WO2011039402A2 - Unión de elementos estructurales de aeronave - Google Patents

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    • F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
    • F16B5/04—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of riveting

Definitions

  • the present invention relates to the union of structural elements of aircraft, in particular to the union of a structural element with an omega-shaped section with another structural element with a differently shaped section.
  • 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 metallic structural elements or made of composite material, these structural elements being mainly stringers and frames, being responsible for shaping and stiffening the structure of the fuselage on which they are arranged.
  • the frames in charge of shaping the fuselage structure and shape, are structural elements in the form of perpendicular reinforcements with respect to the longitudinal axis of the aircraft, which are located at intervals in the inner part of the fuselage tube of the aircraft.
  • the fuselage comprises other structural reinforcement elements, the stringers, to achieve optimization of load distribution and stiffness.
  • the stringers are placed on the lining according to the direction longitudinal of the fuselage, allowing its presence to thin the lining of the fuselage structure, thus lightening the weight of the whole structure.
  • beams that work in bending and torsion, in certain areas of the aircraft, for example cargo introduction areas, openings in the fuselage (eg: maintenance doors).
  • stringers and frames are mainly made of composite material.
  • the stringers in particular often have an omega section shape, which manages to separate from the center of gravity the part of the structure that most contributes to the calculation of the moment of inertia of said structure, thus achieving a stringer of greater rigidity.
  • the present invention relates to the union of structural elements of aircraft, said elements being made of composite material or metal, in particular to the union of a structural element with an omega-shaped section with another element.
  • Structurally with a differently shaped section typically in the form of a T or I.
  • the union of these structural elements with a different section comprises at least two angular-shaped joining elements that join with the outer skirt of the structural elements, of such so that this union ensures that the section step is carried out continuously, through simple elements in its manufacture and assembly, thanks to its geometric simplicity.
  • Angular shaped joining pieces have L, C or J shaped sections, preferably.
  • Figure 1 shows a scheme of the union of structural elements with change of section, according to the known technique.
  • FIGS. 2a, and 2b show several views of the union of structural elements according to the invention, in which one structural element has an omega section and another has an I section.
  • Figure 3 shows in diagram the union of structural elements according to the invention, in which one structural element has an omega section and another has a T section.
  • the present invention relates to the joining of structural elements of aircraft, in particular structural elements of aircraft made of composite material, such that one of these elements, in particular a stringer 1, has an omega-shaped section, having the another structural element, stringer or beam 10, a different section, typically in the form of a T or I.
  • these section changes occur around an area that needs to be reinforced, such as an opening, a local load introduction zone, etc.
  • the joint according to the invention of the elements 1 and 10 comprises at least two angular-shaped connecting elements 4 that join the outer skirt 5 of the structural elements ( Figures 2a and 2b), so that they achieve that The section step is carried out continuously.
  • Angular shaped connection pieces 4 have sections in the form of
  • these pieces 4 are arranged by rivets 6 on the outer skirts 5 of the structural elements 1 and 10 in question, which are intended to give continuity.
  • the connecting pieces 4 can be made of composite or metallic material, depending on the load requirements to be supported, and the material of the structural elements 1 and 10 among others.
  • CFRP laminate or RTM (Resin Transfer Molding) (Fiber Reinforced Polymer Carbon), if the structural elements are made of composite material, and bending or machining of metal, in case the structural elements are metallic;
  • the assembly of the union of the structural elements 1 and 10 in which the above-mentioned section change is made is of great flexibility, allowing to absorb the tolerances of the union (assembly, positioning, manufacturing);
  • the distribution of loads between the structural elements 1 and 10 and the connecting elements 4 is optimal.
  • the passage of the loads effectively, through the joint, is achieved by decreasing the effective area of the soul and head of the structural elements 1 and 10, the loads (cutting, traction or compression) are directed to the outer skirt 5 of joining of the structural elements 1 and 10 to the lining of the aircraft, the aforementioned loads passing through the lining by means of rivets 6 preferably, while the joining elements 4 support and give continuity to the bending and torsion loads.
  • the joining of the connecting elements 4 to the outer skirt 5 of the structural elements 1 and 10 is done by gluing.
  • the angular-shaped connecting elements 4 are arranged in such a way that they are substantially aligned with the main reference planes of the structural elements 1 and 10.

