively extend from one of the first sections 5d, 5e to the side wall 2a, 2b corresponding, and two third sections 5h, 5i each joined to the corresponding side wall, 2a, 2b.
  • the sections 5d, 5f, 5h and 5e, 5g, 5i which, respectively, form the end elements 5a and 5b, have a joint cross-section in the form of omega, being able to be arranged on these sections 5d, 5e, 5f, 5g, 5h, 5i a laminate 6 that has an omega cross section analogous to that of said sections, and that can be obtained by adding an additional CFRP laminate so that it forms a single piece with each end element 5a, 5b.
  • the respective third sections 5h, 5i and the parts of the additional laminates 6, on both sides of 5a and 5b, are connected to the corresponding side wall 2a, 2b by rivets or by a glued joint.
  • the first sections 5d, 5e of the end elements 5a, 5b include both first primary through holes 7a, 7b, while the side walls 2a, 2b comprise second primary through holes 7c, 7d, ( Figure 4). These primary through holes 7a, 7b, 7c and 7d are aligned and respectively located in primary lugs 8a, 8b, 8c and 8d emerging from the respective lower edges of the first sections 5d, 5e of the end elements 5a, 5b and of the respective lower edges of the walls 2a, 2b, to thus form the primary catch.
  • Said lugs 8a, 8b, 8c, 8d may be reinforced with thicker areas or areas provided with a titanium-CFRP hybrid laminate.
  • the central element 4 comprises an area with two holes secondary passages 9 that form the secondary catch of the hardware of the invention, an area that can also be reinforced with a greater thickness or with a titanium-CFRP hybrid laminate.
  • Both the third sections 5h, 5i of the end elements 5a, 5b and the central element 4 can be attached to the respective side walls
  • the central element 4 the walls 2a, 2b, 2c, the elements 3a and 3b and the end elements 5a, 5b can also be a monobloc piece.
  • the hardware manufactured in composite material according to the present invention for the trimming of the horizontal stabilizer of an aircraft 1 a, comprises, as essential elements, side walls 2a, 2b, said side walls, 2a and 2b being joined together by means of a central element 4 comprising a first end part 4a attached to the first side wall 2a, a second end part 4b attached to the second side wall 2b, and a central part 4c joining together said end parts 4a, 4b ( Figure 5).
  • Said hardware also comprises end elements, 5a and 5b, preferably in the form of omega (although they may also have sections in I, etc.), which join the side walls, 2a and 2b ( Figure 5). These extreme elements, 5a and 5b, are located on the outside of the side walls, 2a and 2b, as can be seen in Figure 5.
  • the hardware 30 can comprise an additional laminate 6 that can be arranged on the end elements 5a, 5b, this laminate 6 presenting an omega cross section analogous to that of said element, conforming with these One piece
  • the side walls 2a, 2b of the hardware of the invention can be attached to the lining of the tail fuselage 1 through additional pieces.
  • the hardware configuration can also comprise an upper wall or section, such that the side walls 2a and 2b are joined together through said upper section 2c, thereby configuring a single U-integrated piece that allows joining directly the side walls 2a, 2b al lining of the tail fuselage 1, through said upper section 2c, without the need for additional parts, such that the behavior of the hardware of the invention in front of lateral loads is much more advantageous, since the hardware, thanks to the direct connection to the lining and to the central element with section in I, has a more rigid configuration in front of the mentioned requests of lateral load.
  • the hardware of the invention has the following advantages with respect to known hardware: the hardware is easier to manufacture, fundamentally in what refers to the central element, 4a, 4b, 4c, since, being the extreme elements, 5a and 5b, located by the outer face of the side walls, 2a and 2b, the central element 4 may have an I section; said section in I, in addition to being simpler to manufacture, makes the hardware more rigid against lateral loads and loads in the vertical direction that tend to close the walls 2a and 2b, the hardware behaving better structurally before said requests; In addition, when the hardware is directly connected through the upper section 2c, to the lining of the tail fuselage 1, without the need for additional parts, the behavior of the hardware of the invention is much better than in the known solutions.

