WO2010103156A2 - Estructura cerrada en material compuesto. - Google Patents

Estructura cerrada en material compuesto. Download PDF

Info

Publication number
WO2010103156A2
WO2010103156A2 PCT/ES2010/070138 ES2010070138W WO2010103156A2 WO 2010103156 A2 WO2010103156 A2 WO 2010103156A2 ES 2010070138 W ES2010070138 W ES 2010070138W WO 2010103156 A2 WO2010103156 A2 WO 2010103156A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
skin
stringers
composite material
trace
section
Prior art date
Application number
PCT/ES2010/070138
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2010103156A3 (es
Inventor
Carlos DÍAZ-CANEJA FERNÁNDEZ
Original Assignee
Airbus Operations, S.L.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations, S.L. filed Critical Airbus Operations, S.L.
Priority to CN2010800112806A priority Critical patent/CN102348548A/zh
Priority to EP10713346A priority patent/EP2407293A2/en
Publication of WO2010103156A2 publication Critical patent/WO2010103156A2/es
Publication of WO2010103156A3 publication Critical patent/WO2010103156A3/es

Links

Classifications

    • 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
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • B29C70/446—Moulding structures having an axis of symmetry or at least one channel, e.g. tubular structures, frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • 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
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention relates to a closed structure made of composite material as a unit piece, such as a section of the fuselage of an aircraft, whose reinforcing stringers have an omega-shaped cross section.
  • the application WO 2008/092971 describes a closed structure in composite material for an aircraft fuselage formed on a male tool from which it can be separated in a certain direction.
  • the structure is formed by a one-piece skin and a plurality of omega-shaped interior longitudinal stiffeners integrated into said panel and consolidated into an autoclave.
  • the male tool includes housings for positioning the longitudinal longitudinal stringers on which the skin is wrapped and is made of aluminum, a material that has a coefficient of contraction greater than that of the composite material, so that when the structure cools when leaving the autoclave, a gap is generated between the structure and the tool that allows the demolding of the structure according to a predetermined demolding direction (close to the X axis of the aircraft).
  • the design of the longitudinal stringers must be carried out by combining different requirements and, in particular, requirements for demoulding, structural strength and workability.
  • the present invention is oriented to the solution of that inconvenience.
  • said cross section meets two conditions in relation to a reference surface perpendicular to the outer surface of the skin along the trace: the vertices of the feet are located at the intersection of the inner surface of the skin with surfaces parallel to said reference surface at a predetermined distance (Lfo / 2) therefrom; The head is delimited by surfaces parallel to said reference surface at a predetermined distance (Lho / 2) from it, is parallel to a hypothetical surface between the vertices of the feet and is located at a predetermined distance (Ho) from it. In this way, a conformation of stringers easily achieved is achieved.
  • the closed structure is part of the fuselage of an aircraft. It is thus possible to manufacture fuselage sections of one-piece aircraft with the consequent advantages in terms of costs, execution times and a lower weight of the component.
  • Other features and advantages of the present invention will become apparent from the following detailed description of the embodiments, illustrative of its object, together with the attached figures.
  • Figure 1 shows a component of an aircraft fuselage with a one-piece skin reinforced by longitudinal omega-shaped stringers made of composite material that is being separated from the tool used for its shaping.
  • Figure 2 shows in cross section a detail of an area of the skin of the component of an aircraft fuselage where a change in thickness occurs.
  • Figure 3 illustrates the geometry of a longitudinal stringer for reinforcing the skin of the component of an aircraft fuselage according to the present invention. - TO -
  • Figure 4 illustrates the cross section of a longitudinal stringer for reinforcing the skin of the component of an aircraft fuselage according to the present invention.
