WO2011117454A1 - Estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos - Google Patents

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WO2011117454A1
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triform
hardware
torsion
aircraft
drawers
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Inventor
Francisco Javier HONORATO RUÍZ
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Airbus Operations, S.L.
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention refers to a torsion box joining structure in an aircraft, by means of a triform hardware of non-metallic composite materials. It is applicable to the union of lateral torsion drawers of a horizontal stabilizer that are joined together in a plane of symmetry of an aircraft, being also applicable to the union of torsion drawers that are joined in the interface with the fuselage of the aircraft correspondent .
  • the joining structure of the invention incorporates a characteristic triform fitting made of organic matrix composites and continuous fibers, mainly based on epoxy resins and carbon fibers in a wide variety of structural elements.
  • the horizontal stabilizer of an aircraft consists mainly of two torsion drawers, joined together in the plane of symmetry of an aircraft or other aircraft (configuration with two lateral torsion drawers) or at the interface with the fuselage (configuration with drawer of central torsion, in addition to the side drawers).
  • These torsion drawers are in turn constituted by different elements such as reinforced coverings by means of longitudinal stringers, stringers and ribs.
  • Composite materials are divided into those that, as raw material before being processed, carry the preimpregnated resin between the carbon fibers; and those that the carbon fiber is not impregnated with the resin (commonly known as dry fibers) and the latter is injected into the same manufacturing process.
  • dry fibers commonly known as non-entamable fabric
  • these elements involved are two triform section hardware that not only joins the upper and lower coverings with each other, but also joins each other thanks to a central flat rib.
  • fittings are of great structural responsibility, being both their weight and their cost very high. To reduce their weight as much as possible, while improving their behavior against fatigue or corrosion, these fittings are usually made of titanium. The manufacturing process of these fittings involves forging and subsequently a numerical control machining to give it the greatest resistance in the main load direction and to ensure the fine tolerances required for its assembly. For all these factors the price of these pieces is very high.
  • the torsion drawer joining structure in an aircraft comprises in principle a characteristic hardware made of non-metallic composite materials such as those described in the background section (organic matrix and continuous fibers, mainly based on epoxy resins and carbon fibers in a great diversity of structural elements).
  • the triform joining hardware comprises in principle a longitudinal skirt attached to a central rib of the aircraft and two symmetrical wings attached to the liners of the torsion boxes.
  • the triform hardware of composite material incorporates transverse ribs that substantially reinforce the structure of the hardware, and more specifically the central knot from which the symmetrical wings and longitudinal skirt depart.
  • central rib is affected by straight cuts where the various transverse nerves of the triform hardware are located so as to be able to place said central rib relatively with respect to the longitudinal skirt of said triform hardware in the relevant position.
  • Another feature of the invention is that in order to avoid having to cut the torsion drawer liners, the triform joining hardware is placed inside the respective torsion drawer instead of being externally positioned as conventionally occurs. This is feasible because the hardware in question is made of composite materials and it is not necessary to inspect it as frequently as in the case of a conventional metal hardware, in this case having to be located outside the corresponding torsion box.
  • the symmetrical wings of the triform joining hardware incorporate transverse cuts where end portions of the souls of inner stringers of the torsion drawers are fitted, stringers having a shaped section of "T".
  • the union of the symmetrical wings of the triform ironwork to the feet or crossbars of the stringers is simple, avoiding steps in the geometry of said symmetrical wings, on whose outer faces the feet of the aforementioned internal stringers seat.
  • Another option that can be used to avoid these cuts in the symmetrical wings of the hardware is to cut the soul of the stringers before reaching the support area. This option weakens the liners of the torsion drawers, forcing them to be reinforced, but does not weaken the hardware itself, making it work more efficiently and making assembly easier since it is not necessary to fit all the stringer souls into the cross sections of the symmetrical wings of the triform hardware.
  • connection structure of the invention is secured by rivets, through which the longitudinal skirt of the triform hardware is joined with the central rib of the aircraft, thus the symmetrical wings of such triform hardware with the linings and feet of the stringers that They are part of the torsion boxes, being the union with a single cut or double cut.
  • the central knot area of the triform section of the hardware is reinforced avoiding that most of the resulting vertical be supported as described above, and therefore, avoiding the appearance of delaminations and ensuring the structural integrity of this characteristic triform joining hardware.
  • Those patterns that make up each of the sections of the triform hardware for example comprise a composite material determined by non-entamable tissue (NCF).
