WO2010097497A2 - Mejora de la protección contra impacto directo de rayos en zonas remachadas de paneles en cfrp. - Google Patents
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Definitions
- One of the known solutions consists in metallizing the structures made of composite materials, using one or more sheets (called foil) or meshes (called mesh) for this purpose.
- metallic materials such as aluminum, copper or bronze, said sheets or meshes adhering during the manufacturing process of the aeronautical structures (typically panels) to the outer face thereof, which is the one that will receive the direct impact of the beam.
- Current technology ensures a good integration, while robust, of the aforementioned metallic outer layer with the compilation of composite material, typically carbon fiber.
- This metallization ensures a good protection of the structure and maximizes the conduction of the electric charge discharged by the beam towards the discharge points ("exit" of the beam) to the atmosphere.
- the present invention refers to a metallization structure of the external surface of structural panels of aircraft made of composite material, which comprises the fixing of a metallic deposit on the countersunk structure and the adjacent area of the metallization structure , which ensures that there is electrical continuity between the head of the rivet, the countersink zone and the metallization structure of the panel or aeronautical structure.
- the present invention develops a method for the subsequent metallization in the countersinking zone of the aeronautical structures of composite materials, that is, it offers a procedure for the restoration of the meshing or rolling of metallization of the aeronautical structures (typically panels ) after they have been subjected to drilling and subsequent countersinking.
- the process of the invention does not add weight in the manipulated aeronautical structures, while it is an industrialized and non-manual procedure.
- the process and the structure according to the invention ensure the electrical continuity during the time that the impact of the lightning lasts on the structure of composite material, ensuring that most of the discharged current is conducted on the surface, limiting the current conducted or derived towards the interior of the structure by the rod of the rivet, with the subsequent risk of sparks or hot spots, especially if the structure is part of a fuel tank.
- the problem of forgetting the placement of the washer that existed in the known technique is eliminated, since it is now an automated procedure in which the surface on which the rivet in question will settle is previously prepared by metallizing. .
- Figure 2 shows in section the configuration of a riveted joint in a composite structure, according to the present invention.
- the scope of the invention is for panels or structures of composite materials for aircraft in general, although the preferred applicability will be in the structures for aircraft fuel tanks.
- the present invention develops a process for the subsequent metallization in the countersinking zone 8 of the aeronautical structures of composite materials.
- the process of the invention does not add weight in the manipulated aeronautical structures, while it is an industrialized and non-manual procedure.
- Said process comprises the following steps: a) factory preparation of panel 1 or composite structure; b) drilling and countersinking of the structure or panel 1 of composite material; c) cleaning, blowing and degreasing of the area to be metallized; d) placement of template for confinement of the metallic to the metallic part 7; e) metal spraying; f) placement of rivets 4 and nuts 5; g) application of protective and paint layers 10.
Abstract
Estructura de metalización de paneles de aeronave y procedimiento para Ia obtención de Ia misma, tal que comprende una estructura de panel (1 ) realizado en material compuesto, comprendiendo el citado panel (1 ) una malla o laminado metálico (2) en su parte exterior, comprendiendo además dicho panel (1 ) un taladrado que comprende a su vez una caña y un avellanado (8) superior, tal que el citado panel (1 ) está fijado a otro elemento estructural (3) de Ia aeronave mediante elementos de fijación (4) metálicos, caracterizada porque dicha estructura comprende una capa (7) de metalizado dispuesta sobre el avellanado (8) superior, extendiéndose en Ia zona colindante de Ia malla o laminado metálico (2), tal que se asegura que exista continuidad eléctrica entre el avellanado 88) superior y Ia malla o laminado metálico (2) durante el tiempo que dure un impacto del rayo sobre Ia estructura del panel (1 ), asegurándose además que Ia mayor parte de Ia corriente descargada por el rayo se conduce por Ia superficie de Ia estructura del citado panel (1 ). La invención se refiere además a un procedimiento para Ia realización de una estructura de panel (1 ) tal.
