WO2013060916A9 - Componentes de aeronaves con zonas de terminación de larguerillos optimizadas - Google Patents
Componentes de aeronaves con zonas de terminación de larguerillos optimizadas Download PDFInfo
- Publication number
- WO2013060916A9 WO2013060916A9 PCT/ES2012/070733 ES2012070733W WO2013060916A9 WO 2013060916 A9 WO2013060916 A9 WO 2013060916A9 ES 2012070733 W ES2012070733 W ES 2012070733W WO 2013060916 A9 WO2013060916 A9 WO 2013060916A9
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- stringer
- section
- aircraft component
- termination zone
- component according
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 9
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims abstract description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 17
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 10
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 10
- 238000005304 joining Methods 0.000 claims description 3
- 206010040844 Skin exfoliation Diseases 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 2
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 241000287127 Passeridae Species 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000001010 compromised effect Effects 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 235000000396 iron Nutrition 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
- B64C3/182—Stringers, longerons
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/064—Stringers; Longerons
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
- Y10T428/2457—Parallel ribs and/or grooves
Definitions
- the present invention relates to aircraft components and more particularly to areas of termination of highly loaded stringers in pieces of composite material stiffened with stringers such as torsion drawers of aircraft bearing surfaces.
- the main structure of the supporting surfaces of an aircraft consists of a leading edge, a torsion box, a trailing edge, a connecting root and a point.
- the torsion box consists of many structural elements: upper and lower coverings stiffened by stringers on one side, stringers and ribs on the other side.
- the structural elements that form a torsion box are typically manufactured separately and joined together with the help of a complicated tooling to reach the required tolerances that are given by the aerodynamic, structural and assembly requirements.
- CFRP Carbon Fiber Reinforced with Plastic
- the linings that are part of the torsion drawers are reinforced by longitudinal stringers in the direction of the wingspan that improve both the resistance and the buckling behavior of the liners, having different cross sections such as "T" shaped cross sections, ⁇ "or” J ".
- the full height of the stringer favors the stability of the panel thanks to the greater inertia of the stiffening element.
- the stringers are arranged parallel to each other at a certain angle with both the front and the rear stringers. This configuration allows the stringers to be oriented in the main direction of loading, as well as increasing their number in the area of greatest structural responsibility.
- a known approach to solving these problems in, in particular, aircraft wings is to rivet metal plates at the end of the stringer to help support said load peaks which implies an increase in weight, or the need to perform a metal plate assembly operation. and therefore an increase in the cost of the entire torsion box of the wing.
- This invention focuses on the solution of said drawbacks.
- said coating has an increased thickness in said termination zone and said second section of the larguerilio comprises a first sub-section in which the soul of the larguerilio ends and a second sub-section without soul of the larguerilio.
- the aircraft component also comprises a rib with an intersection zone with said stringer in said termination zone and the junction zones between said rib and said larguerilio are placed in said first sub-section. In this way an optimized arrangement of the termination zone is achieved that takes advantage of the increased foot width in said sub-section.
- some variables of the arrangement of the termination zone such as the slope of the decrease of the thickness of the stringer foot, the beginning of the decrease of the thickness of the stringer foot, the variation of the width of the stringer foot or the variation of the height of the stringer soul can have different values within predetermined ranges to meet requirements private individuals
- the stringer core terminates at the end of the termination zone and said coating has an increased thickness in said termination zone.
- an optimized arrangement of the termination zone is achieved using exclusively composite materials that can be used to finish highly loaded stringers but at a lower level than the aforementioned loads of hundreds of tons.
- the aircraft component also comprises a rib with an intersection zone with said stringer in said termination zone and the junctions between said rib and said stringer are placed in the second section. In this way an optimized arrangement of the termination zone is achieved that takes advantage of the increased foot width in the second section.
- the coating does not have an increased thickness in said termination zone and said second section of the stringer comprises a first sub-section in which the stringer core ends and a second sub-section without stringer core.
- FIGURES Figure 1 shows the typical structural configuration of a torsion box except for the interior lining that has been removed to improve the visibility of the interior.
- Figure 2 shows a portion of a liner of a torsion box in which several stringers end near the front crossbar.
- Figures 3a, 3b and 3c are perspective, planar and cross-sectional views of an arrangement of the termination zone of a stringer according to a first embodiment of the present invention.
- Figure 4 is a plan view of an arrangement of the termination zone of a stringer according to another embodiment of the present invention.
- Figure 5 is a plan view of an arrangement of the termination zone of a stringer according to another embodiment of the present invention.
- Figures 6a and 6b are cross-sectional views of arrangements of the termination zone of a stringer according to other embodiments of the present invention.
- Figure 1 shows a typical torsion box of a supporting surface of an aircraft formed by an upper liner (not shown to facilitate the identification of the different parts), a lower liner 13 reinforced with longitudinal stringers 15, a front stringer 27, a rear beam 28 and ribs 21.