  • the benefits associated with this new invention are largely related to the savings in the manufacture of this triform hardware, both by the change of titanium material to composite materials (CFRP) and by the resin transfer molding process (RTM ) raised, which is characterized by its low cost, good tolerances and great repeatability.
  • CFRP titanium material to composite materials
  • RTM resin transfer molding process
  • the patterns that define the triform fittings include pairs of preformed side laminates and a preformed top laminate as well, joining these laminates in full through the known resin transfer molding process (RTM), this resin material that constitutes the bond between them laminates to form the hardware assembly as a single piece of composite material.
  • RTM resin transfer molding process
  • Figure 1 Shows a schematic sectional view of the torsion drawer joining structure in an aircraft by means of a triform hardware of non-metallic composite materials, object of the invention.
  • the configuration of patterns (preforms) that make up the triform hardware is also object of the invention. It incorporates a characteristic triform joining hardware made of non-metallic composite materials (CFRP) that constitutes the bond of the torsion drawers.
  • CFRP non-metallic composite materials
  • the hardware supports a central rib that is part of the structure of the aircraft.
  • Figure 2. Represents a view similar to the previous one where a double cut joint of the torsion drawers is shown.
  • Figure 3. Shows a perspective view of the triform hardware where its characteristic architecture is shown in detail.
  • Figure 4.- Shows another perspective view of the triform hardware.
  • Figures 5 and 6. They represent a perspective view where the structural concept of the torsion drawer union is shown, including the architecture and configuration of all the elements involved.
  • Figure 7. It shows an option in which it refers to the geometry of an internal strut of the torsion box applicable to the interface area between the lining of said torsion box and the symmetrical wings of the triform joining hardware.
  • Figure 8. Shows a view similar to the previous one with another different embodiment.
  • Figure 9. Represents a cross-sectional view of the triform joining hardware. The different laminates that make up the symmetrical wings, skirt and nerves of the triform ironwork are essentially shown, also showing the different patterns that make up each of the sections of the triform ironwork.
  • Figure 10. Represents a longitudinal sectional view of the triform joining hardware where its different laminates are also shown, as well as the different patterns that make up each of the sections of the triform fitting.
  • Figures 11 and 12.- They show exploded perspective views of the different patterns that make up the triform hardware before joining together.
  • Figure 13 It is a perspective view of the structural concept of joining the torsion drawers, on the triform fittings, highlighting a new configuration of the symmetrical wings of the fittings adapted to a new configuration of the interior stringers of the torsion drawers.
  • the joint structure of torsion boxes in an aircraft is determined from a triform union 1 made of non-metallic composite materials (CFRP), which in principle comprises a longitudinal skirt 2, two symmetric wings 3, joining these and the longitudinal skirt 2 also by means of transverse ribs 4 that reinforce the structure of the assembly of the hardware 1 and more specifically its central node 5 where the two symmetrical wings 3 and longitudinal skirt 2 converge.
  • CFRP non-metallic composite materials
  • torsion drawers 6 are attached to the symmetrical wings 3 of the triform hardware 1 through their lining 7 in combination with the feet 10 of an internal "T" stringers 9 of the torsion drawers 6 which they will seat those feet 10 in principle on the outer face of such symmetric wings 3.
  • the symmetrical wings 3 of the triform hardware 1 have transverse cuts 8 where end portions of the souls 11 of the internal stringers 9 of the torsion boxes 6, internal stringers 9 whose feet 10 are fitted solidarity with their free faces to the coverings 7 of the torsion boxes 6.
  • connection is made by corresponding rivets 12, whose diameters vary between 6.4 mm and 11.1 mm, preferably distributed in two rows in the intermediate zone and in three rows at the ends near the internal stringers 9 due to the local load increase in said zones with respect to that intermediate zone.
  • terminal portions of the souls 11 of the internal stringers 9 that fit into the respective cross-sections 8 of the symmetrical wings 3 of the hardware 1 terminate said terminal portions in a curved end edge 16 tucked inwardly with respect to an advanced area of the feet 10 of the internal stringers 9 in the form of "T", being precisely that advanced area part of the section that sits on the symmetrical wings 3 of the triform hardware 1.
  • the triform hardware 1 is joined by its longitudinal skirt 2 to a central rib 17 of the aircraft by two rows of rivets 12, preferably 6.4 mm in diameter, so that said central rib 17 includes straight cuts 18 where the transverse reinforcement ribs 4 are housed as shown more clearly in Figure 5.