Description
MEJORA DE LA PROTECCIÓN CONTRA IMPACTO DIRECTO DE RAYOS EN ZONAS REMACHADAS DE PANELES EN CFRP
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a una estructura de metalización de Ia superficie externa de paneles estructurales de aeronave realizados en materiales no metálicos, en particular en materiales compuestos de fibra de carbono CFRP, principalmente en tanques de combustible, así como a un procedimiento para Ia obtención de Ia misma.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Las estructuras aeronáuticas convencionales se han realizado típicamente durante décadas con materiales metálicos tales como aluminio, acero inoxidable o titanio. Así, Ia protección contra impacto de rayos de estas estructuras aeronáuticas convencionales se ha basado en Ia buena continuidad eléctrica inherente a dichos materiales metálicos.
Actualmente, las estructuras aeronáuticas se realizan cada vez de forma más frecuente en materiales compuestos, tales como fibra de carbono, pues estos materiales otorgan a las estructuras configuradas de un bajo peso específico. Sin embargo, los materiales compuestos no tienen una buena continuidad eléctrica, con Io que es preciso dotarlos de una estructura especial para que las estructuras aeronáuticas que conforman estén protegidas contra el impacto de rayos. En caso de no disponer de estas configuraciones, cuando una estructura de material compuesto recibe el impacto de un rayo, se generan puntos calientes, denominados "hot spots" y/o posibles arcos eléctricos, siendo esto crítico en el caso de que se trate de un tanque de combustible.
Una de las soluciones conocidas consiste en realizar un metalizado de las estructuras fabricadas en materiales compuestos, empleándose para tal efecto una o varias láminas (denominadas foil) o mallas (denominadas mesh) de
materiales metálicos, tales como aluminio, cobre o bronce, quedando adheridas dichas láminas o mallas durante el proceso de fabricación de las estructuras aeronáuticas (típicamente paneles) a Ia cara exterior de las mismas, que es Ia que recibirá el impacto directo del rayo. La tecnología actual asegura una buena integración, a Ia vez que robusta, de Ia citada capa exterior metálica con el compilado de material compuesto, típicamente fibra de carbono. Esta metalización asegura una buena protección de Ia estructura y maximiza Ia conducción de Ia carga eléctrica descargada por el rayo hacia los puntos de descarga ("salida" del rayo) a Ia atmósfera. Sin embargo, Ia eficacia de esta solución de metalización se ve reducida durante el proceso de taladrado de las estructuras aeronáuticas (en particular, paneles), siendo estos taladrados necesarios para poder unir las estructuras o paneles a otros componentes de las estructuras, tales como costillas, largueros o larguerillos. Así, el taladrado de los paneles y su posterior avellanado para poder asegurar que Ia cabeza de los remaches no crea una protuberancia aerodinámica en las estructuras, rompe Ia metalización exterior (láminas o mallas), creándose contacto dieléctrico entre Ia cabeza del remache y el avellanado, al tiempo que no se asegura un buen contacto entre Ia cabeza de los remaches y el resto de capas de metalización, "mesh" o "foil", mallas o láminas. Esto da lugar al incremento de Ia cantidad de corriente que se introduce en el interior de Ia estructura a través del propio remache metálico.
Son conocidos diversos procedimientos para reestablecer Ia buena continuidad eléctrica entre Ia cabeza del remache y Ia estructura de metalización (mallas o láminas). Una de las soluciones más empleadas consiste en utilizar arandelas que aseguran el contacto entre Ia cabeza del remache y Ia malla de metalizado de las estructuras o paneles, si bien presentan problemas de peso, de aumento de Ia resistencia aerodinámica de Ia estructura puesto que el perfil de Ia misma no es continuo, al tiempo que el montaje de dichas arandelas incrementa el tiempo de fabricación, basando además Ia protección contra rayos en un elemento que se puede perder u olvidar durante el montaje o mantenimiento de Ia aeronave.