- Figure 2 shows a portion of a gidized liner 13 with T-shaped stringers 15 with some of them ending near the front stringer 27.
- Figures 3a, 3b and 3c show an arrangement of the termination zone of a stringer according to the first embodiment of the present invention. Its main objective is to reduce locally the load carried by the stringer 15 in a very smooth way to reduce as much as possible the load spikes that appear just at the end of the stringer 15.
- the iarguieriio 15 is a T-shaped iarguieriio that ends in a panel 1 1 with a soul 17 and a foot 19 that extends on both sides of the soul 17.
- the stringer 15 has a first section 31 in the one that the width of the foot 19 of the iarguieriio maintains its normal value W1 (that is, the value outside the termination zone) in a first section and changes to a greater value
- the soul 17 of the stringer has a decreasing height in the termination zone at a constant slope of ⁇ degrees (for example 18 °).
- a stringer termination zone should be understood as an area of panel 1 1 where a stringer 15 terminates having at least some differential characteristic with respect to the rest of panel 1 1.
- the invention is also applicable to any other stringer whose configuration includes a soul and a foot.
- zone 20 of the panel the thickness of the coating changes from a value A1 at the beginning of the termination zone of the iregueriiio to a value A2 after a transition zone 12, the increase in the range being 10% ⁇ 25%.
- This local increase can be made by the introduction of fabrics with orientation 0 or in order to support the load transferred by the iregueriiio 15 and by the use of large ramps to allow a load transmission between the iarguieriio 15 and the liner 13 so soft as possible.
- the extension of the panel area 20 is determined by the neighboring elements, such as ireguerillos and stringers, and by the space required to locate not only the ramps used to introduce said fabrics, but also to leave the clearances required by the manufacturing process and the tooling -
- the second section 33 of the iargueri! So comprises a first sub-section 35 in which the soul 17 of the larguerilio ends and a second sub-section 37 without soul in the larguerilio. If the soul 17 and the foot 18 of the larguerilio ended up in the same place, the associated peaks of peeling and cutting would overlap, causing a large load peak at the end of the larguerilio 15 that can initiate the break of the co line - stuck because the final load is greater than that allowed by the adhesive.
- the leg 19 of the larguerilio extends after the elimination of the soul 17 of the larguerilio 17 in a length large enough to install two rows of riveted rivets.
- - Foot 19 and the soul 17 of the larguerilio 15 have a decreasing thickness in the termination zone. They decrease, respectively, from ios values B1, C1 to a distance D1 from the inner edge of the zone 20 of the panel to the values B2, C2, preferably the decrease of the thickness of the foot 19 being comprised in the range 6Q% -SQ%, preferably the decrease of the thickness of the soul is comprised in the range 5G% -70% and preferably the distance D1 is included in the range 3G-80mm.
- the thickness of the foot preferably decreases with a smaller slope in said first section 31 and in said first sub-section 35 than in said second sub-section 37.
- junction areas 25 at the intersection with an intersection rib will be placed in said first sub-section 35 of the second section 33, preferably having its outer edges at a minimum distance D2, comprised between 10-20mm s of the outer edge of said first sub-section 35
- D2 minimum distance
- the increased width W2 of said second section 33 not only allows a good interface with the foot of the rib in terms of minimum distances to the edge and mounting clearances, but also contributes to maximizing the area of co-gluing. to distribute the shear stresses that appear at the end of foot 19 of the larguerilio and reduce the shear loading peak.
- This pnmera realization is destined to a longitude termination zone that supports very high loads.
- the invention also relates to the embodiments that will be described below.
- Figure 4 shows an arrangement of the larguerilium termination zone according to another embodiment of the present invention that differs from the first embodiment in that the second section 33 does not have a sub-section 37 without a sparrow member 17.
- Figure 5 shows an arrangement of the termination zone of the larguerilio according to another embodiment of the present invention that differs from the first embodiment in which the width of the foot 19 of the larguerilio changes linearly in a section with the minimum angular slope ⁇ ' compatible with the geometry of the larguerilium termination zone, preferably less than 8 or , from its normal value W1 (i.e., the value outside the termination zone) to the increased value W2 'in said first section 31 and in which the increased value W2 'is the maximum highest value compatible with the geometry of the longitude termination zone, that is, leaving a minimum lateral distance D3 with the internal edges of the panel zone 20 with an increased thickness.
- W1 i.e., the value outside the termination zone
- Figure 6a shows an arrangement of the larguerilium termination zone according to another embodiment of the present invention that differs from the First embodiment in which the height of the member 17 of the stringer begins to decrease linearly very close to the beginning of the termination zone so that the slope ⁇ is very low, preferably less than 12 °.
- Figure 6b shows an arrangement of the termination zone of the stringer according to another embodiment of the present invention that differs from the first embodiment in that the height of the core 17 of the stringer decreases in two sections from the beginning of the termination zone.