  • transverse ribs 4 are distributed longitudinally along the entire length of the triform fitting 1, placing a transverse rib 4 on each side of the plane of symmetry, in the middle of the distance between each pair of internal stringers 9.
  • These transverse ribs 4 are part of the laminate that forms the longitudinal skirt 2 of the triform hardware and part of the laminates that form the symmetrical wings 3 of said hardware 1, as shown more clearly in Figures 9 and 10. This is achieved either by a forming process, or by executing the laminate with said geometry. This way of manufacturing it ensures that the transmission of loads is efficient and therefore, reinforces the central node 5 avoiding the appearance of delaminations.
  • the triform hardware comprises several patterns defined by pairs of preformed side laminates: 20-20 'and central 21-21' ends and a preformed top laminate 22-22 ', joining these laminates cited in a known manner by means of a resin molding or transfer process (RTM) or by prepreg resin, to form the triform hardware as a single integral piece.
  • RTM resin molding or transfer process
  • the pairs of preformed lateral laminates 20-20 ', 21-21' comprise a part of the thickness of the symmetrical wings 3, a half of the thickness of the longitudinal skirt 2 and a half of the thickness of the transverse ribs 4 in the preformed lateral laminates ends 20-20 ', while the central preformed lateral laminates 22-21' incorporate the thickness halves of two adjacent transverse ribs 4.
  • the preformed 22-22 'upper laminate constitutes a part of the thickness of the symmetrical wings 3 that said laminate joins to all the parts of the symmetrical wings of the different preformed side laminates 20-20 ', 21-21'.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

Comprende un herraje triforme (1), fabricado esencialmente con materiales compuestos no metálicos, incorporando el mismo unos nervios transversales (4) de refuerzo que solidarizan unas alas simétricas (3) y una faldilla longitudinal (2), contando las alas simétricas (3) con unos cortes transversales (8) donde se encajan unas porciones terminales de las almas (11) de unos larguerillos internos en forma de "T" (9) que forman parte de los cajones de torsión, larguerillos cuyos pies (10) están unidos por una de sus caras con los revestimientos (7) de los cajones de torsión (6), mientras que unas zonas extremas de las caras libres de dichos pies (10) de los larguerillos (9) asientan sobre la cara exterior de las alas simétricas (3) del herraje triforme (1). De esta forma las alas simétricas del herraje triforme quedarán dispuestas por dentro de los cajones de torsión. Otra alternativa es que el herraje no incluya los cortes transversales.

Description

ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES COMPUESTOS NO METÁLICOS
OBJETO DE LA INVENCIÓN
La presente invención, según se expresa en el enunciado de esta memoria descriptiva, se refiere a una estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave, mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos. Es aplicable a la unión de cajones de torsión laterales de un estabilizador horizontal que se unen entre si en un plano de simetría de una aeronave, siendo también aplicable a la unión de cajones de torsión que se solidarizan en la interfase con el fuselaje de la aeronave correspondiente .
La estructura de unión de la invención incorpora un característico herraje triforme fabricado con materiales compuestos de matriz orgánica y fibras continuas, principalmente basadas en resinas epoxídicas y fibras de carbono en una gran diversidad de elementos estructurales.
Estos materiales compuestos son utilizados en algunos sectores, y más particularmente en la industria aeronáutica en la que está incluida la invención que nos ocupa.
ANCECEDENTES DE LA INVENCIÓN
El estabilizador horizontal de una aeronave está constituido principalmente por dos cajones de torsión, unidos entre sí en el plano de simetría de un avión u otra aeronave (configuración con dos cajones de torsión laterales) o en la interfase con el fuselaje (configuración con cajón de torsión central, además de los cajones laterales) . Dichos cajones de torsión están constituidos a su vez por diferentes elementos como revestimientos reforzados mediante larguerillos longitudinales, largueros y costillas.
En la actualidad y particularmente en la industria aeronáutica se utilizan de forma masiva materiales compuestos de matriz orgánica y fibras continuas principalmente basadas en resinas epoxidicas y fibras de carbono en una gran diversidad de elementos estructurales. Por ejemplo, todos los elementos constituyentes de los cajones de torsión anteriormente citados (costillas, largueros, revestimientos, etc.) son fabricados hoy en dia utilizando dichos materiales compuestos, que podemos denominar a partir de ahora con sus siglas en inglés como "CFRP" .
