WO2011039399A2 - Cuaderna de aeronave y método de obtención de la misma. - Google Patents

Cuaderna de aeronave y método de obtención de la misma. Download PDF

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Enrique Vera Villares
José María PINA LÓPEZ
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Airbus Operations, S.L.
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Definitions

  • the present invention relates to a new design of aircraft frames made of composite material, in particular for integral fuselages in one piece, as well as to a method for obtaining them.
  • the fuselage is the main set of an aircraft, since the rest of the elements that make up the aircraft are attached, directly or indirectly, to it.
  • the lining of the fuselage is what gives it its shape, which varies with the main mission that the aircraft will have.
  • the fuselage of an aircraft comprises elements in the form of perpendicular reinforcements with respect to the longitudinal axis of the aircraft, called frames (of CFRP or metallic, with a C-shape) , Z, etc.), which are responsible for giving shape and rigidity to the fuselage structure, these frames being located at determined intervals inside the fuselage of the aircraft.
  • the fuselage comprises other reinforcement elements, such as the stringers (generally in the form of omega, T or similar) to achieve optimization of load distribution and stiffness. The stringers are placed longitudinally on the fuselage lining, allowing its optimization, thus lightening the weight of the whole structure.
  • the fuselage of an aircraft was performed in a segmented manner, so that the lining was made up of several panels and sections that subsequently joined to form the typical fuselage in a cylindrical shape.
  • the joints between these segments or panels are made by means of a series of connecting pieces designed for this purpose, which were generally joined by rivets.
  • the frames in the case of such fuselages were generally arranged in a segmented manner, such that they were placed and adjusted manually on the previous structure. This procedure of composition and placement of the frames is easy to assemble, as the parts that make up the lining of the fuselage are open inside, so that it allows a simple and correct adjustment of the frames, by segments.
  • the lining that forms the fuselage of an aircraft integrally called a fuselage in 360 °, full-barrel or one-shot.
  • the lining that forms the fuselage integrally forms in a single closed piece made in a single mold.
  • the present invention offers a solution to the aforementioned limitations.
  • the present invention relates to a new design of aircraft frames made of composite material, said frames being made in partitions or segments of determined length that will be arranged on the inner part of the lining that forms the fuselage of The aircraft.
  • the fuselage will be made integrally in one piece (called full-barrel or one-shot fuselage), this fuselage being able to comprise integrated stringers from the same manufacturing process of said fuselage.
  • the length of the partitions or segments of said frames will be the maximum possible (which will lead to the minimum number of partitions per section diameter of the fuselage) such that the maximum separation between these segments of frames and the lining, this separation being measured by the inner part of said coating, allows the use of a liquid sealant for joining the segment of the frame to the coating.
  • the use of this type of sealant simplifies operations and reduces assembly times, which allows to reduce recurring costs for this concept.
  • the maximum length of the frame segments shall be calculated based on the manufacturing limitations given by the manufacturing tolerances of the lining and of the frame segments themselves.
  • the invention relates to a method for obtaining this design of cited aircraft frames, said frames being made of composite material, and comprising partitions or segments of determined length, such that said segments of calculated frames maintain a maximum separation with respect to the interior of the lining that is such that it allows the use of a liquid sealant for joining the segment of the frame to the lining that forms the fuselage.
  • the method of the invention comprises the following steps:
  • step b) determination of the contact point of the type frame segment with the inside of the lining as a result of step a); c) determining the points of the frame segment, on both sides of the previous contact point, in which the maximum separation between said frame segment and the inner part of the coating is the maximum allowed for the use of a liquid type sealant ;
  • step f) determination of the contact points of the type frame segment with the interior of the lining as a result of step f);
  • Figure 1 shows in section a detail of the fuselage of an aircraft comprising an aircraft frame design according to the present invention.
  • Figure 2 shows in section the tolerances that are taken into account for the design of the aircraft frame according to the present invention.
  • Figure 3 shows in section the case in which the manufacturing tolerances that are taken into account for the design of the aircraft frame according to the method of the present invention converge such that the manufactured frame is smaller than the nominal value provided for the same, being the lining of the fuselage manufactured of greater size and of smaller thickness than their respective nominal expected.
  • Figure 4 shows in section the case in which the manufacturing tolerances that are taken into account for the design of the aircraft frame according to the method of the present invention converge such that the manufactured frame is larger than the nominal value provided for the same, being the lining of the fuselage manufactured of smaller size and of greater thickness than their respective nominal expected.
