WO2011154582A2 - Procedimiento para la fabricación de piezas grandes de material compuesto controlando el espesor de sus bordes - Google Patents

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Definitions

  • the present invention relates to a process for the manufacture of large pieces of composite material by controlling the thickness of its joining edges to other parts and more particularly to a method of manufacturing a lining of an aircraft wing by controlling the thickness of its edge of union to a central drawer through an intermediate plate.
  • the present invention is oriented to the solution of that problem.
  • An object of the present invention is to provide a cost-optimized process for the manufacture of large composite parts that allow the thickness of their joining edges to be controlled to other parts.
  • Another object of the present invention is to provide a cost-optimized process for the manufacture of lower wing coverings of composite aircraft that allows the thickness of its joint edge to be controlled to a central drawer through an intermediate joint piece.
  • a first panel is manufactured with the configuration planned for the part in its entirety.
  • a map of differences between the thickness of the first panel and the thickness that it should have in the edge area in contact with the joining plate is obtained so that its upper surface coincides with said interface surface.
  • a supplementary panel is manufactured for said edge zone with composite material so that it has a thickness coinciding with that of said difference map.
  • the supplementary panel is attached to the first panel.
  • the composite material used for the manufacture of said first panel is CFRP and the composite material used for the manufacture of said supplementary panel is a sacrificial material. This achieves a process for the manufacture of large composite pieces that allows controlling the thickness of their joining edges to other parts by means of which the cost of the material used is optimized.
  • the manufacture of the supplementary panel includes a machining phase on a flat surface to ensure that it has the required thickness at each point. This achieves that the machining operation, which is an expensive operation, is applied only to the supplementary panel, of much smaller dimensions than the first panel.
  • connection between the supplementary panel and the first panel is carried out by a secondary bonding process. This achieves a process for the manufacture of large composite pieces that allow controlling the thickness of their joint edges to other parts that facilitates their industrialization.
  • the joining plate is made of a metallic material and step d) includes the incorporation of a layer of fiberglass composite material on the surface of the supplementary panel intended to be in contact with said joining plate.
  • step d) includes the incorporation of a layer of fiberglass composite material on the surface of the supplementary panel intended to be in contact with said joining plate.
  • said aeronautical structure is a wing of an aircraft, said part is the lower lining of the wing and said union plate is a connection plate to a central drawer of the fuselage of the aircraft. This achieves an effective process for the manufacture of aircraft wings with composite materials.
  • Figure 1 is a schematic view of a known joint arrangement of the lower linings of the wing of an aircraft to a central drawer.
  • Figure 2 is a partial schematic elevational view of an attachment arrangement of a lower lining of the wing of an aircraft manufactured according to the method object of the present invention to the central drawer through a T-shaped intermediate plate.
  • Figure 3 is a perspective view of the two panels used to make a lower lining of an aircraft wing according to the process object of the present invention and of said T-shaped intermediate plate.
  • Figure 1 illustrates a known structuring of a wing of an aircraft in which the lower linings 1 1 of the wing are attached to a central drawer 9 of the fuselage of the aircraft by means of joint arrangements comprising joining plates 23 in the form of T known as triforms and backplates 25.
  • Both the lower coverings 1 1 of the wing and the panels of the central drawer 9 are made of composite materials, particularly CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastic).
  • CFRP Carbon Fiber Reinforced Plastic
  • the joining plates 23 and the counter plates 25 are usually made of a metallic material although they could also be made of composite materials.
  • the joining edge 13 of the lining 1 1 with the joining plate 23 and with the counter plate 25 must have a very precise geometry so that the mechanical connection with the joining plate 23 and with the counter plate 25 is effective, which means that, if you want to facilitate the assembly of the aircraft wing assembly, the liner 1 1 must reach the assembly line with its connecting edge 13 properly configured to meet the established tolerance requirements.