- the boundaries of the stringer termination zone are defined by the zone 20 with an increased thickness in relation to the rest of the coating 13.
- the arrangement of the stringer termination zone differs from the first embodiment in that there is no local increase in the thickness of the panel 1 1 in the termination zone. In this case, it is the beginning of the decrease in the thickness of the foot 19 and of the soul 17 of said stringer 15, which defines the beginning of the termination zone.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
Abstract
Zonas de terminación de larguerillos optimizadas en componentes de aeronaves. Están dispuestas en un panel (11) de un material compuesto formado por un revestimiento (13) y al menos un larguerillo (15) de refuerzo configurado por un alma (17) y un pie (19)unido a dicho revestimiento (13); teniendo el larguerillo (15) una zona de terminación dentro de dicho panel sometida a un alto nivel de carga; teniendo el larguerillo (15) un alma (17) de altura decreciente en dicha zona de terminación y un pie (19) con una primera sección (31) de ancho variable desde un valor inicial W1 a un valor final W2 y una segunda sección (33) con una anchura W2 en dicha zona de terminación; teniendo el pie (19) y el alma (17) de dicho larguerillo (15) un espesor decreciente en dicha zona de terminación para mejorar la transferencia de carga desde el larguerillo (15) al revestimiento (13). Figura 3a
Description
COMPONENTES DE AERONAVES CON ZONAS DE TERMINACIÓN
DE LARGUERILLOS OPTIMIZADAS
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a componentes de aeronaves y más en particular a zonas de terminación de larguenllos altamente cargadas en piezas de material compuesto rigidizadas con larguenllos tales como los cajones de torsión de superficies sustentadoras de aeronaves.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
La estructura principal de las superficies sustentadoras de una aeronave está constituida por un borde de ataque, un cajón de torsión, un borde de salida, una raíz de unión y una punta. El cajón de torsión está constituido por vahos elementos estructurales: revestimientos superior e inferior rigidizados por larguerillos por un lado, largueros y costillas por otro lado. Los elementos estructurales que forman un cajón de torsión se fabrican, típicamente, por separado y se unen con la ayuda de un utillaje complicado para alcanzar las tolerancias requeridas que vienen dadas por los requerimientos aerodinámicos, estructurales y de ensamblaje.
En la actualidad y particularmente en la industria aeronáutica se utilizan de forma masiva materiales compuestos de matriz orgánica y fibras continuas, especialmente CFRP (Fibra de Carbono Reforzada con Plástico) en una gran diversidad de elementos estructurales. Por ejemplo, todos los elementos constituyentes de los cajones de torsión anteriormente citados (costillas, larguerillos, largueros y revestimientos) pueden ser fabricados usando CFRP.
Los revestimientos que forman parte de los cajones de torsión están reforzados mediante larguerillos longitudinales en sentido de la envergadura que mejoran tanto la resistencia como el comportamiento a pandeo de los revestimientos, teniendo diferentes secciones transversales tales como secciones transversales con forma de "T", Ί" o "J". La altura completa del
larguerillo favorece la estabilidad del panel gracias a la mayor inercia del elemento rigidizador.
Típicamente los larguerillos están dispuestos paralelamente entre ellos formando un cierto ángulo tanto con el larguero frontal como con el larguero posterior. Esta configuración permite orientar los larguerillos en la dirección principal de carga, así como incrementar su número en la zona de mayor responsabilidad estructural.
Esta configuración de larguerillos en paralelo, junto con el hecho de que ambos largueros no son paralelos entre sí provoca que cuando los larguerillos se acercan a un larguero son interrumpidos por la presencia de dicho larguero.
El fin de un larguerillo, bien por encontrarse con el larguero frontal o bien por cualquier otra razón, causa una redistribución de las cargas soportadas por el larguerillo y el revestimiento antes de su terminación en el panel del revestimiento (no rigidizado) posterior a su terminación. Esto tiene dos efectos principales:
- Mientras que la flexión hacia arriba o hacia abajo del revestimiento rigidizado produce casos de tensión y compresión, este cambio discreto en la disposición estructural del revestimiento en la terminación del larguerillo ("run- out") causa un momento en la terminación del larguerillo que tiende a pelar la línea de unión entre el larguerillo y el revestimiento.
- Al mismo tiempo, la redistribución de la carga tiene que tener lugar a través de la línea de unión para pasar la carga llevada por el larguerillo al revestimiento posterior a la terminación del larguerillo. En caso de altos niveles de carga (como los experimentados en un ala) esto ocasiona que la resistencia de la línea de unión resulta comprometida.