  • the present invention relates to the new design of aircraft frames made of composite material, said frames being made in partitions or segments 1 of determined length 2 that will be arranged on the inner part of the lining 3 that forms the fuselage of the aircraft, said fuselage being made integrally in a single piece, (called full-barrel or one-shot fuselage), such that the length 2 of the partitions or segments 1 of said frames is the maximum possible (which will lead to minimum number of partitions 1 per section diameter of the fuselage) such that the maximum separation 5 between the section 1 of the frame and the lining 3, measuring this distance or separation 5 by the inside of the fuselage is less than the limit allowed for the application of a liquid sealant, said maximum separation having been calculated based on the manufacturing limitations given by the fabric tolerances ation of the lining 3 and the frames.
  • the maximum separation value 5 for the application of a liquid sealant is about 0.5 mm. Above this separation value 5, another type of sealant (typically solid sealant) must be applied which
  • section 1 of the frame is arranged, avoiding It is possible to partition or section 1 of the frame in an area or section of the fuselage that is subject to a very high load.
  • the length 2 of the section 1 of the frame will be such that the smallest possible number of sections 1 or partitions 20 is obtained, that is, the length 2 will be the maximum possible.
  • savings are achieved in parts and joining elements used in traditional designs, as well as in the assembly time, by avoiding the use of sealants in solid state, which leads to savings in time and labor of assembly, avoiding problems in the operation of riveting, without this leading to a loss of mechanical characteristics of the joint.
  • the manufacturing tolerances of the coating 3 (aerodynamic tolerance that makes the coating 3 have an effective external value of 1 1 and tolerance of the thickness of the coating 3 which makes the coating 3 have an effective internal value of 12) and of section 1 of the frame (manufacturing tolerance of section 1 of the frame that causes the said frame to have an effective external value of 13), as well as the limitations imposed by the maximum allowable separation in mounting below which it is possible Applying liquid sealant, the number and optimal position of sections 1 of the frame of the invention are defined, that is, the number of partitions 20 of which the entire frame of the invention is composed.
  • the coating 3 is of maximum size, as the aerodynamic tolerance of the same maximum (effective external value 1 1 is maximum) and its tolerance of minimum thickness (internal effective value 12 is maximum);
  • the lining 3 is of minimum size, since the aerodynamic tolerance of the same minimum (external effective value 1 1 is minimum) and its maximum thickness tolerance (internal effective value 12 is minimum);
  • the maximum separation 5 between the lining 3 and the section 1 of the frame appears, for the case of fuselage of cylindrical geometry, in an area 7 close to the center of the section 1 of the frame ( Figure 4).
  • the maximum separation 5 is systematically calculated for each possible section 1 of notebook, according to the invention.
  • the invention develops a method for obtaining aircraft frames made of composite material, said frames being made in partitions or segments 1 of determined length 2 that will be arranged on the inner part of the lining 3 that forms the fuselage of The aircraft.
  • the method of the invention comprises the following steps:
  • step a) determination of the contact point of segment 1 of type frame with the interior of the lining 3, as a result of step a);
  • step f determination of the contact points of segment 1 of the type frame with the interior of the lining 3, as a result of step f);
  • the fuselage of the aircraft and, therefore, the lining that forms the same can have a cylindrical section, or a conical section. In addition, they may have certain section changes along their length, depending on the longitudinal axis of the aircraft. In any of these cases, the method of the invention and the design of frames obtained therewith, are perfectly valid.
  • the points at which it occurs that the maximum separation 5 between the lining 3 and the segment 1 of the frame is such that It allows the use of a liquid type sealant, they are located at the ends 6 of the segment 1 of the calculated frame.
  • the point at which the maximum separation 5 between the cladding 3 and the section 1 of the frame appears is in an area 7 close to the center of the section 1 of the frame.

Abstract

Cuaderna de aeronave y método de obtención de la misma, estando realizada dicha cuaderna en material compuesto, comprendiendo dicha cuaderna varias particiones (20) que conforman, al unirse, la citada cuaderna en su totalidad, comprendiendo dichas particiones (20) secciones (1) de longitud (2), estando dispuestas dichas secciones (1) sobre la parte interior del revestimiento (3) que conforma el fuselaje de la aeronave, estando dicho fuselaje realizado de forma integral en una sola pieza, siendo la longitud (2) de las secciones (1) es la máxima posible, de tal modo que la separación (5) máxima entre la sección (1) de cuaderna y el revestimiento (3), estando medida esta separación (5) por la parte interior del citado revestimiento (3), sea inferior al valor límite permitido para el uso de un sellante en estado líquido.