Los materiales compuestos se dividen en aquéllos que, como materia prima antes de ser procesados, llevan la resina preimpregnada entre las fibras de carbono; y aquéllos que la fibra de carbono no está impregnada con la resina (conocidos comúnmente como fibras secas) y esta última es inyectada en el mismo proceso de fabricación. Entre estos materiales compuestos de fibras secas se encuentra un tipo de tejido sin entramar (NCF) que, poseyendo buenas propiedades mecánicas, permite reproducir geometrías complejas.
En la unión entre los cajones de torsión es necesario asegurar la transmisión de carga entre los elementos involucrados, mediante una serie de elementos de refuerzo/unión que garanticen la integridad estructural de la zona, puesto que el estabilizador horizontal de cola debe comportarse como una gran unidad estructural. Se trata por otra parte de una unión sometida tanto a las cargas aerodinámicas como a las cargas derivadas del mecanismo utilizado para el movilizado o trimado del estabilizador horizontal .
En el caso concreto de los revestimientos, estos elementos involucrados son dos herrajes con sección triforme que no sólo unen los revestimientos superiores e inferiores entre sí, sino que también van unidos entre ellos gracias a una costilla plana central. Mediante estos herrajes, situados en el exterior de los cajones de torsión, se define una unión estructural a simple cortadura entre los revestimientos, equilibrando las fuerzas en sentido horizontal y reaccionando la resultante de fuerzas vertical mediante la costilla central citada.
Estos herrajes son de una gran responsabilidad estructural, siendo tanto su peso como su coste muy elevados. Para reducir su peso lo máximo posible, al mismo tiempo que se mejora su comportamiento frente a la fatiga o la corrosión, estos herrajes son habitualmente de titanio. El proceso de fabricación de estos herrajes implica un forjado y a posteriori un mecanizado de control numérico para darle la mayor resistencia en dirección principal de carga y para asegurar las tolerancias finas requeridas para su montaje. Por todos estos factores el precio de estas piezas es muy alto.
Además cabe destacar que las operaciones de taladrado de los orificios de esta unión mecánica, donde posteriormente se instalarán los remaches que transmitan las cargas de unos elementos a otros, son muy complejas debido a que es una unión híbrida entre elementos metálicos (herraje) y elementos de materiales compuestos no metálicos (CFRP) . Estos elementos no metálicos son los revestimientos que están formados por la piel (cubierta) y por los pies de los larguerillos (elementos rigidizadores longitudinales) . Esta complejidad, debida en gran medida a la presencia de elementos metálicos, implica que dichas operaciones de taladrado sean extensas y costosas.
DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN
La estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave comprende en principio un característico herraje fabricado con materiales compuestos no metálicos como los descritos en el apartado de los antecedentes (matriz orgánica y fibras continuas, principalmente basadas en resinas epoxídicas y fibras de carbono en una gran diversidad de elementos estructurales) .
Mediante el herraje triforme citado se solidarizan los cajones de torsión de la aeronave. Así pues, el herraje triforme de unión comprende en principio una faldilla longitudinal unida a una costilla central de la aeronave y dos alas simétricas unidas a los revestimientos de los cajones de torsión.
Se caracteriza porque el herraje triforme de material compuesto incorpora unos nervios transversales que refuerzan sustancialmente la estructura del herraje, y más concretamente el nudo central del que parten las alas simétricas y faldilla longitudinal.
Otra característica de la invención es que la costilla central está afectada de unos cortes rectos donde se ubican los diversos nervios transversales del herraje triforme para poder situar dicha costilla central relativamente con respecto a la faldilla longitudinal del citado herraje triforme en la posición pertinente.
Otra característica de la invención es que con el fin de evitar tener que cortar los revestimientos de los cajones de torsión, el herraje triforme de unión se sitúa en el interior del respectivo cajón de torsión en vez de situarse exteriormente como ocurre convencionalmente . Esto es viable porque el herraje en cuestión está fabricado en materiales compuestos y no es necesario inspeccionarlo tan frecuentemente como en el caso de un herraje metálico convencional, teniendo en este caso que estar situado en el exterior del cajón de torsión correspondiente.
Los motivos de que no sea necesario inspeccionar el herraje de composite tan frecuentemente como el metálico (titanio) son principalmente dos: el excelente comportamiento a fatiga del composite y la ausencia de posibilidades de corrosión (no metal, homogeneidad de materiales de la zona, etc.)