  • the process object of the present invention comprises the following steps (see Figures 2 and 3):
  • a first panel 31 is manufactured with the configuration provided for the lining 1 1 in its entire length, that is to say without taking into account the specific requirements of its joining edge 13. As can be seen in Figure 3, that panel 31 is formed by the skin 15 and a plurality of stiffening elements 17. Such manufacturing is carried out using any method known in the art of panel manufacturing.
  • a map of differences is obtained between the thickness of said first panel 31 and the thickness that it should have so that its upper surface coincides with said interface surface 15 at the joining edge 13.
  • the surface to be controlled is measured by a scanner laser interferometry, thus achieving the digitalization of the relief in addition to the relative position with respect to the theoretical model.
  • a supplementary panel 33 (shown with an exaggerated thickness in Figure 2 is made to facilitate its appreciation) for said edge zone 13 according to a theoretical model obtained from the results obtained in the previous stage using for this purpose a program of Desing assisted by computer.
  • a composite material of sacrifice is used (understood as such a composite material that without having a strictly resistant function is a material suitable for joining the first panel 31) which, after the corresponding curing stage, is machined on a flat surface.
  • the supplementary panel 33 will therefore have a thickness at each point coinciding with that required to reach the theoretical position of the inter-surface 15.
  • a first fiberglass cloth is included in the base of the complementary panel 33 that will form the surface in contact with the joining plate 23 that will prevent corrosion between both surfaces.
  • the supplementary panel 33 is attached to the first panel 31 using an adhesive material.
  • An advantage of the present invention is that it provides a manufacturing process for the lower lining of the wing of an aircraft that facilitates its industrialization thanks to savings in reheating machine time and plant space.
  • the supplementary panels are manufactured in an independent center using a device of dimensions much smaller than those of the reheating machine, since this needs to cover the surface of the entire piece.
  • Another advantage of the present invention is that it allows the direct incorporation of said fiberglass fabric in the case of using plates of 23 metal junction to prevent corrosion very easily and without adding an extra operation after conventional surface machining.

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Abstract

Procedimiento para la fabricación de piezas grandes de material compuesto controlando el espesor de sus bordes. Se refiere a la fabricación de una pieza (11) que se integra por una zona de borde (11) en una estructura aeronáutica a través de una junta con una placa de unión (23) y una contraplaca (25) mediante las siguientes etapas: a) Definición de la superficie de interfaz (15) de la zona de borde (13) para estar en contacto con la placa de unión (23); b) Fabricación de un primer panel (31) con la configuración prevista para la pieza (11); c) Obtención de un mapa de diferencias entre el espesor de primer panel (31) y el que debería tener para coincidir con dicha superficie de interfaz (15); d) Fabricación de un panel suplementario (33) con un espesor coincidente con el de dicho mapa de diferencias; e) Unión del panel suplementario (33) al primer panel (31).

Description

PROCEDIMIENTO PARA LA FABRICACION DE PIEZAS GRANDES DE MATERIAL COMPUESTO CONTROLANDO EL ESPESOR DE SUS BORDES
CAMPO DE LA INVENCION
La presente invención se refiere a un procedimiento para la fabricación de piezas grandes de material compuesto controlando el espesor de sus bordes de unión a otras piezas y más particularmente a un procedimiento de fabricación de un revestimiento de un ala de una aeronave controlando el espesor de su borde de unión a un cajón central a través de una placa intermedia.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN Como es bien sabido la industria aeronáutica requiere estructuras que, por una parte, soporten las cargas a las que son sometidas, cumpliendo altas exigencias de resistencia y rigidez y, por otra parte, sean lo más ligeras posible. Una consecuencia de ello es el uso cada vez más extendido de los materiales compuestos, particularmente CFRP (Plástico Reforzado con Fibra de Carbono), en estructuras primarias ya que se puede conseguir un importante ahorro de peso frente a los materiales metálicos.