Description

CUADERNA DE AERONAVE Y MÉTODO DE OBTENCIÓN DE LA MISMA
CAMPO DE LA INVENCION
La presente invención se refiere a un nuevo diseño de cuadernas de aeronave realizadas en material compuesto, en particular para fuselajes integrales en una sola pieza, así como a un método para la obtención de las mismas.
ANTECEDENTES DE LA INVENCION
El fuselaje es el conjunto principal de una aeronave, puesto que el resto de elementos que conforman la aeronave se unen, de forma directa o indirecta, al mismo. El revestimiento del fuselaje es el que le confiere al mismo su forma, la cual varía con la misión principal que vaya a tener la aeronave.
Además del revestimiento (el considerado es de CFRP - Carbón Fiber Reinforced Plástic), el fuselaje de una aeronave comprende unos elementos en forma de armaduras perpendiculares con respecto al eje longitudinal de la aeronave, denominados cuadernas (de CFRP o metálicas, con forma en C, Z, etc.), que son las encargadas de dar forma y rigidez a la estructura del fuselaje, situándose estas cuadernas a intervalos determinados en la parte interior del fuselaje de la aeronave. Además de las cuadernas, el fuselaje comprende otros elementos de refuerzo, como son los larguerillos (generalmente en forma de omega, de T o similar) para conseguir la optimización de la distribución de cargas y rigidez. Los larguerillos se sitúan longitudinalmente sobre el revestimiento del fuselaje, permitiendo la optimización del mismo, aligerándose así el peso del conjunto de la estructura. De este modo, todo el entramado de cuadernas, larguerillos y revestimiento se unen para formar una estructura completa. Tradicionalmente, el fuselaje de una aeronave se realizaba de forma segmentada, de tal modo que el revestimiento lo conformaban varios paneles y secciones que, posteriormente, se unían para conformar el fuselaje típico en forma cilindrica. Las uniones entre estos segmentos o paneles se realizan mediante una serie de piezas de unión diseñadas para tal fin, que generalmente iban unidas mediante remaches. Las cuadernas en el caso de fuselajes tales iban generalmente dispuestas de forma segmentada, tal que se colocaban y ajustaban de forma manual sobre la estructura anterior. Este procedimiento de composición y colocación de las cuadernas es de fácil montaje, al tener abiertas por su interior las partes que conforman el revestimiento del fuselaje, de tal forma que permite un sencillo y correcto ajuste de las cuadernas, por segmentos. Sin embargo, este procedimiento obliga a realizar un número muy elevado de segmentación o partición de las cuadernas, lo cual conlleva que se tengan que utilizar también un gran número de piezas de unión entre las cuadernas y los revestimientos que componen el fuselaje. Esto hace que el procedimiento del montaje de dichas cuadernas sea largo y costoso, empleando gran cantidad de mano de obra de montaje.
En la actualidad, es cada vez más común la realización del revestimiento que conforma el fuselaje de una aeronave de forma integral, denominado fuselaje en 360°, full-barrel o one-shot. El revestimiento que forma el fuselaje se conforma de forma integral en una sola pieza cerrada realizada en un único molde. Con estos revestimientos integrales la segmentación de cuadernas se tiene que abordar de una manera diferente a la empleada hasta el momento, debiendo atender a las tolerancias intervinientes en los procesos de fabricación, limitaciones de montaje y acceso para la disposición de estas cuadernas segmentadas.
La presente invención ofrece una solución a las limitaciones anteriormente mencionadas. SUMARIO DE LA INVENCION
Así, según un primer aspecto, la presente invención se refiere a un nuevo diseño de cuadernas de aeronave realizadas en material compuesto, estando realizadas dichas cuadernas en particiones o segmentos de longitud determinada que se dispondrán sobre la parte interior del revestimiento que conforma el fuselaje de la aeronave. El fuselaje estará realizado de forma integral en una sola pieza (denominado fuselaje full-barrel o one-shot), pudiendo este fuselaje comprender larguerillos integrados desde el mismo proceso de fabricación del citado fuselaje. La longitud de las particiones o segmentos de las citadas cuadernas será la máxima posible (lo cual llevará al mínimo número de particiones por diámetro de sección del fuselaje) tal que la separación máxima entre estos segmentos de cuadernas y el revestimiento, estando medida esta separación por la parte interior del citado revestimiento, permita la utilización de un sellante líquido para la unión del segmento de cuaderna al revestimiento. La utilización de este tipo de sellante simplifica las operaciones y disminuye los tiempos de montaje, lo que permite disminuir los costes recurrentes por este concepto. La longitud máxima de los segmentos de cuaderna se calculará en base a las limitaciones de fabricación dadas por las tolerancias de fabricación del revestimiento y de los propios segmentos de cuadernas.