Las uniones co-pegadas entre revestimientos y larguerillos en las cubiertas de los cajones laterales de torsión de las alas de aeronaves que soportan cientos de toneladas en el caso de cargas elevadas están cerca de su máxima capacidad estructural en determinadas áreas críticas, como en el caso de las zonas de terminación de larguerillos de las cubiertas de las alas. Estas uniones co-pegadas pueden romperse justo al final del pie del larguerillo debido a las altas cargas de pelado causadas por dos efectos principales: el primero es
ia eliminación del alma del largueril o que provoca la aparición de esfuerzos de pelado ai final del larguerillo con un pico de carga en el lugar donde el alma se elimina por completo; y el segundo es debido a la finalización del pie del larguerillo que causa un pico de carga de cortadura en el lugar donde termina el pie del larguerillo. En una configuración típica de terminación de larguerillo, el final tanto del pie como del alma del larguerillo se produce en el mismo lugar y dichos picos de carga se superponen penalizando la fiabilidad estructural de ia unión.
Un enfoque conocido para resolver estos problemas en, particularmente, alas de aeronaves es remachar placas metálicas ai final del larguerillo para ayudar a soportar dichos picos de carga lo que implica un aumento de peso, ia necesidad de realizar una operación de montaje de las placas metálicas y por lo tanto un aumento del coste de todo el cajón de torsión del ala.
Otras propuestas conocidas para zonas de terminación de íarguerilios como las descritas en US 7,682,682, WO 201 1 /088222 y WO 2008/132498 no proporcionan una solución optimizada a ios problemas de transferencia de carga planteados por zonas de terminación de Iarguerilios altamente cargados en piezas de material compuesto rigidizadas con Iarguerilios.
Esta invención se centra en la solución de dichos inconvenientes.
SU^A O DE LA INVENCIÓN
Es un objeto de ia presente invención proporcionar una disposición de una zona de terminación de larguerillo capaz de transferir las cargas ai revestimiento evitando riesgos de pelado y desunión para un componente de aeronave que tiene zonas de terminación de Iarguerilios sometidas a altas cargas.
Es otro objeto de la presente invención proporcionar una disposición de una zona de terminación de larguerillo capaz reducir iocaimente ia carga que lleva el larguerillo de una manera suave para un componente de aeronave que tiene zonas de terminación de Iarguerilios sometidas a altas cargas.
Estos y otros objetos se consiguen con un componente de aeronave que comprende al menos un panel de un material compuesto formado por un revestimiento y ai menos un larguerilio de refuerzo configurado por un alma y un pie unido a dicho revestimiento; teniendo el larguerilio una zona de terminación dentro de dicho panel sometida a un alto nivel de carga; teniendo el larguerilio un alma de altura decreciente en dicha zona de terminación y un pie con una primera sección de ancho variable desde un valor inicial W1 a un valor final W2 y una segunda sección con una anchura W2 en dicha zona de terminación; teniendo ei pie y el alma de dicho larguerilio un espesor decreciente (estando comprendido ei decremento, preferentemente, entre, respectivamente, el 60- 80% y ei 50-70%) en dicha zona de terminación para mejorar ia transferencia de carga desde el larguerilio al revestimiento.
En realizaciones de la invención, dicho revestimiento tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación y dicha segunda sección del larguerilio comprende una primera sub-sección en la que termina el alma del larguerilio y una segunda sub-sección sin alma del larguerilio. De esta manera se logra una disposición optimizada de la zona de terminación utilizando exclusivamente materiales compuestos que puede ser utilizada para finalizar iargueriilos altamente cargados como los que se encuentran en las cubiertas de ios cajones laterales de torsión de las alas de aeronaves que pueden ser sometidos a cargas de cientos de toneladas en el caso de solicitaciones elevadas.
En realizaciones de la invención en las que el revestimiento tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación, el componente de aeronave también comprende una costilla con una zona de intersección con dicho larguerilio en dicha zona de terminación y las zonas de unión entre dicha costilla y dicho larguerilio están colocadas en dicha primera sub-sección. De esta manera se logra una disposición optimizada de la zona de terminación que aprovecha la anchura incrementada del pie en dicha sub-sección.
En realizaciones de la invención en las que el revestimiento tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación, algunas variables de la disposición de la zona de terminación tales como la pendiente de la disminución
del espesor del pie del larguerillo, el comienzo de la disminución del espesor del pie del larguerillo, la variación de la anchura del pie del larguerillo o la variación de la altura del alma del larguerillo pueden tener diferentes valores dentro de unos rangos predeterminados para satisfacer requerimientos particulares.
En realizaciones de la invención, el alma del larguerillo termina al final de la zona de terminación y dicho revestimiento tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación. De esta manera se logra una disposición optimizada de ía zona de terminación utilizando exclusivamente materiales compuestos que puede ser utilizada para finalizar largueriilos altamente cargados pero a un nivel menor que el de las cargas antes mencionadas de cientos de toneladas.
En realizaciones de la invención en las que el alma del larguerillo termina al final de la zona de terminación, el componente de aeronave también comprende una costilla con una zona de intersección con dicho larguerillo en dicha zona de terminación y las zonas de unión entre dicha costilla y dicho larguerillo están colocadas en la segunda sección. De esta manera se logra una disposición optimizada de la zona de terminación que aprovecha la anchura incrementada del pie en la segunda sección.