Otra característica de la invención es que las alas simétricas del herraje triforme de unión incorporan unos cortes transversales donde se encajan porciones terminales de las almas de unos larguerillos interiores de los cajones de torsión, larguerillos que presentan una sección en forma de "T". A su vez, la unión de las alas simétricas del herraje triforme a los pies o travesaños de los larguerillos es sencilla, evitando escalones en la geometría de dichas alas simétricas, sobre cuyas caras exteriores asientan los pies de los larguerillos internos citados .
Otra opción que puede emplearse para evitar estos cortes en las alas simétricas del herraje es la de recortar el alma de los larguerillos antes de llegar a la zona de apoyo. Esta opción debilita a los revestimientos de los cajones de torsión obligando a reforzarlos, pero no debilita al herraje en sí, haciendo que trabaje de una manera más eficiente y haciendo más sencillo su montaje ya que no es necesario encajar todas las almas de los larguerillos en los cortes transversales de las alas simétricas del herraje triforme.
La estructura de unión de la invención se asegura mediante remaches, a través de los cuales se solidariza la faldilla longitudinal del herraje triforme con la costilla central de la aeronave, así las alas simétricas de tal herraje triforme con los revestimientos y pies de los larguerillos que forman parte de los cajones de torsión, pudiendo ser la unión a simple cortadura o doble cortadura.
Debido a la resultante de fuerzas de la unión a simple cortadura en dirección vertical, existe una carga fuera del plano de dicha unión, que junto con otras cargas aerodinámicas es contrarrestada por la costilla central de la aeronave.
Cabe señalar que un herraje triforme fabricado con los materiales compuestos citados, e idéntico en su configuración al que actualmente se utiliza, no es viable debido a que esta resultante de carga vertical haría trabajar a la fibra de carbono de manera no eficiente, provocando delaminaciones en la zona del nudo central.
Gracias a la solución estructural del herraje triforme que define diferentes patrones (preformas) que conforman cada una de las secciones de ese herraje triforme, así como el proceso de fabricación mediante moldeo por transferencia de resina (RTM) en el que se unen esos patrones dentro del molde, se refuerza la zona del nudo central de la sección triforme del herraje evitando que la mayor parte de la resultante vertical sea soportada como se ha descrito anteriormente, y por tanto, evitando la aparición de delaminaciones y asegurando la integridad estructural de este característico herraje triforme de unión. Esos patrones que conforman cada una de las secciones del herraje triforme, comprenden por ejemplo un material compuesto determinado por tejido sin entramar (NCF) .
Los beneficios asociados a esta nueva invención están relacionados en gran parte con el ahorro en la fabricación de este herraje triforme, tanto por el cambio de material de titanio a los materiales compuestos (CFRP) como por el proceso de moldeo por transferencia de resina (RTM) planteado, el cual se caracteriza por su bajo coste, buenas tolerancias y gran repetitividad . En menor medida existen otros beneficios relacionados con las operaciones de montaje, con un taladrado menos complejo y extenso; con la disminución de las inspecciones de mantenimiento necesarias, disminuyendo los costes en servicio de la aeronave; y con un ahorro en peso debido al paso del metal a los materiales compuestos (con menor densidad) y debido a la no existencia de cargas térmicas en la unión.
Los patrones que define el herraje triforme comprenden pares de laminados laterales preformados y un laminado superior preformado también, uniéndose íntegramente estos laminados mediante el conocido proceso de moldeo por transferencia de resina (RTM) , material de resina éste que constituye el nexo de unión entre tales laminados para conformar el conjunto del herraje como una única pieza de material compuesto.
A continuación para facilitar una mejor comprensión de esta memoria descriptiva y formando parte integrante de la misma se acompañan unas figuras en las que con carácter ilustrativo y no limitativo se ha representado el objeto de la invención.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS
Figura 1.- Muestra una vista en sección esquemática de la estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos, objeto de la invención. También es objeto de la invención la configuración de patrones (preformas) que conforman el herraje triforme. Incorpora un característico herraje triforme de unión fabricado con materiales compuestos no metálicos (CFRP) que constituye el nexo de unión de los cajones de torsión. En esta figura, se muestra una unión a simple cortadura de los cajones de torsión. El herraje se solidariza a una costilla central que forma parte de la estructura de la aeronave.
