WO2011086222A1 - Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos - Google Patents

Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos Download PDF

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Alberto Arana Hidalgo
Emilio José GUTIÉRREZ SANTOS
Ignacio Jorge OUTON HERNÁNDEZ
Juan ZÚÑIGA SAGREDO
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Airbus Operations S.L.
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    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft component with stiffened panels with stringers and, more particularly, to an improved configuration of the ends of the stringers in areas of intersection or possible interference with other structural elements.
  • the reinforcement stringers of the cladding panels intersect with the ribs and the ends of some of them may be arranged in areas close to the stringers posing possible interference.
  • an aircraft component comprising at least one composite panel, consisting of a skin and a plurality of stiffening stringers configured with a soul and feet, as well as stringers and ribs attached to said panel, the arrangement of said stringers and said stringers and ribs comprising intersection zones or possible interference between them, by means of a configuration of the end of a stringer in one of said intersection zones or possible interference comprising a first section in which the height of the stringer's soul decreases until it disappears and the width of the feet increases until it reaches a width predetermined A and a second section with extended feet of said predetermined width A and without a soul, including in said first section the mechanical means for joining the end of the stringer to the skin of the panel.
  • said stringer end is located in an intersection zone with a rib, the rib feet being attached to the second leg of the stringer end. This results in a stringer termination that does not require the rib to have a hole ("mousehole").
  • said stringer end is located in an area close to a stringer without any interference with it due to the reduced width of the extended feet. In this way, it is possible to avoid that the end of the stringer can interfere with a proximal stringer, thereby optimizing the weight of the panel by avoiding having to decrease the length of the stringer and increasing the thickness of the panel in the area not stiffened by the stringer.
  • said predetermined width A of said extended feet is between 125-135% of the width of the stringer feet. This achieves a stringer termination of a width suitable for optimizing the weight of the panel, particularly in the case of panels belonging to the lining of an aircraft wing.
  • the mentioned objects are achieved by means of a manufacturing process of the mentioned panel in which for the forming of the stringers they use two L-shaped preforms and in which, between the different steps for their manufacture, a step is included in which the groove between said preforms at the end of the stringer, after the disappearance of the soul, is filled with "rowing".
  • FIGURES 1 and 2 are respectively perspective and plan views of the interior of an aircraft wing showing the typical termination (known in the art) of a stiffening stringer in an area where interference with a stringer occurs.
  • Figures 3 and 4 are perspective views from the inside of an aircraft wing showing the termination of a stiffening stringer according to the present invention in the same area shown in Figures 1 and 2.
  • Figures 1 and 2 show the interior of an area of the wing of an aircraft with a crossbar 25, a rib 27 and a panel 1 1 formed by a skin 13 and a stiffening stringer 15 with a core 17 and feet 19.
  • the termination of the stringer 15 is configured in a known manner with widened feet 21 in which the soul 17 decreases in height until disappearing, being located therein mechanical rivets 31 as complementary means of attachment between the stringer 15 and the skin 13 a the chemical bonding means used in a co-curing or bonding process, typical in the manufacture of composite elements.
  • the progressive decrease in the height of the soul 17 of the stringer 15 is a resource well known in the prior art to facilitate the transfer of load from the skin 13 to the stringer 15 by providing a gradual increase in stiffness - flexural and tensile - and at avoid local load concentrations.
  • the widening of the feet 21 facilitates a coupled response of stringer 15 and skin 13 to the loads to which the panel 1 1 is subjected.
  • the Mechanical rivets 31 are necessary to prevent delaminations and / or failures of the chemical bond between the stringer 15 and the skin 13.
  • Figures 1 and 2 show a situation in which there is an interference between the termination of the stringer 15 and the foot 26 of the stringer 25 which would force the stringer 15 could not reach the rib 27 and had to end in an anterior rib so that the affected area of the skin 13 should be thicker by increasing the weight of the panel 1 1.
  • One of the causes of these interferences is the width of the feet 21.
  • the termination of the stringer 15 comprises a first section 41 in which the progressive decrease of the soul 17 of the stringer 15 takes place, in which the mechanical rivets 31 necessary to prevent delaminations and / or failures of the chemical bond between the stringer 15 and the skin 13 are placed, and a second section 43 with feet 23 of a width A sufficient to locate the fixing means (normally four screws 33) of the feet 28 of said rib 27 that may be located at a much smaller distance than what happened in the termination known in the art since, in this case, the passage hole (“mousehole”) is not necessary 29. This reduces the possibility of interference with foot 26 of crossbar 25.
  • the width A of the extended feet 23 of a termination of a stringer 15 is considered to be comprised in a range of 125% -135% of the width of the feet 19 of the stringer 15 while in the known termination that width is comprised between 145% - 155%.