  • Figure 1 shows that component 11 at a time during the demoulding process of the tool 13 according to the demoulding direction 35.
  • the component 11 which generally has a truncated conical or cylindrical shape, is formed by a skin 21 and a plurality of longitudinal stringers 23 with an omega shape inside and the tool 13 includes holes 15 similar to that of said stringers. Longitudinal 23.
  • the manufacturing process of component 11 with a composite material such as a CFC basically comprises a first stage in which the longitudinal stiffeners 23 are arranged in the form of omega in the "fresh" state in said boxes 15, a second stage in which the composite material is laminated on said tool to form the skin 21, a third stage in which the component 11 is consolidated in an autoclave and a fourth stage in which the component 11 is demoulded separating it from the useful 13.
  • the inner surface is also generated by transition surfaces between the different changes of thickness of the skin 21 that generate plateaus or valleys that give rise to the fact that, a priori, the transition surfaces are not demoldable.
  • the trace 41 marking the position of the longitudinal stringer 23 on the outer surface of the skin 21 is generated by a plane 43 that must be removable for which it must contain the demoulding direction 35, or which is the same must be generated by a straight line 35 whose direction is the mold release. So that if the intersection between these planes and the outer surface of the skin is generated, traces are obtained on the surface that follow demouldable directions.
  • the definition of the cross-section of the omega-shaped stringers 23 according to the present definition is carried out firstly in relation to its inner surface and based on the basic parameters of its geometry that ensure its resistant behavior. After that, the outer surface is defined by parallel to the initially obtained inner surface, thus defining the thicknesses needed and those outer surfaces are joined by the corresponding curved transition areas.
  • the process of obtaining the inner surface of the cross section of the stringers 23 in the form of omega represented in Figure 4 consists of the following steps: a) The trace 41 is generated on the outer surface of the skin 21 as mentioned above. b) From the trace 41 a reference surface 43 is generated which contains said trace 41 and is perpendicular at all times to the outer surface 31 of the skin 21. c) The feet 51, 53 and the head 55 of the Ia omega are relimited by parallel to the reference surface 43.
  • the parallels that limit the dimension of the head 55 are generated at a distance Lho / 2 half of the predetermined length Lho of the head 55 while the distance at which they are to be found the generating surfaces of the feet 51, 53 is the distance Lfo / 2 half of the predetermined length Lfo between feet.
  • the head 55 of the omega is generated as a parallel to a predetermined distance Ho of a surface 45 generated from the inner surface 33 of the skin 21 between the vertices of the feet 51, 53.
  • the opening angles of The omega ⁇ 1, ⁇ 2 (which in Figure 4 have a magnitude around 50 °) may vary along the trace and have a different magnitude in each section.
  • ⁇ 1 is somewhat larger than ⁇ 2.
  • the section of the omega will not be; but due to the fact that locally the deviations of this surface 43 with respect to the plane 47 of the stringer 23 which is defined as demolding, and that are represented by the angle ⁇ in Figure 4, are small, we find that the surface of The omega can be demoulded thanks to the aforementioned clearance and the conicity of the geometries of the omega itself and of the component 11: while the omega leaves the tool 13 according to a longitudinal direction, it is also detached from the tool 13 due to the taper of component 11.
  • the relevant characteristics of the cross-section of the stringers 23 that we have just described are the following:
  • a stringer 23 with an omega-shaped cross-section defined in the manner described is not demoldable by definition, a series of kinematic analyzes between the skin 21 and the tool 13 must be carried out in more similar conditions. possible to the final conditions using CAD systems. In this sense, it is important to take into account that small variations in the outer surface of the plane or in the position of the stringers 23 can cause a region that was demoldable to cease to be. So that every time a change of this type is introduced in the section, however small, it is advisable to redo the demolding studies to continue ensuring the demoulding.