Figura 2.- Representa una vista similar a la anterior donde se muestra una unión a doble cortadura de los cajones de torsión.
Figura 3.- Muestra una vista perspectiva del herraje triforme donde se muestra con detalle su característica arquitectura .
Figura 4.- Muestra otra vista en perspectiva del herraje triforme.
Figuras 5 y 6.- Representan unas vistas en perspectiva donde se muestra el concepto estructural de la unión de los cajones de torsión, incluyéndose la arquitectura y configuración de todos los elementos involucrados.
Figura 7.- Muestra una opción en la que se refiere a la geometría de un larguerillo interior del cajón de torsión aplicable a la zona de interfase entre el revestimiento de dicho cajón de torsión y las alas simétricas del herraje triforme de unión.
Figura 8.- Muestra una vista similar a la anterior con otra realización diferente. Figura 9.- Representa una vista en sección transversal del herraje triforme de unión. Se muestran esencialmente los diferentes laminados que conforman las alas simétricas, faldilla y nervios del herraje triforme, mostrándose además los diferentes patrones que conforman cada una de las secciones del herraje triforme.
Figura 10.- Representa una vista en sección longitudinal del herraje triforme de unión donde se muestran también sus diferentes laminados, asi como los diferentes patrones que conforma cada una de las secciones del herraje triforme.
Figuras 11 y 12.- Muestran unas vistas en perspectiva explosionada de los distintos patrones que componen el herraje triforme antes de unirse integramente entre si.
Figura 13.- Es una vista en perspectiva del concepto estructural de unión de los cajones de torsión, sobre el herraje triforme, destacándose una nueva configuración de las alas simétricas del herraje adaptada a una nueva configuración de los larguerillos interiores de los cajones de torsión.
DESCRIPCIÓN DE LA FORMA. DE REALIZACIÓN PREFERIDA
Considerando la numeración adoptada en las figuras, la estructura de unión, de cajones de torsión en una aeronave se determina a partir de una herraje triforme de unión 1 fabricado con materiales compuestos no metálicos (CFRP) que comprende en principio una faldilla longitudinal 2, dos alas simétricas 3, uniéndose éstas y la faldilla longitudinal 2 también mediante unos nervios transversales 4 que refuerzan la estructura del conjunto del herraje 1 y más concretamente su nudo central 5 donde confluyen las dos alas simétricas 3 y faldilla longitudinal 2. En dicho nudo central 5 es también la zona donde mayor tensión se genera debido a los esfuerzos que debe soportar el conjunto de la estructura de unión de la invención.
Tal y como se demuestra más claramente en las figuras 5 y 6, unos cajones de torsión 6 se unen a las alas simétricas 3 del herraje triforme 1 a través de su revestimiento 7 en combinación con los pies 10 de unos larguerillos internos 9 en forma de "T" de los cajones de torsión 6 que asentarán esos pies 10 en principio sobre la cara exterior de tales alas simétricas 3.
Para hacer posible el montaje descrito anteriormente, las alas simétricas 3 del herraje triforme 1 cuentan con unos cortes transversales 8 donde encajan unas porciones terminales de la almas 11 de los larguerillos internos 9 de los cajones de torsión 6, larguerillos internos 9 cuyos pies 10 se solidarizan por sus caras libres a los revestimientos 7 de los cajones de torsión 6.
Otra opción es que para evitar esos cortes transversales 8 en las alas simétricas 3, o al menos algunos de ellos (figuras 12 y 13) , las almas 11 de los larguerillos internos 9 no alcanzan uno de los extremos de tales larguerillos internos 9, con lo cual una parte terminal 23 de los pies de los larguerillos internos 9 sin la interrupción del alma 11 asentará dicha parte terminal 23 sobre las alas simétricas 3 del herraje triforme 1 para unirse al mismo.
Esta opción debilita a los revestimientos de los cajones de torsión obligando a reforzarlos, pero no debilita al herraje en si, haciendo que trabaje de una manera más eficiente y haciendo más sencillo su montaje ya que no es necesario encajar todas las almas de los larguerillos en los cortes transversales de las alas simétricas del herraje triforme.
La unión de las alas simétricas 3 del herraje triforme
1 a los pies 10 de los larguerillos internos 9 es sencilla, evitando siempre escalones en la geometría de dichas alas simétricas 3. Esto obliga a que los pies 10 de los larguerillos internos 9, en un primer caso sean extendidos 13 para que estén muy cerca unos de otros por sus bordes longitudinales 14 adyacentes (figura 7) o bien en un segundo caso que tales bordes longitudinales 14 estén separados (figura 8), con lo cual en este caso, en esos espacios intermedios generados se incorporará un elemento suplementario 15.