En realizaciones de la invención, el revestimiento no tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación y dicha segunda sección del larguerillo comprende una primera sub-sección en la que termina el alma del larguerillo y una segunda sub-sección sin alma de larguerillo. De esta manera se logra una disposición optimizada de la zona de terminación utilizando exclusivamente materiales compuestos que puede ser utilizada para finalizar largueriilos altamente cargados pero a un nivel menor que el de las cargas antes mencionadas de cientos de toneladas.
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
La Figura 1 muestra la configuración estructural típica de un cajón de torsión salvo el revestimiento interior que ha sido eliminado para mejorar la visibilidad del interior.
La Figura 2 muestra una porción de un revestimiento de un cajón de torsión en el que varios larguerillos terminan cerca del larguero frontal.
Las Figuras 3a, 3b y 3c son vistas en perspectiva, en plañía y en sección transversal de una disposición de la zona de terminación de un largueriNo según una primera realización de la presente invención.
La Figura 4 es una vista en planta de una disposición de la zona de terminación de un largueriHo según otra realización de la presente invención.
La Figura 5 es una vista en plañía de una disposición de la zona de terminación de un larguerillo según otra realización de la presente invención.
Las Figuras 6a y 6b son vistas en sección transversal de disposiciones de la zona de terminación de un largueriHo según otras realizaciones de \a presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
La Figura 1 muestra un cajón de torsión típico de una superficie sustentadora de una aeronave formado por un revestimiento superior (no mostrado para facilitar la identificación de las distintas partes), un revestimiento inferior 13 reforzado con larguerillos longitudinales 15, un larguero frontal 27, un larguero trasero 28 y costillas 21 .
La Figura 2 muestra una porción de un revestimiento 13 gidizado con larguerillos 15 en forma de T con algunos de ellos terminando cerca del larguero frontal 27.
Las Figuras 3a, 3b y 3c muestran una disposición de la zona de terminación de un larguerillo según la primera realización de la presente invención. Su principal objetivo es reducir localmente la carga llevada por el largueriHo 15 de una manera muy suave para reducir lo más posible los picos de carga que aparecen justo ai final del largueriHo 15.
Ei iargueriiio 15 es un iargueriiio con forma de T que termina en un panel 1 1 con un alma 17 y un pie 19 que se extiende en ambos lados del alma 17. En su zona de terminación, ei larguerillo 15 tiene una primera sección 31 en la que ei ancho del pie 19 del iargueriiio mantiene su valor normal W1 (es decir el valor fuera de la zona de terminación) en un primer tramo y cambia a un mayor valor
W2 en un segundo tramo con una pendiente angular de o y una segunda sección 33 en la que el pie 19 del larguerillo tiene una anchura constante W2. El alma 17 dei larguerillo tiene una altura decreciente en la zona de terminación a una pendiente constante de β grados (por ejemplo 18°).
En el marco de esta invención, una zona de terminación de larguerillo debe entenderse como una zona dei panel 1 1 donde termina un larguerillo 15 que tiene al menos alguna característica diferencial con respecto al resto del panel 1 1 .
La invención es aplicable también a cualquier otro larguerillo cuya configuración incluya un alma y un pie.
Las principales características de dicha disposición son las siguientes: - Un incremento local del espesor dei revestimiento 13 en la zona de terminación del iargueriiio que se muestra como la zona 20 del panel en las Figuras 3a y 3b. En la zona 20 dei panel el espesor dei revestimiento cambia de un valor A1 ai principio de la zona de terminación del iargueriiio a un valor A2 después de una zona de transición 12, estando comprendido ei incremento en ei rango 10%~25%. Este incremento local se puede hacer mediante la introducción de telas con orientación 0o con ei fin de soportar la carga transferida por el iargueriiio 15 y mediante ei uso de grandes rampas para permitir una transmisión de carga entre el iargueriiio 15 y ei revestimiento 13 tan suave como sea posible. La extensión de la zona de panel 20 está determinada por ios elementos vecinos, como íarguerillos y largueros, y por el espacio requerido para ubicar no sólo las rampas utilizadas para introducir dichas telas, sino también para dejar las holguras requeridas por ei proceso de fabricación y el utillaje.
- La sección segunda 33 del iargueri!So comprende una primera sub- seecíón 35 en la que termina ei alma 17 del larguerilio y una segunda sub- sección 37 sin alma en el larguerilio. Si el alma 17 y el pie 18 del larguerilio terminasen en el mismo lugar, los picos de carga asociados de pelado y de cortadura se superpondrían, causando un gran pico de carga al final del larguerilio 15 que puede iniciar la ruptura de la línea de co-pegado porque la carga final es mayor que la permitida por el adhesivo. Si ei alma 17 del larguerilio y ei pie 19 del larguerilio 19 terminan en lugares diferentes se evita la superposición de ios picos de pelado y de cortadura. Particularmente, el pie 19 del larguerilio se extiende después de la eliminación del alma 17 del larguerilio 17 en una longitud suficientemente grande como para instalar dos filas de remaches anti-peiado.