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Abstract

Herraje para trimado de estabilizador horizontal de una aeronave, realizado en material compuesto, comprendiendo dicho herraje (30) paredes laterales (2a y 2b) de un cajón de torsión, as como medios de unión (3a, 3b) que unen el herraje (30) a las cuadernas del fuselaje de cola (1) de la aeronave, estando dichas paredes laterales (2a, 2b) unidas entre s mediante un elemento central (4)que comprende una primera parte extrema (4a) unida a la primera pared lateral (2a) del herraje (30), una segunda parte extrema (4b) unida a la segunda pared lateral (2b) del herraje (30), y una parte central (4c) que une entre s dichas partes extremas (4a, 4b), comprendiendo además el herraje (30) unos elementos extremos (5a, 5b) que se unen a dichas paredes laterales (2a, 2b) por su cara exterior, teniendo el citado herraje (30), gracias a su mayor rigidez ante solicitaciones de carga lateral y de cargasen dirección vertical que tiendan a cerrar las paredes laterales (2a, 2b), a su mayor integración y a la simplicidad del camino de carga, un óptimo comportamiento estructural ante las solicitaciones de la aeronave.

Description

HERRAJE PARA TRIMADO DE ESTABILIZADOR HORIZONTAL DE UNA AERONAVE
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un herraje para el trimado de un estabilizador horizontal de una aeronave.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Habitualmente, Ia cogida de un estabilizador horizontal trimable en una aeronave suele llevarse a cabo mediante el acoplamiento del citado estabilizador a Ia aeronave a través de uno o dos puntos de pivote y un punto de cogida. Para que el plano en el que está contenido el estabilizador horizontal pueda trimar, el punto de cogida debe se capaz de cambiar su posición verticalmente para así permitir que el estabilizador pivote sobre el punto o los puntos de pivote. Para posibilitar el citado cambio de posición del punto de cogida, suele estar previsto un conjunto motor / husillo sujeto por un herraje, de tal forma que el giro del citado husillo en un sentido u otro determina Ia subida o bajada del punto de cogida.
El herraje que sujeta el husillo del conjunto motor / husillo anterior es un herraje metálico que suele estar unido a un cajón de torsión, estando a su vez dicho cajón de torsión unido a dos cuadernas de carga de Ia aeronave. El motor que propulsa el husillo está anclado en el herraje, mientras que el husillo, conectado al motor a través de una disposición de rótula, pivota con respecto al herraje, de tal forma que Ia suma de momentos en el punto de cogida del estabilizador horizontal es nula, siendo Ia carga resultante prácticamente una carga vertical pura.
Típicamente, el herraje metálico comprende un elemento de cogida primario y un elemento de cogida secundario para poder cumplir los requisitos de "fail-safe" de una aeronave, de manera que en caso de fallo del elemento primario de cogida, el elemento secundario sea capaz de soportar Ia carga resultante sin que por ello se ponga en peligro Ia integridad de Ia aeronave. El elemento de cogida primario suele llevar orejetas hembra, mientras que el elemento de cogida secundario presenta orejetas macho o hembra. A pesar de Ia tendencia de los últimos años de implantar el uso de materiales compuestos (denominados composites), tales como el CFRP (Carbón Fiber Reinforced Plástic), en el mayor número posible de componentes de una aeronave debido al ahorro de peso que este material supone con respecto al aluminio (material metálico empleado principalmente), Ia mayor parte de los fabricantes de aeronaves se muestran reticentes a emplear fibra de carbono para fabricar herrajes, debido a que Ia complejidad que estos herrajes presentan hace que su fabricación sea bastante cara. Esta complejidad es especialmente pronunciada en el caso del herraje del conjunto motor / husillo para el trimado de un estabilizador horizontal de una aeronave, debido al número relativamente elevado de orejetas que debe presentar y a Ia disposición de dichas orejetas.
Es por Io tanto deseable poder disponer de un herraje para un conjunto motor / husillo para el trimado de un estabilizador horizontal de una aeronave que supere los inconvenientes anteriormente planteados y que, por Io tanto, pueda fabricarse en material compuesto y de una forma sencilla y económica.