Siguiendo esa tendencia se conocen, por ejemplo, superficies sustentadoras de las aeronaves consistentes en dos cajones de torsión (en los lados izquierdo y derecho) unidos a un cajón central realizados íntegramente con paneles de CFRP utilizando como revestimientos de dichos cajones piezas unitarias, es decir, utilizando cuatro revestimientos completos (dos revestimientos superiores y dos inferiores) para fabricar los cajones de torsión izquierdo y derecho. Como bien se comprende, la integración de ese tipo de piezas plantea diversos problemas debido a su gran tamaño y a la complejidad de su geometría. Uno de esos problemas es el control del espesor de aquellas zonas de las piezas que se unen a otras a través de placas intermedias de unión.
La solución de ese problema cuando se utilizaban materiales metálicos era la realización de un mecanizado de las zonas afectadas para lograr los espesores adecuados. Ese mismo enfoque es aplicable a piezas de materiales compuestos, añadiendo, en su caso, telas de sacrificio, pero su coste es muy elevado.
La presente invención está orientada a la solución de ese problema.
SUMARIO DE LA INVENCION
Un objeto de la presente invención es proporcionar un procedimiento optimizado en costes para la fabricación de piezas de material compuesto de gran tamaño que permita controlar el espesor de sus bordes de unión a otras piezas.
Otro objeto de la presente invención es proporcionar un procedimiento optimizado en costes para la fabricación de revestimientos inferiores de alas de aeronaves de material compuesto que permita controlar el espesor de su borde de unión a un cajón central a través de una pieza de unión intermedia.
Estos y otros objetos se consiguen mediante un procedimiento para la fabricación de una pieza de material compuesto que se integra en una estructura aeronáutica a través de una disposición de junta que comprende una placa de unión y una contraplaca entre las que se ubica una zona de borde de dicha pieza, que comprende las siguientes etapas:
a) Se define la superficie de interíaz que debe tener la zona de borde de la pieza para estar en contacto con la placa de unión en dicha disposición de junta.
b) Se fabrica un primer panel con la configuración prevista para la pieza en toda su extensión. c) Se obtiene un mapa de diferencias entre el espesor del primer panel y el espesor que debería tener en la zona de borde en contacto con la placa de unión para que su superficie superior coincida con dicha superficie de interíaz. d) Se fabrica un panel suplementario para dicha zona de borde con material compuesto de manera que tenga un espesor coincidente con el de dicho mapa de diferencias.
e) Se une el panel suplementario al primer panel.
En una realización preferente, el material compuesto utilizado para la fabricación de dicho primer panel es CFRP y el material compuesto utilizado para la fabricación de dicho panel suplementario es un material de sacrificio. Se consigue con ello un procedimiento para la fabricación de piezas de material compuesto de gran tamaño que permite controlar el espesor de sus bordes de unión a otras piezas mediante el que se optimiza el coste del material utilizado.
En otra realización preferente, la fabricación del panel suplementario incluye una fase de mecanizado sobre una superficie plana para conseguir que tenga en cada punto el espesor requerido. Se consigue con ello que la operación de mecanizado, que es una operación costosa, se aplique únicamente al panel suplementario, de dimensiones mucho menores a las del primer panel.
En otra realización preferente, la unión entre el panel suplementario y el primer panel se realiza mediante un proceso de pegado secundario. Se consigue con ello un procedimiento para la fabricación de piezas de material compuesto de gran tamaño que permita controlar el espesor de sus bordes de unión a otras piezas que facilita su industrialización.
En otra realización preferente, la placa de unión está realizada con un material metálico y la etapa d) incluye la incorporación de una capa de material compuesto con fibra de vidrio en la superficie del panel suplementario destinada a quedar en contacto con dicha placa de unión. Se consigue con ello un procedimiento para la fabricación de piezas de material compuesto de gran tamaño que permita una fácil incorporación de una capa de fibra de vidrio para evitar la corrosión. En otra realización preferente, dicha estructura aeronáutica es un ala de una aeronave, dicha pieza es el revestimiento inferior del ala y dicha placa de unión es una placa de unión a un cajón central del fuselaje de la aeronave. Se consigue con ello un procedimiento eficaz para la fabricación de alas de aeronaves con materiales compuestos.