La unión de las alas simétricas 3 del herraje triforme
1 a los revestimientos 7 de los cajones de torsión 6 en combinación con los pies de los larguerillos internos 9, se realiza dicha unión mediante remaches correspondientes 12, cuyos diámetros varian entre 6,4 mm y 11,1 mm, distribuidos preferentemente en dos filas en la zona intermedia y en tres filas en los extremos cerca de los larguerillos internos 9 debido al aumento local de carga en dichas zonas con respecto a esa zona intermedia.
Las porciones terminales de las almas 11 de los larguerillos internos 9 que se encajan en los respectivos cortes transversales 8 de las alas simétricas 3 del herraje 1 finalizan dichas porciones terminales en un borde extremo curvado 16 remetido hacia el interior con respecto a una zona avanzada de los pies 10 de los larguerillos internos 9 en forma de "T", siendo precisamente esa zona avanzada parte del tramo que asienta sobre las alas simétricas 3 del herraje triforme 1.
Por otro lado, el herraje triforme 1 se une por su faldilla longitudinal 2 a una costilla central 17 de la aeronave mediante dos filas de remaches 12, preferentemente de 6,4 mm de diámetro, de manera que dicha costilla central 17 incluye unos cortes rectos 18 donde se alojan los nervios transversales 4 de refuerzo como se muestra más claramente en la figura 5.
Los nervios transversales 4 se distribuyen longitudinalmente en toda la longitud del herraje triforme 1 situando un nervio transversal 4 a cada lado del plano de simetría, en la mitad de la distancia existente entre cada pareja de larguerillos internos 9. Estos nervios transversales 4 son parte del laminado que conforma la faldilla longitudinal 2 del herraje triforme y parte de los laminados que conforman las alas simétricas 3 del citado herraje 1, como se muestra más claramente en las figuras 9 y 10. Esto se consigue bien mediante un proceso de conformado, bien mediante la ejecución del laminado con dicha geometría. Esta manera de fabricarlo asegura que la transmisión de cargas es eficiente y por lo tanto, refuerza el nudo central 5 evitando la aparición de delaminaciones.
Este concepto estructural es totalmente aplicable tanto a una unión de simple cortadura como se representa en la figura 1 y también es aplicable a una unión a doble cortadura como se muestra en la figura 2, debido a la magnitud de las cargas existentes, añadiéndose en este segundo caso de doble cortadura una placa exterior 19 que asentará sobre unas zonas extremas de los revestimientos 7 de los cajones de torsión 6, a la vez que se inmoviliza dicha placa exterior 19 con los mismos remaches 12 que unen los cajones de torsión 6 a las alas simétricas 3 del herraje correspondiente.
Tal como se muestra más claramente en las figuras 9, 10, 11 y 12, el herraje triforme comprende varios patrones definidos por pares de laminados laterales preformados: extremos 20-20' y centrales 21-21' y un laminado superior preformado 22-22', uniéndose íntegramente estos laminados citados de forma conocida mediante un proceso de moldeo o transferencia de resina (RTM) o mediante resina preimpregnada, para formar el herraje triforme como una única pieza enteriza.
Los pares de laminados laterales preformados 20-20', 21-21' comprenden una parte del espesor de las alas simétricas 3, una mitad del espesor de la faldilla longitudinal 2 y una mitad del espesor de los nervios transversales 4 en los laminados laterales preformados extremos 20-20', mientras que los laminados laterales preformados centrales 22-21' incorporan las mitades del espesor de dos nervios transversales 4 contiguos.
El laminado superior preformado 22-22' constituye una parte del espesor de las alas simétricas 3 que se une dicho laminado a todas las partes de las alas simétricas de los distintos laminados laterales preformados 20-20', 21-21'.