El documento US 2008/0001029 A1 describe un herraje cuyas paredes laterales forman parte de un cajón de torsión realizado en material compuesto, estando dicho herraje destinado a acoplarse al conjunto motor / husillo para el trimado de un estabilizador horizontal de una aeronave. El herraje de US 2008/0001029 A1 comprende dos paredes laterales que forman un cajón de torsión y medios de unión para unir dichas paredes a dos cuadernas del fuselaje de cola de Ia aeronave, así como un elemento de cogida primario para el acoplamiento de un conjunto motor / husillo pivotante, y un elemento de cogida secundario. Por otra parte, las paredes laterales del cajón de torsión están unidas entre sí mediante un elemento central que constituye el elemento de cogida secundario, dispuesto entre dichas paredes laterales. El problema que plantea el herraje del conjunto motor / husillo para estabilizador horizontal de US 2008/0001029 A1 es que es muy complejo en su geometría, sobre todo en Io que se refiere a su elemento central, por Io que su fabricación resulta difícil y costosa, precisando además de piezas adicionales para estabilizar el herraje y conseguir que el comportamiento ante carga lateral sea adecuado.
La presente invención está orientada a Ia solución de los inconvenientes planteados anteriormente.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Así, Ia presente invención se refiere a un herraje de material compuesto, i.e., de material plástico reforzado con fibras de carbono, para el husillo del conjunto motor / husillo, variando dicho husillo Ia altura del punto de cogida del estabilizador horizontal de una aeronave, de tal forma que se permita el trimado de dicho estabilizador con respecto al fuselaje de cola de Ia aeronave sobre el que está dispuesto el citado estabilizador.
El herraje de Ia invención comprende dos paredes laterales que forman parte de un cajón de torsión, y medios de unión para unir dichas paredes laterales a dos cuadernas del fuselaje de cola de Ia aeronave. Las dos paredes laterales del cajón de torsión del herraje según Ia invención pueden tener una sección en U, de tal forma que puedan unirse al revestimiento del fuselaje de cola sin necesidad de piezas adicionales.
El herraje de Ia invención comprende a su vez un elemento de cogida primario y un elemento de cogida secundario, para poder cumplir así los requisitos de "fail-safe" áe Ia aeronave.
De acuerdo con Ia invención, el elemento de cogida primario está compuesto por las paredes laterales de cajón de torsión anteriormente mencionadas y por otros dos elementos extremos que se unen a dichas paredes laterales, estando un elemento extremo unido a Ia primera pared lateral y el otro elemento extremo a Ia segunda pared lateral. Cada elemento extremo comprende a su vez unos primeros tramos que se extienden paralelamente a las paredes laterales, unos segundos tramos que se extienden respectivamente desde uno de los primeros tramos hacia Ia pared lateral correspondiente, y unos terceros tramos adosados y unidos cada uno a Ia pared lateral correspondiente, conformando así los citados dos elementos extremos una sección transversal en omega.
Los primeros tramos de los dos elementos extremos comprenden sendos primeros orificios pasantes primarios, mientras que las paredes laterales del cajón de torsión comprenden sendos segundos orificios pasantes primarios que están alineados con los primeros orificios pasantes primarios, conformándose de este modo el elemento de cogida primario.
El elemento de cogida secundario del herraje de Ia invención está formado por un elemento central, con sección en I, comprendiendo además dicho elemento, en su parte central, unos orificios pasantes secundarios. Esta geometría del secundario junto con Ia sección en U de las paredes laterales mejora el comportamiento del herraje ante carga lateral al proporcionar Ia citada sección en I mejor apoyo a las paredes laterales que forman el cajón de torsión del herraje, y al proporcionar Ia sección en U una unión directa al revestimiento de dichas paredes. Además, Ia geometría del herraje es más sencilla y fácil de fabricar que Ia de los herrajes conocidos del estado de Ia técnica (principalmente en Io referente al elemento central de los mismos).