  • the skin 13 is typically manufactured by a first stage of stacking "prepeg” layers (carbon fiber fibers or bundles embedded in a thermosetting or thermoplastic resin matrix in the form of prepreg) using ATL machines and a second curing stage in autoclave.
  • prepeg layers carbon fiber fibers or bundles embedded in a thermosetting or thermoplastic resin matrix in the form of prepreg
  • the stringer 15 is typically manufactured by forming in an appropriate tool two L-shaped preforms from prepreg stacks. Subsequently, it is cured either together with the skin 13 or independently in which case it is subsequently attached to it using adhesive means.

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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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Abstract

Componente de aeronave con paneles (11) rigidizados con larguerillos (15) configurados con un alma (17) y unos pies (19) en el que existen zonas de posibles intersecciones o interferencias de dichos larguerillos (15) con largueros (25) y costillas (27), en el que la configuración de los extremos de los larguerillos (15) afectados por dichas intersecciones o interferencias comprende un primer tramo (41) en el que la altura del alma (17) del larguerillo (15) va disminuyendo hasta desaparecer y la anchura de los pies (19) va aumentando hasta llegar a una anchura predeterminada A y un segundo tramo (43) con unos pies extendidos (23) de dicha anchura predeterminada A y sin alma (17), incluyéndose en dicho primer tramo (41) los medios mecánicos (31) de unión del extremo del larguerillo (15) a la piel (13). La invención también se refiere a un procedimiento para la fabricación de dichos paneles (11).

Description

COMPONENTE DE AERONAVE CON PANELES RIGIDIZADOS CON LARGUERILLOS
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos y, más particularmente, a una configuración mejorada de los extremos de los larguerillos en zonas de intersección o posible interferencia con otros elementos estructurales.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
En muchos componentes de aeronaves fabricados con materiales compuestos se utilizan paneles rigidizados con larguerillos cuyas trazas tienen zonas de intersección o interferencia con otros elementos estructurales del componente.
Así por ejemplo, en el ala de una aeronave, los larguerillos de refuerzo de los paneles del revestimiento se cruzan con las costillas y los extremos de algunos de ellos pueden estar dispuestos en zonas próximas a los largueros planteando posibles interferencias.
En el caso de que los extremos de los larguerillos ("run-outs") se configuren sin ninguna variación de forma se plantea el problema de que, en aquellas zonas del panel no rigidizadas por larguerillos por la imposibilidad de extender alguno de ellos a causa de la eventual interferencia o intersección con alguna costilla o larguero, nos encontremos con unas zonas en las que es necesario aumentar el espesor del panel y por consiguiente su peso. Por otra parte, en la zona de terminación de un larguerillo se produce una modificación del reparto de cargas entre el panel y el larguerillo que causa determinados problemas.
Para resolver esos problemas se conocen varias propuestas en la técnica anterior para configurar los extremos finales de los larguerillos utilizados en paneles rigidizados como los mencionados. En WO 2008/132498 se describe una solución al problema del reparto de cargas y en la descripción detallada de la invención mencionaremos propuestas de configuración de los extremos finales de los larguerillos para reducir las zonas del panel no rigidizadas que tienen varios inconvenientes a cuya solución está orientada la presente invención.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Es un objeto de la presente invención proporcionar una terminación de un larguerillo rigidizador de un panel de una estructura aeronáutica realizada en material compuesto, es decir un material de matriz orgánica y fibras continuas principalmente basadas en resinas epoxídicas y fibras de carbono, que permita que el larguerillo tenga la máxima longitud posible sin producir interferencias con otros elementos de la estructura tales como largueros ó costillas a los efectos de optimizar el peso del panel.
Es otro objeto de la presente invención proporcionar una terminación de un larguerillo rigidizador de un panel de una estructura aeronáutica realizada en material compuesto que facilite la reducción de su tamaño y, en particular, de su anchura.
En un aspecto, esos y otros objetos se consiguen en un componente de aeronave que comprende al menos un panel de material compuesto, conformado por una piel y una pluralidad de larguerillos rigidizadores configurados con un alma y unos pies, así como largueros y costillas unidos a dicho panel, comprendiendo la disposición de dichos larguerillos y dichos largueros y costillas zonas de intersección ó posible interferencia entre ellos, mediante una configuración del extremo de un larguerillo en una de dichas zonas de intersección o posible interferencia que comprende un primer tramo en el que la altura del alma del larguerillo va disminuyendo hasta desaparecer y la anchura de los pies va aumentando hasta llegar a una anchura predeterminada A y un segundo tramo con unos pies extendidos de dicha anchura predeterminada A y sin alma, incluyéndose en dicho primer tramo los medios mecánicos de unión del extremo del larguerillo a la piel del panel.