- El pie 19 y ei alma 17 del larguerilio 15 tienen un espesor decreciente en la zona de terminación. Disminuyen, respectivamente, desde ios valores B1 , C1 a una distancia D1 desde ei borde interior de la zona 20 del panel hasta los valores B2, C2, estando comprendida preferentemente la disminución del espesor del pie 19 en el rango 6Q%-SQ%, estando comprendida preferentemente la disminución del espesor del alma en ei rango 5G%-70% y estando comprendida preferentemente la distancia D1 en el rango 3G-80mm. El espesor del pie disminuye preferentemente con una pendiente menor en dicha primera sección 31 y en dicha primera sub-sección 35 que en dicha segunda sub- sección 37. En ambas reducciones de espesor se usan rampas suaves para transferir la carga del larguerilio 15 ai revestimiento 13 evitando cualquier pico o concentración de carga debido a una reducción brusca de la sección. En cuanto a la reducción del espesor del pie 19 del larguerilio, sólo se dejan ai final del larguerilio 15 telas externas que tienen orientaciones de +/-4S 0 con ei fin de evitar cualquie discontinuidad en la línea de co-pegado.
- Las zonas de unión 25 en la intersección con una costilla de intersección se colocarán en dicha primera sub-sección 35 de la segunda sección 33, teniendo preferentemente sus bordes exteriores a una distancia m ínima D2, comprendida entre 10-20mms del borde exterior de dicha primera sub-sección 35 El lugar donde el alma 17 del larguerilio 15 se elimina por completo se hace
corresponder con la ubicación del pie de la costilla con el fin de usarlo para apoyar el pico de carga de pelado que aparece cuando el alma 17 del larguenllo se elimina por completo. Por otro lado, la anchura incrementada W2 de dicha segunda sección 33 no sólo permite una buena interfaz con el pie de la costilla en términos de distancias m ínimas al borde y holguras de montaje, sino que también contribuye a maximizar el área de co-pegado para distribuir los esfuerzos de cortadura que aparecen en el extremo del pie 19 del larguerilio y reducir el pico de carga de cortadura.
Esta pnmera realización está destinada a una zona de terminación de larguenllo que soporta cargas muy altas.
En el caso de cargas menores y de acuerdo con los análisis dimensionales de tensiones, algunas de las características mencionadas anteriormente, podrían no ser necesarias para reducir las cargas o para suavizar la transmisión de cargas. En este sentido, la invención también se refiere a las realizaciones que se describirán a continuación.
La Figura 4 muestra una disposición de la zona de terminación del larguerilio según otra realización de la presente invención que se diferencia de la primera realización en que la segunda sección 33 no cuenta con una sub- sección 37 sin alma 17 de larguenllo.
La Figura 5 muestra una disposición de la zona de terminación del larguerilio según otra realización de la presente invención que se diferencia de la primera realización en que el ancho del pie 19 del larguerilio cambia de forma lineal en un tramo con la mínima pendiente angular α' compatible con la geometría de la zona de terminación del larguerilio, preferiblemente menor de 8o, desde su valor normal W1 (es decir, el valor fuera de la zona de terminación) al valor incrementado W2' en dicha primera sección 31 y en el que el valor incrementado W2' es el máximo mayor valor compatible con la geometría de la zona de terminación del larguenllo, es decir, dejando una distancia lateral mínima D3 con los bordes internos de la zona 20 de panel con un espesor incrementado.
La Figura 6a muestra una disposición de la zona de terminación del larguerilio según otra realización de la presente invención que se diferencia de la
primera realización en que la altura del alma 17 del larguenllo comienza a disminuir de forma lineal muy cerca del comienzo de la zona de terminación de manera que la pendiente β sea muy baja, preferiblemente menor de 12°.
La Figura 6b muestra una disposición de la zona de terminación del larguerillo según otra realización de la presente invención que se diferencia de la primera realización en que la altura del alma 17 del larguenllo disminuye en dos tramos desde el comienzo de la zona de terminación.
En todas las realizaciones mencionadas anteriormente los límites de la zona de terminación del larguenllo están definidos por la zona 20 con un espesor incrementado en relación con el resto del revestimiento 13.
En otra realización de la invención (no mostrada) la disposición de la zona de terminación del larguerillo se diferencia de la primera realización en que no hay un aumento local del espesor del panel 1 1 en la zona de terminación. En este caso, es el comienzo de la disminución del espesor del pie 19 y del alma 17 de dicho larguerillo 15, el que define el comienzo de la zona de terminación.