La presente invención ofrece una solución a los problemas anteriormente mencionados.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Según un primer aspecto, Ia presente invención se refiere a una estructura de metalización de Ia superficie externa de paneles estructurales de aeronave realizados en material compuesto, que comprende Ia fijación de un depósito metálico sobre Ia estructura avellanada y Ia zona colindante de Ia estructura de metalización, Io cual asegura que exista continuidad eléctrica entre Ia cabeza del remache, Ia zona de avellanado y Ia estructura de metalización del panel o estructura aeronáutica.
En un segundo aspecto, Ia presente invención desarrolla un procedimiento para Ia posterior metalización en Ia zona de avellanado de las estructuras aeronáuticas de materiales compuestos, es decir, ofrece un procedimiento para el restablecimiento del mallado o laminado de metalización de las estructuras aeronáuticas (típicamente paneles) después de que los mismos han sido sometidos a un taladrado y posterior avellanado. El procedimiento de Ia invención no añade peso en las estructuras aeronáuticas manipuladas, al tiempo que se trata de un procedimiento industrializado y no manual.
El procedimiento y Ia estructura según Ia invención aseguran Ia continuidad eléctrica durante el tiempo que dura el impacto del rayo sobre Ia estructura de material compuesto, asegurando que Ia mayor parte de Ia corriente descargada se conduce por Ia superficie, limitando Ia corriente conducida o derivada hacia el interior de Ia estructura por Ia caña del remache, con el posterior riesgo de chispas o puntos calientes, especialmente si Ia estructura forma parte de un tanque de combustible. Por otro lado, el problema del olvido de colocación de Ia arandela que existía en Ia técnica conocida queda eliminado, al tratarse ahora de un procedimiento automatizado en el que se prepara previamente, mediante un metalizado, Ia superficie sobre Ia que asentará el remache en cuestión.
El procedimiento de Ia invención comprende las siguientes etapas: a) taladrado y avellanado de Ia estructura de material compuesto que comprende a su vez una estructura de metalización en forma de malla o de capas de láminas metálicas; b) preparación y limpieza de Ia superficie sobre Ia que se ha realizado el taladrado y que será objeto de metalización; c) metalización de Ia superficie anterior, tan sólo en Ia parte superior de Ia misma en Ia cual asentará Ia cabeza del remache, mediante el uso de una plantilla adecuada para tal fin. 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 muestra en sección Ia configuración conocida de una unión remachada en una estructura de material compuesto.
La Figura 2 muestra en sección Ia configuración de una unión remachada en una estructura de material compuesto, según Ia presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Así, Ia presente invención se refiere a una estructura de metalización de Ia superficie externa de paneles estructurales 1 realizados en material compuesto que comprenden a su vez una malla o laminado metálico 2 , estando dichos paneles 1 fijados a otros elementos estructurales 3, tales como costillas, largueros o larguerillos, mediante unos remaches 4, fijados por medio de una tuerca de sujeción 5 por Ia zona inferior de Ia estructura. La capa de metalizado 7 de Ia invención asegura que exista continuidad eléctrica entre Ia cabeza del remache 4, Ia zona de avellanado 8 y Ia malla o laminado metálico 2 del panel 1 o estructura aeronáutica. Según se observa en Ia Figura 2, Ia capa de
metalizado 7 queda confinada a Ia parte superior de unión de Ia cabeza del remache 4 con Ia malla o laminado metálico 2 del panel 1 , mientras que puede o no existir en el resto de Ia zona de holgura entre el remache 4 y Ia estructura aeronáutica una capa de material sellante 6 cuya principal función es Ia estanqueidad del montaje.
Así, en Ia Figura 1 se detalla Ia configuración actual de una unión remachada 4 donde se aprecia una zona dieléctrica 9 entre Ia cabeza del remache 4 y Ia zona de avellanado 8.