En una realización preferente, dicho extremo de larguerillo está ubicado en una zona de intersección con una costilla, quedando los pies de la costilla unidos al segundo tramo del extremo del larguerillo. Se consigue con ello una terminación de larguerillo que no requiere que la costilla tenga un orificio de paso ("mousehole").
En otra realización preferente, dicho extremo de larguerillo queda ubicado en una zona próxima a un larguero sin producirse ninguna interferencia con él gracias a la reducida anchura de los pies extendidos. Se consigue con ello evitar que el extremo del larguerillo pueda interferir con un larguero próximo con lo que se optimiza el peso del panel al evitar tener que disminuir la longitud del larguerillo y aumentar el espesor del panel en la zona no rigidizada por el larguerillo.
En otra realización preferente, dicha anchura predeterminada A de dichos pies extendidos está comprendida entre un 125-135% de la anchura de los pies del larguerillo. Se consigue con ello una terminación de larguerillo de una anchura apta para optimizar el peso del panel, particularmente en el caso de paneles que pertenecen al revestimiento de un ala de una aeronave.
En otro aspecto, los objetos mencionados se consiguen mediante un procedimiento de fabricación del panel mencionado en el que para la conformación de los larguerillos utilizan dos preformas con forma de L y en el que, entre los distintos pasos para su fabricación, se incluye un paso en el que la ranura existente entre dichas preformas en el extremo del larguerillo, tras la desaparición del alma, se rellena de "rowing".
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de realizaciones ilustrativas de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS Las Figuras 1 y 2 son respectivamente vistas en perspectiva y en planta del interior de un ala de aeronave mostrando la terminación típica (conocida en la técnica) de un larguerillo rigidizador en una zona en la que se produce una interferencia con un larguero.
Las Figuras 3 y 4 son vistas en perspectiva desde el interior de un ala de aeronave que muestran la terminación de un larguerillo rigidizador según la presente invención en la misma zona mostrada en las Figuras 1 y 2. DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Para una mejor comprensión de la invención describiremos en primer lugar una zona del ala de una aeronave con un larguerillo terminado de manera típica ya conocida en la técnica y en segundo lugar la misma zona con un larguerillo terminado según la presente invención.
Las Figuras 1 y 2 muestran el interior de una zona del ala de una aeronave con un larguero 25, una costilla 27 y un panel 1 1 formado por una piel 13 y un larguerillo rigidizador 15 con un alma 17 y unos pies 19.
La terminación del larguerillo 15 está configurada de forma conocida con unos pies ensanchados 21 en los que el alma 17 va disminuyendo de altura hasta desaparecer, estando situados en ellos unos remaches mecánicos 31 como medios complementarios de unión entre el larguerillo 15 y la piel 13 a los medios químicos de unión utilizados en un proceso de co-curado ó de co- pegado, típico en la fabricación de elementos de materiales compuestos.
La disminución progresiva de la altura del alma 17 del larguerillo 15 es un recurso bien conocido en la técnica anterior para facilitar la transferencia de carga de la piel 13 al larguerillo 15 al proporcionar un incremento gradual de la rigidez -a flexión y a tracción- y al evitar concentraciones locales de carga. Por su parte el ensanchamiento de los pies 21 facilita una respuesta acoplada de larguerillo 15 y piel 13 a las cargas a las que está sometido el panel 1 1 . Los remaches mecánicos 31 son necesarios para prevenir delaminaciones y/o fallos de la unión química entre el larguerillo 15 y la piel 13.
Por su parte puede observarse en las Figuras 1 y 2 que al terminar el larguerillo 15 tras una intersección con una costilla 27, ésta debe tener un orificio de paso 29 ("mousehole") del larguerillo 15 y los pies ensanchados 21 deben ser lo suficientemente grandes como para albergar el alma 17 del larguerillo 17, dejar suficiente hueco para los pies 28 de dicha costilla 27 y para que puedan ubicarse en ellos los medios de fijación (normalmente cuatro tornillos 33) de los pies 28 de dicha costilla 27 que están situados a una distancia relativamente grande entre ellos como consecuencia de la existencia de dicho orificio de paso 29.
En las Figuras 1 y 2 se muestra una situación en la que se presenta una interferencia entre la terminación del larguerillo 15 y el pie 26 del larguero 25 lo que obligaría a que el larguerillo 15 no pudiera llegar hasta la costilla 27 y tuviese que terminar en una costilla anterior con lo que la zona afectada de la piel 13 debería tener un mayor espesor aumentando el peso del panel 1 1 . Una de las causas de esas interferencias es la anchura de los pies 21 .