De acuerdo con Ia invención, los citados tramos de cada elemento extremo pueden comprender un laminado adicional que preferentemente es del mismo material que el resto del elemento del herraje, de manera que el citado laminado tiene una sección transversal que copia dichos tramos, es decir, que también tiene Ia mencionada configuración de omega. Dicho laminado puede formarse mediante apilado adicional sobre el elemento extremo, de manera que conforme con éste una única pieza.
La estructura anteriormente descrita permite que las paredes del cajón de torsión, el elemento central y los elementos extremos del herraje puedan estar conformados a partir de material plástico reforzado con fibras de carbono, i.e., de material compuesto, a Ia vez que permite una distribución óptima de las cargas que actúan sobre el conjunto anterior. Así, las cargas aplicadas en el herraje son esencialmente cargas en dirección vertical, aunque también el citado herraje queda sometido a pequeñas cargas longitudinales debido al trimado del estabilizador horizontal y a una pequeña componente de carga lateral. Gracias al laminado adicional que copia Ia geometría del elemento extremo del herraje se reducen los problemas de despegado que pudieran surgir entre los terceros tramos de los elementos extremos y las paredes laterales del cajón de torsión, en el caso de que Ia unión entre ambos sea una unión pegada.
Tanto las cargas verticales de Ia cogida primaria como las longitudinales quedan aplicadas en los orificios pasantes primarios (en las orejetas situadas tanto en los elementos extremos como en las paredes laterales del cajón de torsión). Estas cargas se transmiten a las paredes del cajón de torsión a través de uniones previstas en los respectivos terceros tramos de los elementos extremos, y posteriormente se convierten en flujos de cortadura en las almas de las cuadernas a las que se unen dichas paredes. Las uniones entre los terceros tramos y las paredes laterales pueden ser uniones remachadas o uniones pegadas. En el caso fail-safe, en el que las cargas se aplican en Ia cogida secundaria, éstas se transfieren a las paredes del cajón de torsión también a través de uniones remachadas o pegadas.
Para fabricar el herraje con cajón de torsión de Ia presente invención, pueden emplearse técnicas en sí convencionales que permitan conformar las piezas y, en el caso de que estén previstas uniones remachadas, el remachado entre las mismas. Así, las piezas pueden obtenerse mediante procesos automáticos (en pre-peg con ATL y conformado en caliente) o se pueden fabricar por ejemplo mediante procesos de moldeo por transferencia de resina (Resin Transfer Moulding - RTM). En ambos casos las piezas se pueden fabricar por separado y luego remacharse o pegarse, o puede fabricarse como una única pieza integrada. El herraje con cajón de torsión de Ia presente invención es fácil y barato de fabricar y consigue ser menos pesado que los diseños metálicos gracias a su mayor integración y a Ia simplicidad del camino de carga, consiguiendo así el objeto anteriormente especificado. 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 se acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 es una vista esquemática en alzado lateral del fuselaje de cola y del empenaje de una aeronave.
La Figura 2 es una vista esquemática en perspectiva del herraje con cajón de torsión para el trimado de un estabilizador horizontal de aeronave según Ia presente invención.
La Figura 3 es una vista esquemática en alzado lateral de una realización del herraje con cajón de torsión de Ia invención mostrado en Ia Figura 2, incluyendo los elementos de unión a las cuadernas de carga.
La Figura 4 es una vista esquemática en perspectiva frontal del herraje con cajón de torsión de Ia invención mostrado en Ia Figura 2, incluyendo Ia unión del herraje al revestimiento.