Además, en el diseño de las particiones o segmentos de estas cuadernas se deben tener en cuenta las siguientes consideraciones:
- efecto de contracción o spring-back durante la fabricación de los segmentos de cuaderna;
- proceso de montaje de las particiones o segmentos de cuadernas; - geometría de la sección del fuselaje, dada por el revestimiento, donde se dispondrá la partición o segmento de la cuaderna;
- las cargas a las que se encuentra sometida la sección del fuselaje, dada por el revestimiento, donde se dispondrá la partición o segmento de la cuaderna.
Según un segundo aspecto, la invención se refiere a un método para la obtención de este diseño de cuadernas de aeronave citado, estando realizadas dichas cuadernas en material compuesto, y comprendiendo particiones o segmentos de longitud determinada, de tal forma que dichos segmentos de cuadernas calculados mantengan una separación máxima con respecto al interior del revestimiento que sea tal que permita la utilización de un sellante líquido para la unión del segmento de cuaderna al revestimiento que conforma el fuselaje.
Así, el método de la invención comprende las siguientes etapas:
a) determinación de un primer segmento de cuaderna tipo para la parte superior del revestimiento del fuselaje, para una sección determinada del fuselaje, calculándose éste para el caso en el que la tolerancia aerodinámica sobre el revestimiento haga que éste tenga una dimensión efectiva exterior máxima, siendo la tolerancia de espesor del revestimiento lo menor posible, de tal modo que la dimensión interior del revestimiento es máxima, y siendo la tolerancia de fabricación de este segmento de cuaderna tipo mínima, que haga que la dimensión del citado segmento de cuaderna sea mínima;
b) determinación del punto de contacto del segmento de cuaderna tipo con el interior del revestimiento como resultado de la etapa a); c) determinación de los puntos del segmento de cuaderna, a ambos lados del punto de contacto anterior, en los que la separación máxima entre dicho segmento de cuaderna y la parte interior del revestimiento es la máxima permitida para la utilización de un sellante de tipo líquido;
d) cálculo de la longitud del segmento de cuaderna máxima según las etapas a) a c) anteriores, y tal que los extremos del segmento de cuaderna queden dispuestos en mitad de un vano entre dos larguerillos consecutivos de la sección;
repetición de las etapas a) a d) anteriores para el resto de los segmentos que conformarán las particiones de la cuaderna en su totalidad;
determinación de un segundo segmento de cuaderna tipo para la parte superior del revestimiento del fuselaje, para la citada sección determinada del fuselaje , calculándose éste para el caso en el que la tolerancia aerodinámica sobre el revestimiento haga que éste tenga una dimensión efectiva exterior mínima, siendo la tolerancia de espesor del revestimiento máxima, de tal modo que la dimensión interior del revestimiento sea mínima, y siendo la tolerancia de fabricación de este segmento de cuaderna máxima, que haga que la dimensión del citado segmento de cuaderna sea máxima;
determinación de los puntos de contacto del segmento de cuaderna tipo con el interior del revestimiento como resultado de la etapa f);
determinación del punto del segmento de cuaderna en el que la separación máxima entre dicho segmento de cuaderna y la parte interior del revestimiento es la máxima permitida para la utilización de un sellante de tipo líquido;
cálculo de la longitud del segmento de cuaderna máxima según las etapas f) a h) anteriores, y tal que los extremos del segmento de cuaderna queden dispuestos en mitad de un vano entre dos larguerillos consecutivos de la sección;
repetición de las etapas f) a i) anteriores para el resto de los segmentos que conformarán las particiones de la cuaderna en su totalidad;
determinación de los segmentos de cuaderna definitivos tal que dichos segmentos verifiquen tanto las etapas a) a d) como las etapas f) a j) anteriormente citadas, conformando estos segmentos las particiones definitivas de la totalidad de las cuadernas, para la sección concreta del fuselaje calculada;
I) determinación de los segmentos de cuaderna de fuselaje para cada sección de fuselaje en concreto, siguiendo las etapas a) a k) anteriores.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
DESCRIPCION DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra en sección un detalle del fuselaje de una aeronave que comprende un diseño de cuaderna de aeronave según la presente invención.