Abstract

Estructura cerrada (11) en material compuesto de forma tubular que comprende una piel (21) y una pluralidad de larguerillos longitudinales de refuerzo (23) con forma de omega, tal como una estructura de un fuselaje de una aeronave, que se fabrica como una pieza unitaria sobre un útil macho (13) de un material de un coeficiente de contracción mayor que el del material compuesto y se desmoldea según una dirección predeterminada, en la que: a) la superficie exterior (31) de la piel (21) forma un ángulo mayor ≥ 0º con la dirección de desmoldeo (35); b) cada uno de dichos larguerillos longitudinales (23) están conformados con una traza (41) que sigue una dirección desmoldeable y con una sección transversal que mantiene constantes a lo largo de la traza (41) su altura (Ho), la longitud de su cabeza (Lho) y la longitud entre sus pies (Lfo).

Description

ESTRUCTURA CERRADA EN MATERIAL COMPUESTO
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a una estructura cerrada fabricada en material compuesto como una pieza unitaria, tal como una sección del fuselaje de una aeronave, cuyos larguerillos de refuerzo tienen una sección transversal en forma de omega.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
La solicitud WO 2008/092971 describe una estructura cerrada en material compuesto para un fuselaje de aeronave conformada sobre un útil macho del que puede separarse en una determinada dirección. La estructura está formada por una piel de una pieza y una pluralidad de rigidizadores longitudinales interiores con forma de omega integrados en dicho panel y se consolida en un autoclave. El útil macho incluye unos alojamientos para posicionar los larguerillos longitudinales en fresco sobre los que se encinta Ia piel y es de aluminio, material que tiene un coeficiente de contracción superior al del material compuesto, por Io que al enfriarse Ia estructura al salir del autoclave, se genera una holgura entre Ia estructura y el útil que permite el desmoldeo de Ia estructura según una dirección de desmoldeo predeterminada (próxima al eje X de Ia aeronave).
El diseño de los larguerillos longitudinales debe llevarse a cabo compatibilizando distintas exigencias y, en particular, exigencias de desmoldeabilidad, resistencia estructural y fabricabilidad.
En el caso de componentes de fuselaje de gran tamaño, aunque su forma externa suele aproximarse en términos generales a Ia de una superficie de revolución cilindrica o cónica, existen zonas locales donde eso no es así por distintos motivos. Por su parte, el espesor de Ia piel no es constante ya que los esfuerzos a los que está sometido el fuselaje son muy distintos de una zona a otra y ello implica, entre otras consecuencias, que los pies de los larguerillos longitudinales se apoyan en Ia piel a alturas distintas. Esas circunstancias dificultan que el diseño de Ia sección de los larguerillos longitudinales en forma de omega se lleve a cabo satisfaciendo simultáneamente las exigencias mencionadas.
La presente invención está orientada a Ia solución de ese inconveniente.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Es un objeto de Ia presente invención proporcionar una estructura cerrada realizada en material compuesto y dotada interiormente de larguerillos de refuerzos con sección transversal con forma de omega, tal como una sección del fuselaje de una aeronave fabricado como una pieza unitaria, en Ia que dichos larguerillos estén conformados de manera que se logre un equilibrio apropiado entre las exigencias de desmoldeabilidad, resistencia estructural y fabricabilidad.
Es otro objeto de Ia presente invención proporcionar una estructura cerrada realizada en material compuesto y dotada interiormente de larguerillos de refuerzos con sección transversal con forma de omega, tal como una sección del fuselaje de una aeronave fabricado como una pieza unitaria, en Ia que el diseño de los larguerillos facilite su modelización para facilitar su análisis detallado.
Esos y otros objetos se consiguen proporcionando una estructura cerrada de las características mencionadas que se fabrica como una pieza unitaria sobre un útil macho de un material de un coeficiente de contracción mayor que el del material compuesto, cuya superficie exterior forma un ángulo mayor o igual que 0o con Ia dirección de desmoldeo y en Ia que cada uno de dichos larguerillos longitudinales está conformado con una traza que sigue una dirección desmoldeable en relación con Ia dirección de desmoldeo y con una sección transversal que mantiene constantes a Io largo de Ia traza su altura