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Abstract

Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave que tiene una sección en forma de omega con otro elemento estructural de aeronave (10) que tiene una sección diferente, comprendiendo Ia citada unión de estos elementos estructurales (1, 10) con diferente sección al menos dos elementos de unión (4) en forma de angular que se unen con Ia faldilla exterior (5) de los elementos estructurales (1, 10), de tal modo que esta unión consigue que el paso de sección se realice de forma continua, mediante elementos (4) sencillos en su fabricación y montaje, gracias a su simplicidad geométrica, siendo además el montaje de esta unión de elementos estructurales (1, 10) con un cambio de sección de una gran flexibilidad, permitiendo absorber las tolerancias de Ia unión, y consiguiendo que el reparto de cargas entre los elementos estructurales (1, 10) y los elementos de unión (4) sea óptimo.

Description

UNIÓN DE ELEMENTOS ESTRUCTURALES DE AERONAVE CAMPO DE LA INVENCION
La presente invención se refiere a la unión de elementos estructurales de aeronave, en particular a la unión de un elemento estructural con una sección en forma de omega con otro elemento estructural con una sección de forma diferente.
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 fuselaje de una aeronave comprende elementos estructurales metálicos o realizados en material compuesto, siendo principalmente estos elementos estructurales larguerillos y cuadernas, siendo los encargados de dar forma y rigidez a la estructura del fuselaje sobre la que están dispuestos.
Las cuadernas, encargadas de dar forma y rigidez a la estructura del fuselaje, son unos elementos estructurales en forma de armaduras perpendiculares con respecto al eje longitudinal de la aeronave, que se sitúan a intervalos en la parte interior del tubo del fuselaje de la aeronave. Además de las cuadernas, el fuselaje comprende otros elementos estructurales de refuerzo, los larguerillos, para conseguir la optimización de la distribución de cargas y rigidez. Los larguerillos se sitúan sobre el revestimiento según la dirección longitudinal del fuselaje, permitiendo su presencia el adelgazamiento del revestimiento de la estructura del fuselaje, aligerándose así el peso del conjunto de la estructura. Además, existen otros elementos estructurales en la aeronave, denominados vigas, que trabajan a flexión y a torsión, en determinadas zonas de la aeronave, por ejemplo zonas de introducción de cargas, aperturas en el fuselaje (pe: puertas de mantenimiento).
En la actualidad, es cada vez más frecuente la utilización de materiales compuestos en estructuras aeronáuticas, de tal forma que se aligere el peso de las citadas estructuras, lo que repercute positivamente en el peso global de la aeronave. Así, los elementos estructurales citados anteriormente, larguerillos y cuadernas, se realizan principalmente en material compuesto. De este modo, los larguerillos en particular tienen en muchas ocasiones forma en sección de omega, la cual consigue separar del centro de gravedad la parte de la estructura que más contribuye al cálculo del momento de inercia de dicha estructura, consiguiéndose de este modo un larguerillo de mayor rigidez.
En algunas zonas de la estructura interior del fuselaje de la aeronave aparecen aberturas o huecos necesarios para el paso o colocación de otros elementos de la aeronave, mantenimiento, etc. Alrededor de estas zonas, al haberse debilitado la estructura del fuselaje, y haber disminuido la rigidez estructural local en gran medida, es necesario que los elementos estructurales, larguerillos o vigas, tengan una mayor rigidez en dichas zonas, para lo cual se suelen utilizar larguerillos o vigas que aumentan la rigidez de las citadas zonas, aumentándose así la rigidez estructural local de las mismas. Esto hace que muy frecuentemente estos larguerillos o vigas tengan una sección en T o I, típicamente.
Hasta ahora, y según la técnica conocida, al estar los larguerillos realizados principalmente con sección en T, el unir este larguerillo en T con una viga o un larguerillo en T o en I no planteaba dificultades, al ser en muchas ocasiones coplanares las dos almas de ambos elementos. Sin embargo, y según se ha explicado anteriormente, el problema se plantea cuando se pretende realizar la unión de un larguerillo con sección en forma de omega con otro elemento estructural, ya sea éste otro larguerillo, o bien una viga, con una sección diferente, típicamente una sección en T o en I. Según una primera aproximación conocida, se resuelve este problema mediante la utilización de piezas de unión que dan continuidad a ambas secciones, elemento a elemento. Estas soluciones plantean el inconveniente de que las piezas de unión a emplear presentan habitualmente geometría muy compleja, con lo que son muy difíciles de fabricar, siendo además de extrema dificultad su unión o ensamblaje, al ser necesario en muchas ocasiones utilizar suplementos para la unión de múltiples caras de apoyo. Además, en ocasiones no es posible la utilización de estos suplementos por limitaciones de montaje, al ser los huecos a cubrir superiores a los límites para la posibilidad de aplicación de un sellante líquido (típicamente, alrededor de 0,5 mm). La presente invención ofrece una solución a los problemas anteriormente mencionados.