La Figura 2 muestra en sección las tolerancias que se tienen en cuenta para el diseño de la cuaderna de aeronave según la presente invención.
La Figura 3 muestra en sección el caso en que las tolerancias de fabricación que se tienen en cuenta para el diseño de la cuaderna de aeronave según el método de la presente invención confluyen tal que la cuaderna fabricada es de menor tamaño que el valor nominal previsto para la misma, siendo el revestimiento del fuselaje fabricado de mayor tamaño y de menor espesor que sus nominales respectivos previstos.
La Figura 4 muestra en sección el caso en que las tolerancias de fabricación que se tienen en cuenta para el diseño de la cuaderna de aeronave según el método de la presente invención confluyen tal que la cuaderna fabricada es de mayor tamaño que el valor nominal previsto para la misma, siendo el revestimiento del fuselaje fabricado de menor tamaño y de mayor espesor que sus nominales respectivos previstos.
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION Así, la presente invención se refiere al nuevo diseño de cuadernas de aeronave realizadas en material compuesto, estando realizadas dichas cuadernas en particiones o segmentos 1 de longitud 2 determinada que se dispondrán sobre la parte interior del revestimiento 3 que conforma el fuselaje de la aeronave, estando dicho fuselaje realizado de forma integral en una sola pieza, (denominado fuselaje full-barrel o one-shot), de tal modo que la longitud 2 de las particiones o segmentos 1 de las citadas cuadernas es la máxima posible (lo cual llevará al mínimo número de particiones 1 por diámetro de sección del fuselaje) tal que la separación 5 máxima entre la sección 1 de cuaderna y el revestimiento 3, midiendo esta distancia o separación 5 por la parte interior del fuselaje sea inferior al límite permitido para la aplicación de un sellante líquido, habiéndose calculado dicha separación 5 máxima en base a las limitaciones de fabricación dadas por las tolerancias de fabricación del revestimiento 3 y de las cuadernas. Típicamente, el valor de la separación 5 máxima para la aplicación de un sellante líquido es de alrededor de 0,5 mm. Por encima de este valor de separación 5 debe de aplicarse otro tipo de sellante (típicamente sellante sólido) que aumenta los tiempos de montaje y disminuye las propiedades mecánicas del conjunto.
Además, el diseño de las particiones 20 en segmentos 1 de las citadas cuadernas, según la invención, se determina también en base a:
- efecto de contracción o spring-back de las secciones 1 de cuaderna durante la fabricación de las secciones 1 de cuaderna;
- proceso de montaje de las secciones 1 de cuaderna en sus particiones 20, teniendo en cuenta que el acceso para este proceso de montaje es limitado, al estar el fuselaje realizado de forma integral en una sola pieza (full-barrel o one-shot);
- la geometría de la sección del fuselaje donde va dispuesta la sección 1 de la cuaderna, en particular la curvatura de la misma;
las cargas a las que se encuentra sometida la sección del fuselaje donde va dispuesta la sección 1 de la cuaderna, evitándose en lo posible realizar la partición o sección 1 de la cuaderna en una zona o sección del fuselaje que esté sometida a una carga muy elevada.
De este modo, y en base a lo anteriormente citado, la longitud 2 de la sección 1 de la cuaderna será tal que se obtenga el menor número posible de secciones 1 o particiones 20, es decir, la longitud 2 será la máxima posible. De esta forma se consigue un ahorro en piezas y elementos de unión empleados en los diseños tradicionales, así como en el tiempo de montaje, al evitarse el uso de sellantes en estado sólido, lo cual lleva a un ahorro en tiempo y en mano de obra de montaje, evitándose problemas en la operación de remachado, sin que ello conlleve a una pérdida de características mecánicas de la unión.
Teniéndose en cuenta las tolerancias de fabricación del revestimiento 3 (tolerancia aerodinámica que hace que el revestimiento 3 tenga un valor efectivo exterior de 1 1 y tolerancia del espesor del revestimiento 3 que hace que el revestimiento 3 tenga un valor efectivo interior de 12) y de la sección 1 de cuaderna (tolerancia de fabricación de la sección 1 de la cuaderna que hace que la citada cuaderna tenga un valor efectivo exterior de 13), así como las limitaciones impuestas por la separación 5 máxima admisible en montaje por debajo del cual es posible aplicar sellante líquido, se definen el número y la posición óptima de las secciones 1 de la cuaderna de la invención, es decir, el número de particiones 20 de que se compone la cuaderna completa de la invención.