(Ho), Ia longitud de su cabeza (Lho) y Ia longitud entre sus pies (Lfo). En una realización preferente dicha sección transversal cumple dos condiciones en relación con una superficie de referencia perpendicular a Ia superficie exterior de Ia piel a Io largo de Ia traza: los vértices de los pies están ubicados en Ia intersección de Ia superficie interior de Ia piel con superficies paralelas a dicha superficie de referencia a una distancia predeterminada (Lfo/2) de ella; Ia cabeza está delimitada por unas superficies paralelas a dicha superficie de referencia a una distancia predeterminada (Lho/2) de ella, es paralela a una hipotética superficie entre los vértices de los pies y está situada a una distancia predeterminada (Ho) de ella. Se consigue con ello una conformación de larguerillos fácilmente modelizable.
En otra realización preferente, Ia estructura cerrada forma parte del fuselaje de una aeronave. Se consigue con ello fabricar secciones de fuselaje de aeronaves de una sola pieza con las consiguientes ventajas en términos de costes, plazos de ejecución y un menor peso del componente. Otras características y ventajas de Ia presente invención se harán evidentes de Ia siguiente descripción detallada de las realizaciones, ilustrativas de su objeto, junto con las figuras adjuntas.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra un componente de un fuselaje de aeronave con una piel de una sola pieza reforzada por larguerillos longitudinales en forma de omega realizados en material compuesto que está siendo separado del útil utilizado para su conformado. La Figura 2 muestra en sección transversal un detalle de una zona de Ia piel del componente de un fuselaje de aeronave donde se produce un cambio de espesor.
La Figura 3 ilustra Ia geometría de un larguerillo longitudinal de refuerzo de Ia piel del componente de un fuselaje de aeronave según Ia presente invención. - A -
La Figura 4 ilustra Ia sección transversal de un larguerillo longitudinal de refuerzo de Ia piel del componente de un fuselaje de aeronave según Ia presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Describiremos detalladamente Ia invención en relación con un componente 11 de un fuselaje de una aeronave fabricado en material compuesto como una pieza unitaria. La Figura 1 muestra ese componente 11 en un momento del proceso de desmoldeo del útil 13 según Ia dirección de desmoldeo 35.
El componente 11 , que generalmente tiene forma tronco-cónica o cilindrica, está formado por una piel 21 y una pluralidad de larguerillos longitudinales 23 con forma de omega en su interior y el útil 13 incluye unos cajeados 15 de forma similar a Ia de dichos larguerillos longitudinales 23.
El proceso de fabricación del componente 11 con un material compuesto tal como un CFC ("Carbón Fibre Composite") comprende, básicamente, una primera etapa en Ia que se disponen los rigidizadores longitudinales 23 en forma de omega en estado "fresco" en dichos cajeados 15, una segunda etapa en Ia que se lamina el material compuesto sobre dicho útil para conformar Ia piel 21 , una tercera etapa en Ia que se consolida el componente 11 en un autoclave y una cuarta etapa en Ia que se desmoldea el componente 11 separándolo del útil 13.
Para conseguir el desmoldeo del componente 11 hay que asegurar, en primer lugar, que Io haga Ia superficie exterior de su piel 21 y ello implica que esa superficie debe formar un ángulo > 0o, con respecto a Ia dirección de desmoldeo en cada punto. Pero si consideramos el desmoldeo de Ia superficie interior de Ia piel 21 tenemos que tener en cuenta que esta superficie interior está generada enteramente a partir de superficies paralelas a Ia superficie exterior que serán desmoldeables siempre que Ia superficie exterior Io sea.
Pero Ia superficie interior también está generada por superficies de transición entre los diferentes cambios de espesor de Ia piel 21 que generan mesetas o valles que dan lugar a que, a priori, las superficies de transición no sean desmoldeables.
Como se ilustra en Ia Figura 2 si en una sección de piel 21 , dispuesta con una cierta holgura sobre el útil 13, hay distintos espesores entre Ia superficie exterior 31 y Ia superficie interior 33, y se supone que las superficies de transición se generan con una relación de caída de telas de 1/20, que se corresponde con un ángulo de caída de 2,86°, hay que asegurar que el ángulo que forma Ia dirección de desmoldeo 35 con Ia superficie exterior 31 donde haya sobre-espesores, sea mayor que 2,86° si se quiere que se desmolden esas pendientes sin considerar Ia contracción relativa del útil de aluminio 13 frente a Ia piel 21.
Para conseguir el desmoldeo del componente 11 hay que asegurar, en segundo lugar que Io hagan los larguerillos longitudinales 23 Io que implica considerar tanto Ia traza 41 que marca su posición sobre Ia piel 21 como su sección transversal.