La Figura 5 es una vista esquemática en planta del herraje con cajón de torsión de Ia invención mostrado en Ia Figura 2, según Ia sección A-A de Ia Figura 4. La Figura 6 es una vista esquemática en planta del herraje con cajón de torsión según una realización de Ia invención según Ia sección A-A de Ia Figura 4, en el que se muestra un laminado adicional que copia Ia forma del elemento extremo.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN La Figura 1 muestra el fuselaje de cola 1 de una aeronave, en el que está dispuesto un estabilizador horizontal 1 a con su timón de profundidad 1 c, así como un estabilizador vertical 1 b con su timón de dirección 1d. El estabilizador horizontal 1a es trimable de manera convencional a través de un mecanismo motor / husillo conectado a un punto de cogida 10, cuyo accionamiento provoca que el estabilizador horizontal 1 a pivote, de manera que, también de forma en sí convencional, el estabilizador horizontal 1 a y el timón de profundidad 1 c pueden adoptar las posiciones 1 a', 1c' y 1 a", 1 c", respectivamente, según muestra Ia citada Figura 1. Las Figuras 2 a 6 muestran una realización preferible del herraje 30 de Ia invención para el trimado de un estabilizador horizontal 1 a, comprendiendo dicho herraje 30 las paredes laterales 2a y 2b de un cajón de torsión. Dicho herraje 30 comprende unos primeros medios de unión 3a en forma de angulares por los que se pueden remachar las paredes laterales 2a y 2b a una primera cuaderna (no mostrada en las figuras) del fuselaje de cola 1 de Ia aeronave. El herraje 30 comprende además segundos medios de unión 3b, también en forma de angulares, por los que se pueden remachar las paredes laterales 2a y 2b a una segunda cuaderna del fuselaje de cola 1. Los elementos 3a ó 3b podrían ir integrados en las correspondientes paredes laterales 2a ó 2b sin necesidad de piezas adicionales. Las paredes laterales 2a, 2b pueden estar unidas entre sí a través de un tramo superior 2c, de tal forma que Ia sección de Ia pieza de herraje, formada por Ia unión de 2a+2b+2c, es una U que permite unir directamente las citadas paredes 2a, 2b al revestimiento del fuselaje de cola 1 a través del tramo superior 2c (Figura 4). Por otro lado, las paredes laterales 2a, 2b están unidas entre sí mediante un elemento central 4 dispuesto entre dichas paredes 2a, 2b. Si fuera necesario, a cada lado del elemento central 4, cada pared 2a ó 2b puede presentar embuticiones destinadas a evitar el pandeo de dichas paredes 2a, 2b. El elemento central 4 comprende una primera parte extrema 4a unida a Ia primera pared lateral 2a, una segunda parte extrema 4b unida a Ia segunda pared lateral 2b del cajón de torsión, y una parte central 4c que une entre sí dichas partes extremas 4a, 4b. A las paredes laterales 2a, 2b se unen unos elementos extremos 5a, 5b. Tanto las paredes laterales 2a y 2b del cajón de torsión, como el tramo 2c, como los elementos extremos 5a y 5b, el elemento central 4 y los medios de unión 3a y 3b, están conformados a partir de material plástico reforzado con fibras de carbono.
Cada elemento extremo 5a, 5b comprende sendos primeros tramos 5d, 5e que se extienden paralelamente a las paredes laterales 2a, 2b, sendos segundos tramos 5f, 5g que se extienden respectivamente desde uno de los primeros tramos 5d, 5e hacia Ia pared lateral 2a, 2b correspondiente, y sendos terceros tramos 5h, 5i unidos cada uno a Ia pared lateral correspondiente, 2a, 2b. Puede observarse que los tramos 5d, 5f, 5h y 5e, 5g, 5i que, respectivamente, conforman los elementos extremos 5a y 5b, tienen una sección transversal conjunta en forma de omega, pudiendo estar dispuesto sobre estos tramos 5d, 5e, 5f, 5g, 5h, 5i un laminado 6 que presenta una sección transversal en omega análoga a Ia de dichos tramos, y que se puede obtener añadiendo un laminado adicional de CFRP de manera que éste conforma una única pieza con cada elemento extremo 5a, 5b. Los respectivos terceros tramos 5h, 5i y las partes de los laminados adicionales 6, a ambos lados de 5a y 5b, están unidas a Ia pared lateral correspondiente 2a, 2b mediante remaches o mediante una unión pegada.
Los primeros tramos 5d, 5e de los elementos extremos 5a, 5b incluyen sendos primeros orificios pasantes primarios 7a, 7b, mientras que las paredes laterales 2a, 2b comprenden segundos orificios pasantes primarios 7c, 7d, (Figura 4). Estos orificios pasantes primarios 7a, 7b, 7c y 7d están alineados y respectivamente localizados en unas orejetas primarias 8a, 8b, 8c y 8d que emergen de los respectivos bordes inferiores de los primeros tramos 5d, 5e de los elementos extremos 5a, 5b y de los respectivos bordes inferiores de las paredes 2a, 2b, para conformar así Ia cogida primaria.