Se consideran dos casos extremos para el cálculo de la longitud 2 máxima de las particiones o segmentos 1 de las citadas cuadernas, lo cual determinará el número de particiones 20 de que se compone la cuaderna de la invención en su totalidad, en base al cálculo de la separación 5 máxima, realizado teniendo en cuenta las limitaciones de fabricación dadas por las tolerancias de fabricación del revestimiento 3 (tolerancia aerodinámica que hace que el revestimiento 3 tenga un valor efectivo exterior de 1 1 y tolerancia del espesor del revestimiento 3 que hace que el revestimiento 3 tenga un valor efectivo interior de 12) y de la sección 1 de cuaderna (tolerancia de fabricación de la sección 1 de la cuaderna que hace que la citada cuaderna tenga un valor efectivo exterior de 13).
Caso 1 (Figura 3):
- el revestimiento 3 es de tamaño máximo, al ser la tolerancia aerodinámica del mismo máxima (valor efectivo exterior 1 1 es máximo) y su tolerancia de espesor mínima (valor efectivo interior 12 es máximo);
- la sección 1 de cuaderna es de tamaño mínimo, al ser mínima la tolerancia de fabricación de la misma (valor efectivo exterior 13 es mínimo);
- en las condiciones anteriores, la separación 5 máxima entre el revestimiento 3 y la sección 1 de cuaderna, para el caso de fuselaje de geometría cilindrica, aparece próxima a los extremos 6 de la sección 1 de cuaderna (Figura 3).
Caso 2 (Figura 4):
- el revestimiento 3 es de tamaño mínimo, al ser la tolerancia aerodinámica del mismo mínima (valor efectivo exterior 1 1 es mínimo) y su tolerancia de espesor máxima (valor efectivo interior 12 es mínimo);
- la sección 1 de cuaderna es de tamaño máximo, al ser máxima la tolerancia de fabricación de la misma (valor efectivo exterior 13 es máximo);
- en las condiciones anteriores, la separación 5 máxima entre el revestimiento 3 y la sección 1 de cuaderna aparece, para el caso de fuselaje de geometría cilindrica, en una zona 7 próxima al centro de la sección 1 de cuaderna (Figura 4). Así, y en base a los casos 1 y 2 anteriormente citados, se calcula de forma sistemática la separación 5 máxima para cada posible sección 1 de cuaderna, según la invención. Una vez conocidas las zonas en la que la separación entre revestimiento 3 y los segmentos de cuaderna 1 es máxima e inferior al límite de aplicación de sellante líquido definido, y atendiendo al resto de consideraciones expuestas, se definen las particiones 20 de cuadernas entre dos larguerillos 4 consecutivos, independientemente de que los larguerillos 4 estén ya integrados desde el mismo proceso de fabricación del citado fuselaje, o bien se fabriquen independientemente y luego se dispongan sobre el fuselaje de la aeronave, generalmente mediante remaches.
Según un segundo aspecto, la invención desarrolla un método para la obtención de cuadernas de aeronave realizadas en material compuesto, estando realizadas dichas cuadernas en particiones o segmentos 1 de longitud 2 determinada que se dispondrán sobre la parte interior del revestimiento 3 que conforma el fuselaje de la aeronave. Así, el método de la invención comprende las siguientes etapas:
a) determinación de un primer segmento 1 de cuaderna tipo para la parte superior del revestimiento 3 del fuselaje, para una sección determinada del fuselaje, calculándose este primer segmento 1 para el caso en el que la tolerancia aerodinámica sobre el revestimiento haga que éste tenga una dimensión efectiva exterior 1 1 máxima, siendo la tolerancia de espesor del revestimiento lo menor posible, de tal modo que la dimensión interior del revestimiento 12 es máxima, y siendo la tolerancia de fabricación de este segmento de cuaderna tipo mínima, que haga que la dimensión 13 del citado segmento 1 de cuaderna sea mínima;
b) determinación del punto de contacto del segmento 1 de cuaderna tipo con el interior del revestimiento 3, como resultado de la etapa a);
c) determinación de los puntos del segmento 1 de cuaderna, a ambos lados del punto de contacto anterior, en los que la separación máxima 5 entre dicho segmento 1 de cuaderna y la parte interior del revestimiento 3 es la máxima permitida para la utilización de un sellante de tipo líquido;
cálculo de la longitud 2 del segmento 1 de cuaderna máxima según las etapas a) a c) anteriores, y tal que los extremos del segmento 1 de cuaderna queden dispuestos en mitad de un vano entre dos larguerillos 4 consecutivos de la sección;
repetición de las etapas a) a d) anteriores para el resto de los segmentos 1 que conformarán las particiones de la cuaderna en su totalidad;
determinación de un segundo segmento 1 de cuaderna tipo para la parte superior del revestimiento 3 del fuselaje, para la citada sección determinada del fuselaje anterior, calculándose dicho segundo segmento 1 de cuaderna para el caso en el que la tolerancia aerodinámica sobre el revestimiento haga que éste tenga una dimensión efectiva exterior 1 1 mínima, siendo la tolerancia de espesor del revestimiento máxima, de tal modo que la dimensión interior del revestimiento 12 sea mínima, y siendo la tolerancia de fabricación de este segmento de cuaderna máxima, que haga que la dimensión 13 del citado segmento 1 de cuaderna sea máxima;
determinación de los puntos de contacto del segmento 1 de cuaderna tipo con el interior del revestimiento 3, como resultado de la etapa f);
determinación del punto del segmento 1 de cuaderna en el que la separación máxima entre dicho segmento 1 de cuaderna y la parte interior del revestimiento 3 es la máxima permitida para la utilización de un sellante de tipo líquido;
cálculo de la longitud 2 del segmento 1 de cuaderna máximo según las etapas f) a h) anteriores, y tal que los extremos del segmento 1 de cuaderna queden dispuestos en mitad de un vano entre dos larguerillos 4 consecutivos de la sección;
j) repetición de las etapas f) a i) anteriores para el resto de los segmentos 1 que conformarán las particiones de la cuaderna en su totalidad;
k) determinación de los segmentos 1 de cuaderna definitivos tal que dichos segmentos 1 verifiquen tanto las etapas a) a d) como las etapas f) a j) anteriormente citadas, conformando estos segmentos 1 las particiones definitivas de la totalidad de las cuadernas, para la sección concreta del fuselaje calculada; I) determinación de los segmentos 1 de cuaderna de fuselaje para cada sección de fuselaje en concreto, siguiendo las etapas a) a k) anteriores.
Para la mejor y más rápida consecución del método anteriormente descrito, es deseable preparar tabulaciones a las que acudir para llevar a cabo las etapas d), e), i), j) y k) anteriores. También es posible realizar las etapas d), e)> ¡). j) Y k) anteriores mediante algún programa de cálculo por ordenador.
El fuselaje de la aeronave y, por tanto, el revestimiento que conforma el mismo, pueden tener sección cilindrica, o bien sección cónica. Además, pueden tener determinados cambios de sección a lo largo de su longitud, según el eje longitudinal de la aeronave. En cualquiera de estos casos, el método de la invención y el diseño de cuadernas obtenido con el mismo, son perfectamente válidos.
En el caso de que el fuselaje y, por tanto, el revestimiento 3, sea cilindrico, en la etapa c) anterior, los puntos en los que ocurre que la separación máxima 5 entre el revestimiento 3 y el segmento 1 de cuaderna es tal que permite el uso de un sellante de tipo líquido, se encuentran en los extremos 6 del segmento 1 de cuaderna calculado. Para el caso de la etapa h) anterior, el punto en el que la separación 5 máxima entre el revestimiento 3 y la sección 1 de cuaderna aparece, se encuentra en una zona 7 próxima al centro de la sección 1 de cuaderna. En las realizaciones preferentes que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES
Cuaderna de aeronave realizada en material compuesto, comprendiendo dicha cuaderna varias particiones (20) que conforman, al unirse, la citada cuaderna en su totalidad, comprendiendo dichas particiones (20) secciones (1 ) de longitud (2), estando dispuestas dichas secciones (1 ) sobre la parte interior del revestimiento (3) que conforma el fuselaje de la aeronave, estando dicho fuselaje realizado de forma integral en una sola pieza, caracterizada porque la longitud (2) de las secciones (1 ) es la máxima posible, de tal modo que la separación (5) máxima entre la sección (1 ) de cuaderna y el revestimiento (3), estando medida esta separación (5) por la parte interior del citado revestimiento (3), sea inferior al valor límite permitido para el uso de un sellante en estado líquido.
Cuaderna de aeronave según la reivindicación 1 , caracterizada porque la separación (5) máxima se calcula teniendo en cuenta las limitaciones de fabricación dadas por las tolerancias de fabricación del revestimiento (3) y de la sección (1 ) de cuaderna.