Siguiendo Ia Figura 3 puede observarse que Ia traza 41 que marca Ia posición del larguerillo longitudinal 23 sobre Ia superficie exterior de Ia piel 21 se genera mediante un plano 43 que debe ser desmoldeable para Io cual debe contener a Ia dirección de desmoldeo 35, o Io que es Io mismo ha de estar generado mediante una recta 35 cuya dirección sea Ia de desmoldeo. De manera que si se genera Ia intersección entre estos planos y Ia superficie exterior de Ia piel se obtienen trazas sobre Ia superficie que siguen direcciones desmoldeables. Habrá tantos planos 43 como larguerillos 23 y a cada uno de estos planos se les hace pasar por dos puntos, uno al principio de Ia sección y otro al final, con el objetivo de conseguir una optimización de Ia posición de los mismos, atendiendo a criterios estructurales.
En cuanto a Ia sección transversal de los larguerillos 23 con forma de omega hay tener en cuenta varios criterios: desmoldeabilidad, resistencia estructural y otros factores de fabricabilidad e industrialización. Si el componente 11 tuviera una forma perfectamente cilindrica ó cónica,
Ia fabricabilidad e industrialización de dichos larguerillos se simplificaría en gran medida. Ahora bien, como eso no sucede en los fuselajes de aeronaves es preciso tener en cuenta todos los criterios mencionados y aceptar ciertas restricciones en su aplicación.
Un factor importante que se tiene en cuenta en Ia presente invención es Ia contracción relativa del útil 13 de aluminio frente a Ia piel 21 de CFC ("Carbón Fiber Composite"). Como es sabido, Ia contracción relativa del útil 11 frente al conjunto piel 21 + larguerillos longitudinales 23 a Ia salida del autoclave es debido a que Ia fibra de carbono cura a una temperatura de 180° C y durante el enfriamiento del conjunto útil 13 - piel 21 nos encontramos que, dado que Ia diferencia entre el coeficiente de contracción del aluminio y el CFC es del orden de un 3/1000, en el momento del desmoldeo se produce una holgura radial a Io largo de toda Ia superficie entre el útil 13 y Ia piel 21 que es fundamental para conseguir el desmoldeo del componente 11. En particular Ia diferente contracción del útil 13 frente al componente 11 resulta fundamental para que se puedan desmoldear los pies de los larguerillos 23 que, debido al festoneado, no son desmoldeables per se y también para ayudar al desmoldeo de los larguerillos 23 con Ia sección transversal que pasamos a describir (que no sería desmoldeable si no existiese Ia holgura mencionada).
La definición de Ia sección transversal de los larguerillos 23 con forma de omega según Ia presente definición se lleva a cabo en primer término en relación a su superficie interior y partiendo de los parámetros básicos de su geometría que aseguran su comportamiento resistente. Tras ello se define Ia superficie exterior mediante paralelas a Ia superficie interior inicialmente obtenida, definiendo así los espesores necesitados y se unen esas superficies exteriores mediante las áreas curvadas de transición correspondientes.
El proceso de obtención de Ia superficie interior de Ia sección transversal de los larguerillos 23 con forma de omega representada en Ia Figura 4 consta de los siguientes pasos: a) Se genera Ia traza 41 sobre Ia superficie exterior de Ia piel 21 como hemos mencionado anteriormente. b) A partir de Ia traza 41 se genera una superficie de referencia 43 que contenga dicha traza 41 y que sea perpendicular en todo momento a Ia superficie exterior 31 de Ia piel 21. c) Los pies 51 , 53 y Ia cabeza 55 de Ia omega se relimitan mediante paralelas a Ia superficie de referencia 43. Las paralelas que limitan Ia dimensión de Ia cabeza 55 se generan a una distancia Lho/2 mitad de Ia longitud predeterminada Lho de Ia cabeza 55 mientras que Ia distancia a Ia que han de encontrarse las superficies generadoras de los pies 51 , 53 es Ia distancia Lfo/2 mitad de Ia longitud predeterminada Lfo entre pies. La cabeza 55 de Ia omega se genera como una paralela a una distancia predeterminada Ho de una superficie 45 generada a partir de Ia superficie interior 33 de Ia piel 21 entre los vértices de los pies 51 , 53. De esa manera los ángulos de apertura de Ia omega γ1 , γ2 (que en Ia Figura 4 tienen una magnitud en torno a 50°) pueden variar a Io largo de Ia traza y tener una magnitud distinta en cada sección. Así por ejemplo en Ia sección representada en Ia Figura 4 γ1 es algo mayor que γ2.
Obviamente los parámetros geométricos Lho, Lfo y Ho utilizados en Ia definición de Ia sección transversal así como el espesor de Ia omega vienen definidos por consideraciones resistentes.