Por otro lado, y en contraposición a Io anterior, Ia Figura 2 muestra, según Ia presente invención, Ia continuidad eléctrica existente entre Ia cabeza del remache 4 y Ia zona de avellanado 8, gracias a Ia existencia de Ia capa de metalizado 7 tras Ia realización del procedimiento de Ia invención, que se describirá en detalle más adelante.
Para Ia realización de Ia capa de metalizado 7 se emplea el procedimiento conocido de "Metal spraying", cuya tecnología y equipos están disponibles en el mercado, aunque su utilización se limita, en Ia actualidad, a Ia protección superficial de diversa tipología. La utilización de este procedimiento, es decir, fundir por ejemplo por arco eléctrico una varilla de aluminio, cobre u otro metal, en el seno de un intenso flujo de gas inerte, genera un fino rociado de metal fundido que se adhiere firmemente a Ia superficie en cuestión.
Mediante Ia interposición de una o varia plantillas en el camino del rociado se puede obtener el espesor adecuado de Ia metalización, preciso para cumplir con los requerimientos de cada una de las zonas identificadas por Ia Normativa Aeronáutica para Ia protección contra rayos de aeronaves. La capa de metalizado 7 de Ia invención no puede ser de aluminio por los problemas que presenta este material en Io referente a par galvánico y corrosión, con Io que Ia varilla a fundir mediante metal spraying para generar Ia capa de metalizado 7 será de cobre, bronce o de cualquier material electroquímicamente compatible con Ia malla o laminado metálico 2 del panel 1 , a Ia vez que con el remache 4.
El procedimiento de rociado de metalizado o metal spraying conlleva
dificultades de aplicación al campo de Ia invención, puesto que el rango de ajuste para asegurar Ia continuidad eléctrica es del orden de mieras, mientras que el diámetro del dispositivo (típicamente un cabezal o pistola) es unas diez veces superior. La dificultad se agrava más aún por el hecho de que Ia capa de metalizado 7 ha de quedar confinada solamente a Ia parte superior de asiento de Ia cabeza del remache 4 con Ia malla o laminado metálico 2 del panel 1 puesto que, en caso contrario, se estaría creando un camino para Ia corriente hacia el interior de Ia estructura (crítico en el caso de tanques de combustible).
El ámbito de aplicación de Ia invención es para paneles o estructuras de materiales compuestos para aeronaves en general, si bien Ia aplicabilidad preferida estará en las estructuras para tanques de combustible de aeronaves.
En un segundo aspecto, Ia presente invención desarrolla un procedimiento para Ia posterior metalización en Ia zona de avellanado 8 de las estructuras aeronáuticas de materiales compuestos. El procedimiento de Ia invención no añade peso en las estructuras aeronáuticas manipuladas, al tiempo que se trata de un procedimiento industrializado y no manual.
El citado procedimiento comprende las siguientes etapas: a) preparación en fábrica del panel 1 o estructura de material compuesto; b) taladrado y avellanado de Ia estructura o panel 1 de material compuesto; c) limpieza, soplado y desengrasado de Ia zona a metalizar; d) colocación de plantilla para confinamiento del metalizado a Ia parte metalizada 7; e) metalización mediante metal spraying; f) colocación de remaches 4 y tuercas 5; g) aplicación de capas de protección y pintura 10.
En las realizaciones preferentes que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims
1. Estructura de panel (1 ) de aeronave realizado en material compuesto, comprendiendo el citado panel (1 ) una malla o laminado metálico (2) en su parte exterior, comprendiendo además dicho panel (1 ) un taladrado que comprende a su vez una caña y un avellanado (8) superior, tal que el citado panel (1 ) está fijado a otro elemento estructural (3) de Ia aeronave mediante elementos de fijación (4) metálicos, caracterizada porque dicha estructura comprende una capa (7) de metalizado dispuesta sobre el avellanado (8) superior, extendiéndose en Ia zona colindante de Ia malla o laminado metálico (2), tal que se asegura que exista continuidad eléctrica entre el avellanado (8) superior y Ia malla o laminado metálico (2) durante el tiempo que dure un impacto del rayo sobre Ia estructura del panel (1 ), asegurándose además que Ia mayor parte de Ia corriente descargada por el rayo se conduce por Ia superficie exterior de Ia estructura del citado panel (1 ).