Pasando a describir una realización preferente de la presente invención, con relación a las Figuras 3 y 4 puede observarse que la terminación del larguerillo 15 comprende un primer tramo 41 en el que tiene lugar la disminución progresiva del alma 17 del larguerillo 15, en el que se sitúan los remaches mecánicos 31 necesarios para prevenir delaminaciones y/o fallos de la unión química entre el larguerillo 15 y la piel 13, y un segundo tramo 43 con unos pies 23 de una anchura A suficiente para ubicar los medios de fijación (normalmente cuatro tornillos 33) de los pies 28 de dicha costilla 27 que pueden estar situados a una distancia mucho menor de lo que sucedía en la terminación conocida en la técnica ya que, en este caso, no es necesario el agujero de paso ("mousehole") 29. Con ello se reduce la posibilidad de interferencias con el pie 26 del larguero 25.
Se considera que la anchura A de los pies extendidos 23 de una terminación de un larguerillo 15 según la presente invención está comprendida en un rango del 125%-135% de la anchura de los pies 19 del larguerillo 15 mientras que en la terminación conocida esa anchura está comprendida entre un 145%- 155%.
La piel 13 se fabrica típicamente mediante una primera etapa de apilado de capas de "prepeg" (fibras o haces de fibra de carbono embebidos en una matriz de resina termoestable o termoplástica en forma de material preimpregnado) utilizando máquinas ATL y una segunda etapa de curado en autoclave.
El larguerillo 15 se fabrica típicamente conformando en un útil apropiado dos preformas en forma de L a partir de unos apilados de prepreg. Posteriormente se procede a su curado bien conjuntamente con la piel 13 o independientemente en cuyo caso se une posteriormente a ella utilizando medios adhesivos.
En cualquiera de los casos, la utilización de dos preformas puede dar lugar a que una vez conformado el larguerillo exista una ranura 49 entre las dos preformas que, en su caso, se rellenaría de "rowing" (tiras de fibra unidireccionales del mismo material o de un material compatible con el de las preformas).
Entre las ventajas aportadas por la presente invención cabe señalar las siguientes:
- Un menor ancho de los pies del larguerillo en la zona de terminación del mismo.
- Una disminución del riesgo de interferencia entre el larguerillo y el pie del larguero.
- Posibilidad de una mayor extensión longitudinal del larguerillo.
- Reducción del espesor (peso) del panel.
- Posibilidad de eliminación de agujeros de paso ("mouseholes") de larguerillo en costillas.
Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES
1 . - Componente de aeronave que comprende al menos un panel (1 1 ) de material compuesto, conformado por una piel (13) y una pluralidad de larguerillos rigidizadores (15) configurados con un alma (17) y unos pies (19), así como largueros (25) y costillas (27) unidos a dicho panel (1 1 ), comprendiendo la disposición de dichos larguerillos (15) y dichos largueros (25) y costillas (27) zonas de intersección ó posible interferencia entre ellos, caracterizado porque la configuración del extremo de un larguerillo (15) en una de dichas zonas de intersección o posible interferencia, comprende un primer tramo (41 ) en el que la altura del alma (17) del larguerillo (15) va disminuyendo hasta desaparecer y la anchura de los pies (19) va aumentando hasta llegar a una anchura predeterminada A y un segundo tramo (43) con unos pies extendidos (23) de dicha anchura predeterminada A y sin alma (17), incluyéndose en dicho primer tramo (41 ) los medios mecánicos (31 ) de unión del extremo del larguerillo (15) a la piel (13).
2. - Componente de aeronave según la reivindicación 1 , caracterizado porque dicho extremo de larguerillo (15) está ubicado en una zona de intersección con una costilla (27), quedando los pies (28) de la costilla (27) unidos al segundo tramo (43) del extremo del larguerillo (15).
3. - Componente de aeronave según la reivindicación 2, caracterizado porque dicho extremo de larguerillo (15) está ubicado en una zona próxima a un larguero (25) sin producirse ninguna interferencia con él gracias a la reducida anchura de los pies extendidos (23).
4. - Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 3, caracterizado porque dicha anchura predeterminada A de dichos pies extendidos (23) está comprendida entre un 125-135% de la anchura de los pies
(19) del larguerillo (15).
5. - Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 4, caracterizada porque dicho panel (1 1 ) pertenece al revestimiento de un ala.
6. - Procedimiento de fabricación del panel (1 1 ) objeto de las reivindicaciones 1 -5, caracterizado porque para la conformación de los larguerillos (15) se utilizan dos preformas con forma de L y porque entre los pasos para la fabricación del panel (1 1 ) se incluye un paso en el que la ranura (49) existente entre dichas preformas en el extremo del larguerillo (15), tras la desaparición del alma (17), se rellena de "rowing".
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