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 le acompañan.
DESCRIPCION DE LAS FIGURAS
La Figura 1 es una vista esquemática de una disposición de unión conocida de los revestimientos inferiores del ala de una aeronave a un cajón central.
La Figura 2 es una vista esquemática parcial en alzado de una disposición de unión de un revestimiento inferior del ala de una aeronave fabricado según el procedimiento objeto de la presente invención al cajón central a través de una placa intermedia en forma de T.
La Figura 3 es una vista en perspectiva de los dos paneles utilizados para fabricar un revestimiento inferior de un ala de una aeronave según el procedimiento objeto de la presente invención y de dicha placa intermedia en forma de T.
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION
La Figura 1 ilustra una estructuración conocida de un ala de una aeronave en la que los revestimientos inferiores 1 1 del ala se unen a un cajón central 9 del fuselaje de la aeronave mediante unas disposiciones de junta que comprenden unas placas de unión 23 en forma de T conocidas como triformes y unas contraplacas 25. Tanto los revestimientos inferiores 1 1 del ala como los paneles del cajón central 9 están realizados con materiales compuestos, particularmente CFRP (Plástico Reforzado con Fibra de Carbono). Las placas de unión 23 y las contraplacas 25 están realizadas habitualmente con un material metálico aunque también podrían estar realizadas con materiales compuestos.
Como se desprende de dicha Figura 1 , el borde de unión 13 del revestimiento 1 1 con la placa de unión 23 y con la contraplaca 25 debe tener una geometría muy precisa para que la unión mecánica con la placa de unión 23 y con la contraplaca 25 sea eficaz, lo que implica que, si se quiere facilitar el ensamblaje del conjunto del ala de la aeronave, el revestimiento 1 1 debe llegar a la línea de ensamblaje con su borde de unión 13 debidamente configurado para cumplir los requisitos establecidos de tolerancias.
Para conseguir ese objetivo, el procedimiento objeto de la presente invención comprende las siguientes etapas (ver Figuras 2 y 3):
a) Se define la superficie de interíaz 15 que debe tener el borde de unión 13 del revestimiento 1 1 para estar en contacto con la placa de unión 23 en dicha disposición de junta. Esa superficie de interfaz 15 es pues una superficie sensiblemente coincidente con la superficie inferior de la placa de unión 23. b) Se fabrica un primer panel 31 con la configuración prevista para el revestimiento 1 1 en toda su extensión, es decir sin tener en cuenta los requerimientos específicos de su borde de unión 13. Como puede verse en la Figura 3 ese panel 31 está formado por la piel 15 y una pluralidad de elementos rigidizadores 17. Tal fabricación se realiza utilizando cualquier método conocido en la técnica de la fabricación de paneles de materiales compuestos tal como un método con una primera etapa de encintado de la piel 15 del panel 31 con material preimpregnado utilizando una máquina ATL sobre un molde con la forma de la superficie exterior del revestimiento, por un lado, y de conformación de los elementos rigidizadores 17, por otro lado, y una segunda etapa de curado del conjunto del panel 31 en autoclave. c) Se obtiene un mapa de diferencias entre el espesor de dicho primer panel 31 y el espesor que debería tener para que su superficie superior coincida con dicha superficie de interíaz 15 en el borde de unión 13. La superficie a controlar se mide mediante un escáner de interferometría láser, consiguiendo así la digitalización del relieve además de la posición relativa respecto al modelo teórico.
d) Se fabrica un panel suplementario 33 (representado con un espesor exagerado en la Figura 2 para facilitar su apreciación) para dicha zona de borde 13 según un modelo teórico obtenido a partir de los resultados obtenidos en la etapa anterior utilizando para ello un programa de diseño asistido por ordenador. Se utiliza un material compuesto de sacrificio (entendiendo por tal un material compuesto que sin tener una función estrictamente resistente es un materia apto para unirse al primer panel 31 ) que, tras la correspondiente etapa de curado, se mecaniza sobre una superficie plana. El panel suplementario 33 tendrá pues un espesor en cada punto coincidente con el requerido para llegar a la posición teórica de la superficie de interíaz 15.