Debido a que Ia superficie de referencia 43 no es desmoldeable por definición, Ia sección de Ia omega no Io será; pero debido al hecho de que localmente las desviaciones de esta superficie 43 con respecto al plano 47 del larguerillo 23 que está definido como desmoldeable, y que están representadas por el ángulo α en Ia Figura 4, son pequeñas, nos encontramos con que Ia superficie de Ia omega puede desmoldear gracias a Ia holgura mencionada anteriormente y a Ia conicidad de las geometrías de Ia propia omega y del componente 11 : a Ia vez que Ia omega sale del útil 13 según una dirección longitudinal, también se va despegando del útil 13 debido a Ia conicidad del componente 11. Entre las características relevantes de Ia sección transversal de los larguerillos 23 que venimos de describir cabe citar las siguientes:
- Se encuentra definida en todo momento.
- Es fácilmente modelizable mediante las herramientas proporcionadas por los sistemas CAD.
- Se puede modelizar sin tener definida Ia superficie interior 33 de Ia piel 21 y cuando se tenga obtener fácilmente las secciones definitivas de las omegas mediante las herramientas proporcionadas por los sistemas CAD.
- Su sección y área interior varían muy poco a Io largo de Ia traza 41 del larguerillo, características esenciales para facilitar su fabricación.
Finalmente hay que señalar que dado que un larguerillo 23 con una sección transversal en forma de omega definida de Ia manera descrita no es desmoldeable por definición es preciso realizar una serie de análisis cinemáticos entre Ia piel 21 y el útil 13 en unas condiciones Io más parecidas posibles a las condiciones finales utilizando sistemas CAD. En este sentido, es importante tener en cuenta que pequeñas variaciones en Ia superficie exterior del avión o en Ia posición de los larguerillos 23 pueden hacer que una región que era desmoldeable deje de serlo. De manera que cada vez que se introduzca algún cambio de este tipo en Ia sección, por pequeño que sea, es recomendable rehacer los estudios de desmoldeo para seguir asegurando Ia desmoldeabilidad.
Mediante estos estudios se pueden detectar eventuales problemas locales de desmoldeabilidad que pueden resolverse mediante modificaciones puntuales del diseño del larguerillo. Se pueden introducir en Ia realización preferente que hemos descrito todas aquellas modificaciones que estén comprendidas en el ámbito de las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES
1.- Estructura cerrada (11 ) de forma tubular realizada con un material compuesto que comprende una piel (21 ) y una pluralidad de larguerillos longitudinales de refuerzo (23) con forma de omega, que se fabrica como una pieza unitaria sobre un útil macho (13) de un material de un coeficiente de contracción mayor que el del material compuesto y se desmoldea según una dirección predeterminada, caracterizado porque: a) Ia superficie exterior (31 ) de Ia piel (21 ) forma un ángulo mayor > 0o con Ia dirección de desmoldeo (35); b) cada uno de dichos larguerillos longitudinales (23) están conformados con una traza (41 ) que sigue una dirección desmoldeable en relación con Ia dirección de desmoldeo (35) y con una sección transversal que mantiene constantes a Io largo de Ia traza (41 ) su altura (Ho), Ia longitud de su cabeza
(Lho) y Ia longitud entre sus pies (Lfo).
2.- Estructura cerrada (11 ) de forma tubular según Ia reivindicación 1 , caracterizada porque dicha sección transversal cumple las siguientes condiciones en relación con una superficie de referencia (43) perpendicular a Ia superficie exterior (31 ) de Ia piel (21 ) a Io largo de Ia traza (41 ):
- b1 ) los vértices de los pies (51 , 53) están ubicados en Ia intersección de Ia superficie interior (33) de Ia piel (11 ) con superficies paralelas a dicha superficie de referencia (43) a una distancia predeterminada (Lfo/2) de ella; - b2) Ia cabeza (55) está delimitada por unas superficies paralelas a dicha superficie de referencia (43) a una distancia predeterminada (Lho/2) de ella, es paralela a una hipotética superficie (45) entre los vértices de los pies (51 , 53) y está situada a una distancia predeterminada (Ho) de ella.
3.- Estructura cerrada (11 ) de forma tubular según cualquiera de las reivindicaciones 1 -2 caracterizada porque tiene forma cilindrica o troncocónica.
4.- Estructura cerrada de forma tubular (11 ) según cualquiera de las reivindicaciones 1 -3 caracterizada porque es una estructura que forma parte del fuselaje de una aeronave.
PCT/ES2010/070138 2009-03-10 2010-03-10 Estructura cerrada en material compuesto. WO2010103156A2 (es)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2010800112806A CN102348548A (zh) 2009-03-10 2010-03-10 复合材料的封闭结构
EP10713346A EP2407293A2 (en) 2009-03-10 2010-03-10 Closed structure consisting of a composite material