Claims

REIVINDICACIONES
1. - ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES COMPUESTOS NO METÁLICOS, estando destinada para unir cajones de torsión mediante un herraje triforme que incluye dos alas simétricas y una faldilla longitudinal, confluyendo estos tres elementos en un nudo central (5) , uniéndose la faldilla longitudinal a una costilla central de la aeronave mediante remaches, mientras que los cajones de torsión se unen con ayuda de otros remaches a las alas del herraje en correspondencia con los revestimientos de tales cajones de torsión, caracterizada porque el herraje triforme (1) incorpora unos nervios transversales (4) que refuerzan la unión entre las alas simétricas (3) y la faldilla longitudinal (2) del herraje triforme (1), contando los cajones de torsión (6) con unos larguerillos internos (9) en forma de "T" cuyos pies (10) están unidos solidariamente por una de sus caras con los revestimientos (7) de los cajones de torsión (6), mientras que unas zonas extremas de las caras libres de dichos pies (10) de los larguerillos internos (9) asientan sobre la cara exterior de las alas simétricas (3) del herraje triforme (1), quedando asi dispuestas las alas simétricas (3) del herraje triforme (1) por dentro de los cajones de torsión (6), incluyendo la costilla central (17) de la aeronave unos cortes rectos (18) donde se encajan los nervios transversales (4) dispuestos a lo largo del herraje triforme ( 1 ) .
2. - ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES
COMPUESTOS NO METÁLICOS, según la reivindicación 1, caracterizada porque las alas simétricas (3) del herraje triforme (1) incorpora unos cortes transversales (8) donde se encajan unas porciones terminales de las almas (11) de al menos algunos de los larguerillos internos (9) de los cajones de torsión (6) .
3. - ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES COMPUESTOS NO METÁLICOS, según la reivindicación 1, caracterizada porque el alma (11) de al menos algunos de los larguerillos internos (9) no alcanza uno de los extremos del mismo, definiéndose asi una parte terminal (23) en los pies (10) de tales larguerillos internos (9) sin la interrupción del alma (11), asentando dicha parte terminal (23) sobre las alas simétricas 3 del herraje triforme 1 para unirse al mismo.
4. - ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES COMPUESTOS NO METÁLICOS, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque los pies (10) de los larguerillos internos (9) adyacentes de los cajones de torsión (6) incorporan unos bordes longitudinales (14) próximos entre si.
5. - ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES
COMPUESTOS NO METÁLICOS, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque los pies (10) de larguerillos internos (9) adyacentes de los cajones de torsión (6) incorporan unos bordes longitudinales (14) alejados entre si, de manera que entre bordes longitudinales adyacentes de dos larguerillos consecutivos se genera un espacio que se ocupa con un elemento suplementario (15).
6. - ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES
COMPUESTOS NO METÁLICOS, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque los nervios transversales (4) se distribuyen a todo lo largo del herraje triforme (1) ubicándose dichos nervios transversales (4) de ambos lados del plano de simetría del herraje triforme (1) en correspondencia con la mitad de la distancia existente entre cada pareja de larguerillos internos (9) adyacentes.
7.- ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES COMPUESTOS NO METÁLICOS, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la fijación de los cajones de torsión (6) sobre el herraje triforme (1) se refuerza con una placa exterior (19) que asienta sobre una zona exterior de los revestimientos (7) de los cajones de torsión (6), a la vez que se inmoviliza dicha placa exterior (19) mediante los mismos remaches (12) que fijan los cajones de torsión (6) al herraje triforme (1) ·
8.- ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA
AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES COMPUESTOS NO METÁLICOS, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque el herraje triforme comprende varios patrones definidos por pares de laminados laterales preformados: extremos (20-20') y centrales (21-21'), y un laminado superior preformado (- 22-22') que forma parte de las alas simétricas (3), uniéndose dichos laminados por sus superficies de contacto mediante resina.
9.- ESTRUCTURA DE UNIÓN DE CAJONES DE TORSIÓN EN UNA
AERONAVE MEDIANTE UN HERRAJE TRIFORME DE MATERIALES COMPUESTOS NO METÁLICOS, según la reivindicación 8, caracterizada porque los pares de laminados laterales preformados (20-20 ', 21-21 ') , comprenden una parte del espesor de las alas simétricas (3) , una mitad del espesor de la faldilla longitudinal (2) y una mitad del espesor de los nervios transversales (4) en los laminados laterales preformados extremos (20-20'), mientras que los laminados laterales preformados centrales (21-21') incorporan las mitades del espesor de dos nervios transversales (4) contiguos, constituyendo el laminado superior preformado (22-22') una parte del espesor de las alas simétricas (3), laminado superior que se une a todas las partes de alas simétricas (3) de los distintos laminados laterales preformados (20-20', 21-21').
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