Dichas orejetas 8a, 8b, 8c, 8d, pueden estar reforzadas con zonas de un mayor espesor o zonas provistas de un laminado híbrido titanio-CFRP.
A su vez, el elemento central 4 comprende una zona con dos orificios pasantes secundarios 9 que conforman Ia cogida secundaria del herraje de Ia invención, zona que puede estar también reforzada con un mayor espesor o con un laminado híbrido titanio-CFRP.
Tanto los terceros tramos 5h, 5i de los elementos extremos 5a, 5b como el elemento central 4 pueden estar unidos a las respectivas paredes laterales
2a, 2b mediante pegado o remachado, aunque el elemento central 4, las paredes 2a, 2b, 2c, los elementos 3a y 3b y los elementos extremos 5a, 5b también pueden ser una pieza monobloque.
Así, el herraje fabricado en material compuesto según Ia presente invención, para el trimado del estabilizador horizontal de una aeronave 1 a, comprende, como elementos esenciales, unas paredes laterales 2a, 2b, estando dichas paredes laterales, 2a y 2b, unidas entre sí mediante un elemento central 4 que comprende una primera parte extrema 4a unida a Ia primera pared lateral 2a, una segunda parte extrema 4b unida a Ia segunda pared lateral 2b, y una parte central 4c que une entre sí dichas partes extremas 4a, 4b (Figura 5). Dicho herraje comprende además unos elementos extremos, 5a y 5b, preferiblemente en forma de omega (si bien también pueden tener secciones en I, etc.), que se unen a las paredes laterales, 2a y 2b (Figura 5). Estos elementos extremos, 5a y 5b, están situados en Ia parte exterior de las paredes laterales, 2a y 2b, como se puede observar en Ia Figura 5.
Además, como se observa en Ia Figura 6, el herraje 30 puede comprender un laminado 6 adicional que puede estar dispuesto sobre los elementos extremos 5a, 5b, presentando este laminado 6 una sección transversal en omega análoga a Ia de dichos elemento, conformando con estos una única pieza.
Las paredes laterales 2a, 2b del herraje de Ia invención pueden unirse al revestimiento del fuselaje de cola 1 a través de piezas adicionales. Asimismo, Ia configuración de herraje puede comprender además una pared o tramo superior, de tal forma que las paredes laterales 2a y 2b estén unidas entre sí a través de dicho tramo superior 2c, configurando de este modo una única pieza integrada en U que permita unir directamente las paredes laterales 2a, 2b al revestimiento del fuselaje de cola 1 , a través del citado tramo superior 2c, sin necesidad de piezas adicionales, de tal modo que el comportamiento del herraje de Ia invención ante cargas laterales es mucho más ventajoso, pues el herraje, gracias a Ia unión directa al revestimiento y al elemento central con sección en I, tiene una configuración más rígida frente a las solicitaciones de carga lateral mencionadas.
De este modo, el herraje de Ia invención presenta las siguientes ventajas con respecto a los herrajes conocidos: el herraje es más sencillo de fabricar, fundamentalmente en Io que se refiere al elemento central, 4a, 4b, 4c, puesto que, al estar los elementos extremos, 5a y 5b, localizados por Ia cara exterior de las paredes laterales, 2a y 2b, el elemento central 4 puede tener una sección en I; dicha sección en I, además de ser más sencilla de fabricar, hace que el herraje sea más rígido ante cargas laterales y ante cargas en dirección vertical que tiendan a cerrar las paredes 2a y 2b, comportándose mejor el herraje estructuralmente ante dichas solicitaciones; además, cuando el herraje está unido directamente a través del tramo superior 2c, al revestimiento del fuselaje de cola 1 , sin necesidad de piezas adicionales, el comportamiento del herraje de Ia invención es mucho mejor que en las soluciones conocidas.