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
1 .- Componente de aeronave que comprende al menos un panel (1 1 ) de un material compuesto formado por un revestimiento (13) y ai menos un iargueriilo (15) de refuerzo configurado por un alma (17) y un pie (19) unido a dicho revestimiento (13); teniendo el largueríllo (15) una zona de terminación dentro de dicho panel sometida a un alto nivel de carga; teniendo el iarguerillo (15) un alma (17) de altura decreciente en dicha zona de terminación y un pie (19) con una primera sección (31 ) de ancho variable desde un valor inicial W1 a un valor final W2 y una segunda sección (33) con una anchura W2 en dicha zona de terminación; teniendo el pie (19) y eS alma (17) de dicho iarguerillo (15) un espesor decreciente en dicha zona de terminación para mejorar ia transferencia de carga desde el Iarguerillo (15) ai revestimiento (13).
2.- Componente de aeronave según la reivindicación 1 . en el que:
- dicho revestimiento (13) tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación;
- dicha segunda sección (33) del Iarguerillo (15) comprende una primera sub-sección (35) en la que termina el alma (17) del iarguerillo y una segunda sub-sección (37) sin alma (17) del iarguerillo.
3. - Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 2, en el que:
- el componente de aeronave también comprende una costilla con una zona de intersección con dicho Iarguerillo (15) en dicha zona de terminación;
- las zonas de unión (25) entre dicha costilla y dicho Iarguerillo (15) están colocadas en dicha primera sub-sección.
4. - Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 2~ 3, en el que la pendiente de la disminución del espesor del pie (19) del Iarguerillo en dicha primera sección (31 ) y en dicha primera sub-sección (35) es menor que en dicha segunda sub-sección (37).
5. - Componente de aeronave según ia reivindicación 4, en ei que el decremento de espesor del pie (19) en dicha primera sección (31 ) comienza a una distancia D1 del borde interior de la zona 20 del panel con espesor incrementado comprendida entre 30-60 mm.
6. - Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 2-
5, en el que en dicha primera sección (31 ) la anchura del pie (19) del larguenllo se incrementa Hnealmente a la mínima pendiente (α') compatible con la geometría del componente.
7. ~ Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 2-
6, en el que la altura del alma (17) del larguenllo decrece iinealmente en dicha primera sección (31 ) y en dicha primera sub-sección (35).
8. - Componente de aeronave según ia reivindicación 7, en ei que la altura del alma (17) del larguenllo disminuye a la mínima pendiente (β') posible en la zona de terminación.
9.- Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 2-
6, en el que el alma (17) de larguenllo decrece en uno o más tramos en la zona de terminación.
10. - Componente de aeronave según ia reivindicación 1 en el que el alma (17) del larguenllo termina al final de la zona de terminación y dicho revestimiento (13) tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación.
1 1 . - Componente de aeronave según la reivindicación 10, en el que:
- el componente de aeronave también comprende una costilla con una zona de intersección con dicho larguenllo (15) en dicha zona de terminación;
- las zonas de unión (25) entre dicha costilla y dicho larguenllo (15) están colocadas en la segunda sección (33) de dicha zona de terminación.
12. ~ Componente de aeronave según [a reivindicación 1 , en e\ que dicha segunda sección (33) del larguenllo (15) comprende una primera sub-sección (35) en la que termina el alma (17) del larguenllo y una segunda sub-sección (37) sin alma (17) de larguenllo.
13. - Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -12, en el que el decremento del espesor del alma (17) del íarguerííio en la zona de terminación está comprendido entre el 50-70%.
14. - Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -13, en el que el decremento del espesor del pie (19) del larguenllo en la zona de terminación está comprendido entre el 60-80%.