SUMARIO DE LA INVENCION Así, la presente invención se refiere a la unión de elementos estructurales de aeronave, estando dichos elementos realizados en material compuesto o en metal, en particular a la unión de un elemento estructural con una sección en forma de omega con otro elemento estructural con una sección de forma diferente, típicamente en forma de T o I. La unión de estos elementos estructurales con diferente sección comprende al menos dos elementos de unión en forma de angular que se unen con la faldilla exterior de los elementos estructurales, de tal modo que esta unión consigue que el paso de sección se realice de forma continua, mediante elementos sencillos en su fabricación y montaje, gracias a su simplicidad geométrica. Las piezas de unión en forma de angular tienen secciones en forma de L, C ó J, preferiblemente.
Algunas de las ventajas que presenta esta unión de elementos estructurales son las siguientes:
- al ser sencillos los elementos de unión en forma de angular, se pueden adoptar varios métodos de fabricación de los mismos (chapa doblada, mecanizada, material compuesto); el montaje de esta unión de elementos estructurales con un cambio de sección es de una gran flexibilidad, permitiendo absorber las tolerancias de la unión (montaje, posicionamiento, fabricación);
el reparto de cargas entre los elementos estructurales y los elementos de unión es óptimo. 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 un esquema de la unión de elementos estructurales con cambio de sección, según la técnica conocida.
Las Figuras 2a, y 2b muestran varias vistas de la unión de elementos estructurales según la invención, en la que un elemento estructural tiene sección en omega y otro tiene sección en I.
La Figura 3 muestra en esquema la unión de elementos estructurales según la invención, en la que un elemento estructural tiene sección en omega y otro tiene sección en T.
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION En las estructuras aeronáuticas se está implantando de forma cada vez más amplia la utilización de elementos estructurales, en particular larguerillos 1 , con sección típicamente en omega, debido a la gran rigidez y bajo peso que presentan estructuras de este tipo, realizadas en la actualidad en material compuesto en la mayoría de los casos, si bien estos elementos pueden también ser metálicos.
En muchas ocasiones es necesario dar continuidad a la unión de un elemento estructural de aeronave (particularmente un larguerillo 1 ) con otro elemento estructural 10, ya sea éste una viga o un larguerillo, que tiene una sección diferente (por ejemplo, un larguerillo 1 con sección en omega que se une a una viga o larguerillo 10 con sección en I, Figuras 2a , 2b o con sección en T, Figura 3).
Así, la presente invención se refiere a la unión de elementos estructurales de aeronave, en particular elementos estructurales de aeronave realizados en material compuesto, tal que uno de estos elementos, en particular un larguerillo 1 , tiene una sección en forma de omega, teniendo el otro elemento estructural, larguerillo o viga 10, una sección diferente, típicamente en forma de T o I. Habitualmente, estos cambios de sección ocurren alrededor de una zona que es necesario reforzar, como una abertura, una zona de introducción de carga local, etc.. La unión según la invención de los elementos 1 y 10 comprende al menos dos elementos de unión 4 en forma de angular que se unen con la faldilla exterior 5 de los elementos estructurales (Figuras 2a y 2b), de tal modo que consiguen que el paso de sección se realice de forma continua.
Las piezas de unión 4 en forma de angular tienen secciones en forma de
L, C ó J, preferiblemente. Además, y de manera también preferible, estas piezas 4 van dispuestas mediante remaches 6 sobre las faldillas exteriores 5 de los elementos estructurales 1 y 10 en cuestión, a los que se pretende dar continuidad. Las piezas de unión 4 pueden ser de material compuesto o bien metálicas, dependiendo de los requerimientos de cargas a soportar, y del material de los elementos estructurales 1 y 10 entre otros.