En las realizaciones que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES
1.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave con respecto al fuselaje de cola (1 ) de Ia citada aeronave, caracterizado porque el herraje (30) comprende paredes laterales (2a y 2b) de un cajón de torsión, así como medios de unión (3a, 3b) que unen el herraje (30) a las cuadernas del fuselaje de cola (1 ) de Ia aeronave, estando dichas paredes laterales (2a, 2b) unidas entre sí mediante un elemento central (4) que comprende una primera parte extrema (4a) unida a Ia primera pared lateral (2a) del herraje (30), una segunda parte extrema (4b) unida a Ia segunda pared lateral (2b) del herraje (30), y una parte central (4c) que une entre sí dichas partes extremas (4a, 4b), comprendiendo además el herraje (30) unos elementos extremos (5a, 5b) que se unen a dichas paredes laterales (2a, 2b) por su cara exterior, teniendo el citado herraje (30), gracias a su mayor rigidez ante solicitaciones de carga lateral y de cargas en dirección vertical que tiendan a cerrar las paredes laterales (2a, 2b), a su mayor integración y a Ia simplicidad del camino de carga, un óptimo comportamiento estructural ante las solicitaciones de Ia aeronave.
2.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque las paredes laterales (2a, 2b) del citado herraje (30) están unidas entre sí a través de un tramo superior (2c), de tal forma que Ia sección de este elemento del herraje es una U que permite unir directamente ,sin necesidad de piezas adicionales, las citadas paredes laterales (2a, 2b) al revestimiento del fuselaje de cola (1 ) de Ia aeronave a través de dicho tramo superior (2c), mejorándose además el comportamiento del herraje (30) ante carga lateral al proporcionar Ia citada sección en U mejor apoyo a las paredes laterales (2a, 2b) del citado herraje (30).
3.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque el herraje (30) comprende piezas adicionales para realizar Ia unión de las paredes laterales (2a, 2b) al revestimiento del fuselaje de cola (1 ) de Ia aeronave.
4.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque cada pared lateral (2a, 2b) presenta, a cada lado del elemento central (4), embuticiones destinadas a evitar el pandeo de dichas paredes laterales (2a, 2b).
5.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los elementos extremos (5a, 5b) tienen una sección transversal conjunta en forma de omega.
6.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque a los elementos extremos (5a, 5b) se añade un laminado adicional (6) que copia Ia geometría de los citados elementos extremos (5a, 5b), conformando una única pieza con los elementos extremos (5a, 5b), de tal forma que se eviten posibles problemas de despegado entre los elementos extremos (5a, 5b) y las paredes laterales (2a, 2b).
7.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según Ia reivindicación 6, caracterizado porque el laminado adicional (6) está realizado de material compuesto.
8.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende una cogida primaria que comprende a su vez unos orificios pasantes (7a, 7b, 7c, 7d) alineados y respectivamente localizados en unas orejetas primarias (8a, 8b, 8c, 8d).
9.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según Ia reivindicación 8, caracterizado porque los orificios pasantes (7a, 7b) están dispuestos en zonas reforzadas de los elementos extremos (5a, 5b), estando los orificios pasantes (7c, 7d) dispuestos en zonas reforzadas de las paredes laterales (2a, 2b).
10.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según Ia reivindicación 9, caracterizado porque las zonas reforzadas de los elementos extremos (5a, 5b) y de las paredes laterales (2a, 2b) son zonas de mayor espesor.
11.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según Ia reivindicación 9, caracterizado porque las zonas reforzadas de los elementos extremos (5a, 5b) y de las paredes laterales (2a, 2b) son zonas provistas de un laminado híbrido titanio-CFRP.
12.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende una cogida secundaria que comprende a su vez unos orificios pasantes (9) situados en el elemento central (4).
13.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según Ia reivindicación 12, caracterizado porque Ia cogida secundaria del citado herraje (30) está reforzada con un laminado híbrido Titanio-CFRP.
14.- Herraje (30) fabricado en material compuesto para el trimado del estabilizador horizontal (1 a) de una aeronave según Ia reivindicación 12, caracterizado porque Ia cogida secundaria del citado herraje (30) es una zona de mayor espesor.
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