Cuaderna de aeronave según la reivindicación 2, caracterizada porque se tienen en cuenta las tolerancias de fabricación del revestimiento (3) (tolerancia aerodinámica que hace que el revestimiento (3) tenga un valor efectivo exterior de (1 1 ) y tolerancia del espesor del revestimiento (3) que hace que el revestimiento (3) tenga un valor efectivo interior de (12)) y de la sección (1 ) de cuaderna (tolerancia de fabricación de la sección (1 ) de la cuaderna que hace que la citada cuaderna tenga un valor efectivo exterior de (13)), para el cálculo de la separación (5) máxima.
Cuaderna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque el revestimiento (3) del fuselaje comprende larguerillos (4) integrados desde el proceso de fabricación del citado revestimiento (3).
Cuaderna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque las particiones (20) de la cuaderna no se realizan en zonas en las que el fuselaje esté sometido a carga elevada.
Cuaderna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la separación (5) máxima entre la sección (1 ) de cuaderna y el revestimiento (3) es inferior al límite de aplicación de sellante líquido.
Aeronave que comprende cuaderna según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6.
Método para la obtención de una cuaderna de aeronave realizada en material compuesto, según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque comprende las siguientes etapas:
a) determinación de un primer segmento (1 ) de cuaderna tipo para la parte superior del revestimiento (3) del fuselaje, para una sección determinada del fuselaje, calculándose este primer segmento (1 ) para el caso en el que la tolerancia aerodinámica sobre el revestimiento haga que éste tenga una dimensión efectiva exterior (1 1 ) máxima, siendo la tolerancia de espesor del revestimiento lo menor posible, de tal modo que la dimensión interior del revestimiento (12) es máxima, y siendo la tolerancia de fabricación de este segmento de cuaderna tipo mínima, que haga que la dimensión (13) del citado segmento (1 ) de cuaderna sea mínima; b) determinación del punto de contacto del segmento (1 ) de cuaderna tipo con el interior del revestimiento (3), como resultado de la etapa a);
c) determinación de los puntos del segmento (1 ) de cuaderna, a ambos lados del punto de contacto anterior, en los que la separación máxima (5) entre dicho segmento (1 ) de cuaderna y la parte interior del revestimiento (3) es la máxima permitida para la utilización de un sellante de tipo líquido;
d) cálculo de la longitud (2) del segmento (1 ) de cuaderna máxima según las etapas a) a c) anteriores, y tal que los extremos del segmento (1 ) de cuaderna queden dispuestos en mitad de un vano entre dos larguerillos (4) consecutivos de la sección;
e) repetición de las etapas a) a d) anteriores para el resto de los segmentos (1 ) que conformarán las particiones de la cuaderna en su totalidad;
f) determinación de un segundo segmento (1 ) de cuaderna tipo para la parte superior del revestimiento (3) del fuselaje, para la citada sección determinada del fuselaje anterior, calculándose dicho segundo segmento (1 ) de cuaderna para el caso en el que la tolerancia aerodinámica sobre el revestimiento haga que éste tenga una dimensión efectiva exterior (1 1 ) mínima, siendo la tolerancia de espesor del revestimiento máxima, de tal modo que la dimensión interior del revestimiento (12) sea mínima, y siendo la tolerancia de fabricación de este segmento de cuaderna máxima, que haga que la dimensión (13) del citado segmento (1 ) de cuaderna sea máxima;
g) determinación de los puntos de contacto del segmento (1 ) de cuaderna tipo con el interior del revestimiento (3), como resultado de la etapa f);
h) determinación del punto del segmento (1 ) de cuaderna en el que la separación máxima entre dicho segmento 1 de cuaderna y la parte interior del revestimiento (3) es la máxima permitida para la utilización de un sellante de tipo líquido;
i) cálculo de la longitud (2) del segmento (1 ) de cuaderna máximo según las etapas f) a h) anteriores, y tal que los extremos del segmento (1 ) de cuaderna queden dispuestos en mitad de un vano entre dos larguerillos (4) consecutivos de la sección;
j) repetición de las etapas f) a i) anteriores para el resto de los segmentos (1 ) que conformarán las particiones de la cuaderna en su totalidad;
k) determinación de los segmentos (1 ) de cuaderna definitivos tal que dichos segmentos (1 ) verifiquen tanto las etapas a) a d) como las etapas f) a j) anteriormente citadas, conformando estos segmentos (1 ) las particiones definitivas de la totalidad de las cuadernas, para la sección concreta del fuselaje calculada;
I) determinación de los segmentos (1 ) de cuaderna de fuselaje para cada sección de fuselaje en concreto, siguiendo las etapas a) a k) anteriores.
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