Algunas de las ventajas que presenta la unión de estos elementos estructurales según la invención son las siguientes:
al ser sencillos los elementos de unión 4 en forma de angular, se pueden adoptar varios métodos de fabricación de los mismos: laminado o RTM (Resin Transfer Molding) de CFRP (Carbón Fiber Reinforced Polymer), si los elementos estructurales son de material compuesto, y doblado o mecanizado de metal, en el caso de que los elementos estructurales sean metálicos;
el montaje de la unión de los elementos estructurales 1 y 10 en los que se realiza el cambio de sección anteriormente indicado, es de una gran flexibilidad, permitiendo absorber las tolerancias de la unión (montaje, posicionamiento, fabricación); el reparto de cargas entre los elementos estructurales 1 y 10 y los elementos de unión 4 es óptimo.
El paso de las cargas de manera efectiva, a través de la unión, se consigue disminuyendo el área efectiva del alma y cabeza de los elementos estructurales 1 y 10, las cargas (cortadura, tracción o compresión) se dirigen a la faldilla exterior 5 de unión de los elementos estructurales 1 y 10 al revestimiento de la aeronave, pasando las citadas cargas a través del revestimiento por medio de remaches 6 preferiblemente, al tiempo que los elementos de unión 4 soportan y dan continuidad a las cargas de flexión y torsión. Existe también la posibilidad de que la unión de los elementos de unión 4 a la faldilla exterior 5 de los elementos estructurales 1 y 10 se realice mediante pegado.
Otras soluciones conocidas pretenden dar continuidad elemento a elemento (alma- alma, cabeza-cabeza, faldilla-faldilla) lo que conlleva en la mayor parte de las ocasiones a piezas de geometría muy compleja, difíciles de fabricar y ensamblar, con múltiples caras de apoyo que pueden llevar a la utilización de suplementos, no siendo la utilización de estos suplementos posible en muchas ocasiones (ver Figura 1 ).
Los elementos de unión 4 en forma de angular se disponen de tal modo que queden sustancialmente alineados con los planos de referencia principales de los elementos estructurales 1 y 10.
En las realizaciones preferentes que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims
REIVINDICACIONES
Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave que tiene una sección en forma de omega con otro elemento estructural de aeronave (10) que tiene una sección diferente, caracterizado porque la citada unión de estos elementos estructurales (1 , 10) con diferente sección comprende al menos dos elementos de unión (4) en forma de angular que se unen con la faldilla exterior (5) de los elementos estructurales (1 , 10), de tal modo que esta unión consigue que el paso de sección se realice de forma continua, mediante elementos (4) sencillos en su fabricación y montaje, gracias a su simplicidad geométrica, siendo además el montaje de esta unión de elementos estructurales (1 , 10) con un cambio de sección de una gran flexibilidad, permitiendo absorber las tolerancias de la unión, y consiguiendo que el reparto de cargas entre los elementos estructurales (1 , 10) y los elementos de unión
(4) sea óptimo.
Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según la reivindicación 1 , en el que el citado elemento (1 ) con sección en forma de omega es un larguerillo (1 ).
Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el elemento estructural (10) es una viga o un larguerillo de la aeronave.
Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el elemento estructural (10) tiene una sección en forma de I ó en forma de T.
5. Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular tienen secciones en forma de L, C ó J.
6. Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular van dispuestos mediante remaches (6) sobre la faldilla
5 exterior (5) de los elementos (1 , 10).
7. Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular van pegados sobre la faldilla exterior (5) de los elementos (1 , i o 10).
8. Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, siendo el elemento (1 ) con sección en forma de omega y el elemento (10) con sección diferente de material
15 compuesto.
9. Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -7, siendo el elemento (1 ) con sección en forma de omega y el elemento (10) con sección diferente, metálicos.
20
10. Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según la reivindicación 8, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular se fabrican mediante laminado o RTM de CFRP.
25 1 1 . Unión de elemento estructural (1 ) de aeronave según la reivindicación 9, en el que los elementos de unión (4) en forma de angular se fabrican mediante doblado o mecanizado de metal.
30
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