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ESP200900667 2009-03-10
ES200900667A ES2390318B1 (es) 2009-03-10 2009-03-10 Estructura cerrada en material compuesto.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2010103156A2 true WO2010103156A2 (es) 2010-09-16
WO2010103156A3 WO2010103156A3 (es) 2011-04-07

Family

ID=42556659

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/ES2010/070138 WO2010103156A2 (es) 2009-03-10 2010-03-10 Estructura cerrada en material compuesto.

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20100230538A1 (es)
EP (1) EP2407293A2 (es)
CN (1) CN102348548A (es)
ES (1) ES2390318B1 (es)
WO (1) WO2010103156A2 (es)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008013365B4 (de) * 2008-03-10 2011-03-17 Airbus Operations Gmbh Querstoßverbindung zwischen zwei Rumpfsektionen
CN102856068B (zh) * 2012-09-03 2014-07-16 中国科学院电工研究所 一种无骨架超导线圈的制作工艺
US10308343B2 (en) * 2013-05-30 2019-06-04 The Boeing Company Composite hat stiffener
CA2940503A1 (en) 2014-03-04 2015-09-11 Bombardier Inc. Method and apparatus for forming a composite laminate stack using a breathable polyethylene vacuum film
CN113844078B (zh) * 2021-07-20 2023-07-28 航天材料及工艺研究所 一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008092971A1 (es) 2007-01-30 2008-08-07 Airbus España, S.L. Estructura de material compuesto para fuselaje de aeronave y su procedimiento de fabricación

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5223067A (en) * 1990-02-28 1993-06-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Method of fabricating aircraft fuselage structure
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US5560102A (en) * 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
FR2766407B1 (fr) * 1997-07-22 1999-10-15 Aerospatiale Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs
DE102004001078B8 (de) * 2004-01-05 2013-06-13 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpf
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US7503368B2 (en) * 2004-11-24 2009-03-17 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US7410352B2 (en) * 2005-04-13 2008-08-12 The Boeing Company Multi-ring system for fuselage barrel formation
US7459048B2 (en) * 2006-01-31 2008-12-02 The Boeing Company One-piece inner shell for full barrel composite fuselage

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008092971A1 (es) 2007-01-30 2008-08-07 Airbus España, S.L. Estructura de material compuesto para fuselaje de aeronave y su procedimiento de fabricación

Also Published As

Publication number Publication date
CN102348548A (zh) 2012-02-08
ES2390318A1 (es) 2012-11-08
ES2390318B1 (es) 2013-09-16
US20100230538A1 (en) 2010-09-16
EP2407293A2 (en) 2012-01-18
WO2010103156A3 (es) 2011-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2010103156A2 (es) Estructura cerrada en material compuesto.
CA2873187C (en) One piece inlet lip skin design
ES2650940T3 (es) Larguero de ala con varias cajas y revestimiento
ES2387432B1 (es) Procedimiento para la fabricación de palas eólicas, palas para hélices, alas o estructuras similares y estructura en forma de pala obtenida mediante dicho procedimiento
ES2398985B1 (es) Dispositivos de transferencia de carga en la terminación de un larguerillo.
ES2711153T3 (es) Refuerzos en forma de sección en U profunda con almas inclinadas y método para hacer dichos refuerzos
ES2935919T3 (es) Método para fabricar travesaños en forma de T de aeronave y una herramienta de curado usada durante el mismo
ES2732364T3 (es) Codos en paneles compuestos
US10450067B2 (en) Cover panel for an aircraft structural component
BRPI0806718A2 (pt) elemento de revestimento como parte de uma fuselagem de aeronave
BR102016008521A2 (pt) estrutura de reforço, estrutura da asa, e método de fabricação de uma estrutura de reforço
ES2707864T3 (es) Estructura de una aeronave realizada en material compuesto
EP3482923B1 (en) Fabric jacketed unidirectional noodle
JP2013240882A (ja) 複合構造体
ES2383986A1 (es) Cuaderna de fuselaje de aeronave en material compuesto con alma estabilizada.
Vasista et al. Three-dimensional design of a large-displacement morphing wing droop nose device
ES2584557T3 (es) Estructura interna altamente integrada de un cajón de torsión de una superficie sustentadora de una aeronave y método para su producción
ES2770642T3 (es) Estructura de panel de ala
ES2383424A1 (es) Cuaderna de aeronave y metodo de obtencion de la misma.
Hildebrand et al. Development of a Low Cost, Rapid Prototype, Lambda Wing-Body Wind Tunnel Model
PT2907650T (pt) Método de fabrico de um elemento protetor
US8765042B2 (en) Fuselage section of an aircraft and method for the production of the fuselage section
Marsh Wing worker for the world
US9745053B2 (en) Aerodynamic component and method for producing an aerodynamic component
Fernandez et al. Bistable collapsible tubular mast booms

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201080011280.6

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 10713346

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010713346

Country of ref document: EP