Si la placa de unión 23 es metálica se incluye una primera tela de fibra de vidrio en la base del panel complementario 33 que formará la superficie en contacto con la placa de unión 23 que evitará la corrosión entre ambas superficies.
e) Se une el panel suplementario 33 al primer panel 31 utilizando un material adhesivo.
Una ventaja de la presente invención es que proporciona un procedimiento de fabricación del revestimiento inferior del ala de un aeronave que facilita su industrialización gracias al ahorro en tiempos de máquina de recanteo y espacio en planta. Los paneles suplementarios son fabricados en un centro independiente utilizando un dispositivo de dimensiones mucho menores a las de la máquina de recanteo, ya que esta necesita abarcar la superficie de toda la pieza.
Otra ventaja de la presente invención es que permite la incorporación directa de la mencionada tela de fibra de vidrio en el caso de utilizar placas de unión 23 metálicas para evitar la corrosión de manera muy sencilla y sin necesidad de añadir una operación extra después del mecanizado convencional de la superficie.
En la realización preferente que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES
1 . - Procedimiento para la fabricación de una pieza (1 1 ) de material compuesto que se integra en una estructura aeronáutica a través de una disposición de junta que comprende una placa de unión (23) y una contraplaca (25) entre las que se ubica una zona de borde (13) de dicha pieza (1 1 ), caracterizado porque comprende las siguientes etapas:
a) se define la superficie de interfaz (15) que debe tener la zona de borde (13) de la pieza (1 1 ) para estar en contacto con la placa de unión (23) en dicha disposición de junta;
b) se fabrica un primer panel (31 ) con la configuración prevista para la pieza (1 1 ) en toda su extensión;
c) se obtiene un mapa de diferencias entre el espesor del primer panel (31 ) y el espesor que debería tener en la zona de borde (13) en contacto con la placa de unión (23) para que su superficie superior coincida con dicha superficie de interfaz (15);
d) se fabrica un panel suplementario (33) para dicha zona de borde (13) de manera que tenga un espesor coincidente con el de dicho mapa de diferencias;
e) se une el panel suplementario (33) al primer panel (31 ).
2. - Procedimiento para la fabricación de una pieza (1 1 ) de material compuesto según la reivindicación 1 , caracterizado porque el material compuesto utilizado para la fabricación de dicho primer panel (31 ) es CFRP y porque el material utilizado para la fabricación de dicho panel suplementario
(33) es un material compuesto de sacrificio.
3. - Procedimiento para la fabricación de una pieza (1 1 ) de material compuesto según la reivindicación 2, caracterizado porque la etapa d) incluye una fase de mecanizado sobre una superficie plana.
4.- Procedimiento para la fabricación de una pieza (1 1 ) de material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones 1 -3, caracterizado porque la etapa e) se realiza mediante un proceso de pegado secundario.
5.- Procedimiento para la fabricación de una pieza (1 1 ) de material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones 1 -4, caracterizado porque dicha placa de unión (23) está realizada con un material metálico y porque la etapa d) incluye la incorporación de una capa de material compuesto con fibra de vidrio en la superficie del panel suplementario (33) destinada a quedar en contacto con dicha placa de unión (23).
6.- Procedimiento para la fabricación de una pieza (1 1 ) de material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones 1 -5, caracterizado porque dicha estructura aeronáutica es un ala de una aeronave, dicha pieza (1 1 ) es el revestimiento inferior del ala y dicha placa de unión (23) es una placa de unión a un cajón central (9) del fuselaje de la aeronave.
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