2. Estructura de panel (1 ) de aeronave según Ia reivindicación 1 caracterizada porque Ia capa (7) de metalizado se realiza mediante el procedimiento de "metal spraying", fundiendo por arco eléctrico una varilla de metal en el seno de un intenso flujo de gas inerte, Io cual genera un fino rociado de metal fundido que conforma Ia capa (7), que se adhiere firmemente sobre el avellanado (8) superior y sobre Ia zona colindante de Ia malla o laminado metálico (2).
3. Estructura de panel (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 ó 2, caracterizada porque Ia capa (7) de metalizado es de un material electroquímicamente compatible con Ia malla o laminado metálico (2) del panel (1 ) y con el material del elemento de fijación (4).
4. Estructura de panel (1 ) de aeronave según Ia reivindicación 3, caracterizada porque Ia capa (7) de metalizado es de cobre o de bronce.
5. Estructura de panel (1 ) de aeronave según cualquiera de las 5 reivindicaciones anteriores caracterizada porque el panel (1 ) es de material compuesto de fibra de carbono.
6. Estructura de panel (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende además una capa de material sellante (6) en el resto de Ia zona de holgura0 entre el elemento de fijación (4) y el elemento estructural (3) de Ia aeronave.
7. Estructura de panel (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque forma parte de un tanque de combustible de aeronave. 5 8. Procedimiento para Ia realización de una estructura de panel (1 ) de aeronave realizado en material compuesto según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque comprende las siguientes etapas: a) preparación en fábrica del panel (1 ) de material compuesto; b) realización de taladrado y avellanado (8) en Ia estructura del o panel (1 ) de material compuesto; c) colocación de al menos una plantilla para el confinamiento del posterior metalizado solamente en Ia capa (7) de metalizado, que se dispondrá sobre el avellanado (8) superior, extendiéndose en Ia zona colindante de Ia malla o laminado 5 metálico (2); d) metalización y conformación de Ia capa (7) de metalizado mediante el procedimiento de metal spraying, fundiendo por arco eléctrico una varilla de metal en el seno de un intenso flujo de gas inerte, Io cual genera un fino rociado de metal 0 fundido que conforma Ia capa (7), que se adhiere firmemente sobre el avellanado (8) superior y sobre Ia zona colindante de
Ia malla o laminado metálico (2); e) colocación de los elementos de fijación (4) metálicos.
9. Procedimiento para Ia realización de una estructura de panel (1 ) de aeronave según Ia reivindicación 8, caracterizado porque, en Ia etapa c), se colocan varias plantillas que se interponen en el camino del rociado por metal spraying de Ia etapa d), de tal forma que se puede variar el espesor de Ia capa (7) de metalización, en función del espesor preciso para cumplir con los requerimientos de Ia Normativa Aeronáutica para Ia protección contra rayos de aeronaves.
10. Procedimiento para Ia realización de una estructura de panel (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 8 ó 9, caracterizado porque Ia varilla del método de metal spraying en Ia etapa d) es de cobre o de bronce.
11. Procedimiento para Ia realización de una estructura de panel (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 8 a 10, caracterizado porque comprende además, entre las etapas b) y d), una etapa de limpieza, soplado y desengrasado de Ia zona donde se dispondrá Ia capa (7) de metalizado.
12. Procedimiento para Ia realización de una estructura de panel (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 8 a 11 , caracterizado porque comprende además, después de Ia etapa e), una etapa de aplicación de capas de protección y de pintura en Ia parte exterior de Ia estructura del panel (1 ).
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