15.- Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
1 -14, en el que dicho componente de aeronave es un ala de aeronave.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ESP201131711 | 2011-10-24 | ||
| ES201131711A ES2405155B1 (es) | 2011-10-24 | 2011-10-24 | Zonas de terminación de larguerillos optimizadas en componentes de aeronaves |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2013060916A1 WO2013060916A1 (es) | 2013-05-02 |
| WO2013060916A9 true WO2013060916A9 (es) | 2014-04-17 |
Family
ID=47429843
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/ES2012/070733 WO2013060916A1 (es) | 2011-10-24 | 2012-10-22 | Componentes de aeronaves con zonas de terminación de larguerillos optimizadas |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20130101801A1 (es) |
| ES (1) | ES2405155B1 (es) |
| WO (1) | WO2013060916A1 (es) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8974886B2 (en) * | 2012-04-25 | 2015-03-10 | The Boeing Company | Disbond resistant composite stiffener runout |
| US9527575B2 (en) * | 2012-11-26 | 2016-12-27 | The Boeing Company | Multi-box wing spar and skin |
| ES2819076T3 (es) | 2013-04-30 | 2021-04-14 | Airbus Operations Sl | Estructura compuesta para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma |
| US10479475B2 (en) | 2013-08-09 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Composite stringer beam joint structure of an aircraft |
| US10086922B2 (en) * | 2013-11-15 | 2018-10-02 | The Boeing Company | Low stress stiffener runout in Pi bonded structure |
| CN106986046B (zh) * | 2017-04-19 | 2019-09-03 | 北京猎鹰无人机科技有限公司 | 网状机翼的制作方法 |
| GB2565350A (en) | 2017-08-11 | 2019-02-13 | Airbus Operations Ltd | Panel assembly |
| EP3486074B1 (en) * | 2017-11-15 | 2024-04-03 | Airbus Operations S.L. | Composite structure having an integrated support, attachable system comprising the composite structure, and method for manufacturing said composite structure |
| US11180238B2 (en) * | 2018-11-19 | 2021-11-23 | The Boeing Company | Shear ties for aircraft wing |
| US10919256B2 (en) * | 2019-05-09 | 2021-02-16 | The Boeing Company | Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage |
| US10919260B2 (en) * | 2019-05-09 | 2021-02-16 | The Boeing Company | Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage |
| US10913215B2 (en) * | 2019-05-09 | 2021-02-09 | The Boeing Company | Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2866626B1 (fr) | 2004-02-20 | 2006-05-19 | Airbus France | Arret de raidisseur a pentes decalees et panneau muni d'un tel arret |
| GB0708333D0 (en) | 2007-04-30 | 2007-06-06 | Airbus Uk Ltd | Composite structure |
| GB0712553D0 (en) * | 2007-06-29 | 2007-08-08 | Airbus Uk Ltd | Composite panel stiffener |
| DE102007033868B4 (de) * | 2007-07-20 | 2013-01-31 | Airbus Operations Gmbh | Profil mit wenigstens einem Hohlprofilquerschnitt |
| GB0912015D0 (en) * | 2009-07-10 | 2009-08-19 | Airbus Operations Ltd | Stringer |
| ES2392236B1 (es) * | 2010-01-15 | 2013-10-09 | Airbus Operations, S.L. | Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos. |
-
2011
- 2011-10-24 ES ES201131711A patent/ES2405155B1/es active Active
-
2012
- 2012-09-10 US US13/608,509 patent/US20130101801A1/en not_active Abandoned
- 2012-10-22 WO PCT/ES2012/070733 patent/WO2013060916A1/es active Application Filing
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20130101801A1 (en) | 2013-04-25 |
| ES2405155B1 (es) | 2014-09-02 |
| ES2405155A2 (es) | 2013-05-30 |
| WO2013060916A1 (es) | 2013-05-02 |
| ES2405155R1 (es) | 2013-10-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2013060916A9 (es) | Componentes de aeronaves con zonas de terminación de larguerillos optimizadas | |
| EP2848519B1 (en) | Upper joints between outboard wing boxes and wing center sections of aircraft wing assemblies | |
| CN106335629B (zh) | 带有连续整体式一体紧固的上下翼弦区段的机身翼梁结构 | |
| US9145197B2 (en) | Vertically integrated stringers | |
| EP2371706B1 (en) | Torsion box with rib fitting | |
| RU2600416C2 (ru) | Постепенно уменьшающиеся по высоте изогнутые композитные стрингеры и соответствующие панели | |
| KR102024396B1 (ko) | 항공기 날개 조립체의 아웃보드 날개 박스와 중앙 날개부 사이의 하부 조인트 | |
| ES2902069T3 (es) | Deflector para aeronave y método asociado | |
| EP2735503B1 (en) | Modular structural assembly | |
| EP2910365B1 (en) | Composite structural element and torsion box | |
| US20120234978A1 (en) | Load transfer devices at a stringer run-out | |
| US20120001023A1 (en) | Aircraft fuselage made out with composite material and manufacturing processes | |
| EP3293107B1 (en) | Aircraft wings and aircraft including such aircraft wings | |
| CA2723275A1 (en) | Composite and structure, particularly in the aerospace sector | |
| WO2012131137A2 (es) | Fuselaje de aeronave con cuadernas altamente resistentes | |
| EP2651759B1 (en) | Skew-angle radius filler to reduce the risk of delamination of a laminated stringer assembly | |
| EP2626291B1 (en) | Structural joint having continuous skin with inside and outside stringers | |
| EP3446963B1 (en) | Co-cured spar and stringer center wing box | |
| WO2012104463A2 (es) | Revestimiento de cajón de torsión rigidizado con larguerillos no paralelos | |
| EP2634093A1 (en) | Filler panels for aircraft fuel tank coverings | |
| EP2540618B1 (en) | Filler panel for bulkhead to skin joint in integral tanks | |
| US10364017B2 (en) | Structural component | |
| US7677496B2 (en) | Stringer for an aircraft wing and a method of reinforcing thereof | |
| US9434463B2 (en) | Structural component | |
| EP2669185B1 (en) | A securing plate and aircraft structure |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 12806064 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 12806064 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |