WO2016107950A1 - Estructuras compuestas de aeronave rigidizadas con larguerillos - Google Patents
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- B64C5/02—Tailplanes
Definitions
- the present invention relates, in general, to stiffened aircraft structures with stringers and obtained from composite materials, such as fuselage sections, lift surfaces (wings, horizontal tail stabilizers (HTP) or vertical tail stabilizers (VTP) )). More specifically, the invention is preferably applied to a horizontal tail stabilizer (HTP) of the end-to-end type, which includes an improved technique for coupling the termination section of stringers, highly loaded, with ribs, frames or other structural elements. of the structure.
- HTP horizontal tail stabilizer
- An object of the invention is to improve the load transfer at the interface between the ends of stringers and a structural element, in order to:
- Composite stiffening configurations typically require the interruption of some stringers as they approach another structural element, such as beams, ribs, stringers, or frames.
- the end of the stringer called the stringer termination, causes the redistribution of local load between the stringer foot and the lining, potentially causing peeling and peeling defects in the stringer termination, thus causing structural problems.
- Both the fuselage and the support surfaces (HTP, VTP wings) have stringer ends at their interfaces with the frames, beams and ribs.
- a special case is a horizontal glue stabilizer (18) like the one shown in Figure 1, formed by two lateral torsion boxes (4, 4 ') joined together in the central region of the HTP, in which it is provided a central rib (1) as a structural element.
- the central rib (1) consists in this case of an "I" shaped rib having a core (2) and upper and lower flanges (3, 3 '), provided respectively on the upper and lower edges of the core ( 2).
- these upper and lower flanges (3, 3 ') are T-titanium joints screwed or riveted to the core (2) in order to avoid inspection inside the drawer and take advantage of the mechanical properties of titanium alloys, but it is known that titanium is a heavy and expensive material.
- two independent upper lining covers and two independent lower lining covers are provided, respectively, for the first and second torsion drawers (4, 4 '), such that the lining covers are respectively attached to these flanges.
- the lining covers are stiffened by a plurality of stringers (5, 5 ') that end in a termination section near the central rib (1), that is, the terminations are not fixed to the central rib (1). It can be seen that in the central region of the HTP a large number of terminations of highly loaded stringers are concentrated.
- stabilization brackets In some particular cases of stringers with a lot of load, the mounting of stabilization brackets is required to reinforce the joint between the terminations of stringer and the structural element; These squares are riveted or screwed to the stringer and the structural element.
- Figure 2 shows the concepts of coupling terminations typical of the prior art, in which drawing 1A shows a termination section (8) of a T-shaped stringer having a core (6) with a conical end and a foot (7) widened in its extreme section.
- Drawing 2B shows a termination section of a T-shaped stringer attached to a cladding cover (9) and screwed or riveted to a structural element (10) and to the cladding (9) to avoid peeling problems.
- Drawing 2C shows the termination section of an omega stringer screwed to a cladding panel by means of two brackets (1 1, 1 1 ').
- the invention relates to aircraft structures, preferably a horizontal tail stabilizer from end to end, stiffened with stringers and obtained from composite materials, in which a plurality of stringers is joined by a co-curing or covering process. of coating the structure to stiffen it.
- the stringers have a foot and a soul, and a termination section at one end.
- the structural element is preferably a "C” or “I” shaped element having a core and upper and lower flanges at the edges of the core, such that the lining covers of the structure are attached respectively to these flanges
- the structural element is manufactured to incorporate at least one pair of brackets, these brackets being an integral part of the element structural.
- Both the squares and the structural element are obtained as preforms of carbon fiber reinforced plastic (CFRP), which are then co-bonded together.
- CFRP carbon fiber reinforced plastic
- these two elements can be co-bonded, or obtained by a resin transfer molding (RTM) manufacturing process as a part in one piece.
- the squares of the pair of squares are joined to one of the two lateral surfaces of the structural soul element, and are arranged transversely with respect to the soul.
- the squares are configured and arranged relatively with respect to each other so that a stringer termination can be fitted within the defined space between the two squares of the same pair. Additionally, these brackets are configured and arranged relatively to define an interface surface that coincides with a surface of a stringer foot in its termination section, so that a stringer termination section can be sandwiched between a part of the brackets and the lining cover. Additionally, the leg of the stringer can be co-curled or attached to the squares and to the covering cover.
- the brackets of said pair of brackets are additionally configured and relatively arranged with respect to each other to copy an outer surface of the stringer core at its termination, so that the stringer termination fits tightly within the pair of brackets and that part of the soul is also attached to the two squads.
- the technical effect of having a pair of brackets configured and arranged to copy the cross-sectional shape of the stringer termination is that a larger interface area is obtained between the stringer termination, the cladding cover and the structural element, in such a way that the transfer or distribution of load between these three elements is increased, taking into account that the squares are an integral part of the structural element. Additionally, since a part of the leg of the stringer is sandwiched between a part of the squares and the lining cover, peeling or peeling problems are avoided on completion.
- a preferred embodiment of the structure described above according to the invention is a horizontal tail stabilizer (HTP) from end to end for an aircraft.
- HTP horizontal tail stabilizer
- These tips are shown in drawing 1A, in which it can be seen that the HTP (18) has a left tip (19) and a right tip (19 '), the term Point to Tip meaning that the upper and lower liner covers of the HTP are obtained from a composite material as a unitary body, for example by means of an automated manufacturing process of compound, such that the upper and lower lining covers extend continuously from a point (or near said tip) to the other end (or near that tip) of the HTP.
- the horizontal tail stabilizer comprises a first and second lateral torsion drawers joined together in a central region of the horizontal tail stabilizer, and arranged symmetrically with respect to the axis of symmetry of the horizontal tail stabilizer.
- the central rib of the HTP is manufactured to have a first set of pairs of squares on a lateral surface of its soul, and a second group of pairs of squares on the other lateral surface of its soul.
- the termination section of each stringer of the upper and lower liner covers is individually fitted within a pair of brackets.
- the upper and lower lining covers are attached respectively to the upper and lower flanges of the central rib.
- the invention is preferably applicable to structures that include stiffened covers with omega stringers, but can also be applied to stiffened covers with T stringers.
- Figure 1 shows in drawing A a perspective view of the rear section of an aircraft that includes a horizontal tail stabilizer (HTP), and drawing B shows a schematic cross-sectional view of a central section of a HTP according to the prior art.
- HTP horizontal tail stabilizer
- FIG. 1 shows typical termination couplings of the prior art.
- Figure 3.- shows a perspective view of a part of a structure according to the invention.
- Figure 4 shows a top plan view of a central area of an HTP structure according to the invention.
- Figure 5 shows a schematic cross-sectional view of a central section of an HTP according to the invention.
- Figure 6.- shows a cross-sectional view in elevation of several alternatives 1, 2, 3 of squad designs for coupling terminations and a cladding cover.
- the figure shows the interface surfaces copegated or co-curled between squares, the core and / or the stringer foot, and the cladding cover.
- Figure 7.- shows corresponding elevation views and top plan views of the integration process of the squares with a structural element, for a stiffened lining with three stringers and for the three configurations 1, 2 and 3.
- Figure 8 shows in the drawing A a representation similar to Figure 3 without the stringers, but including external squares.
- Drawing B is a perspective view of these external squares.
- Figure 9 shows, in a representation similar to Figure 8, an embodiment preferred that it has external brackets with common upper flanges between consecutive pairs of brackets.
- Figure 10 shows, in a representation similar to Figure 8, a preferred embodiment having external brackets with common lower flanges between consecutive pairs of brackets.
- FIGS 3, 4 and 5 show a preferred embodiment of a composite structure for stiffened aircraft with stringers, in particular a horizontal tail stabilizer (HTP) for an aircraft, in which the HTP has a Point-to-Point configuration, and comprises a first and second lateral torsion drawers (4.4 ') joined together in a central region of the HTP, in which a central rib (1) is arranged along the axis of symmetry (X) of the horizontal stabilizer of tail.
- HTP horizontal tail stabilizer
- X axis of symmetry
- Top and bottom liner covers (12, 12 ') obtained from a composite material such as a unit body (as shown in Figure 5), extend continuously from one end to the other end of the HTP (or near of said tips), and are connected respectively to upper and lower flanges (3, 3 ') of the central rib (1).
- a plurality of omega stringers (5, 5 ') is provided in each torsion box (4, 4') to stiffen the upper and lower liner covers (12, 12 ') in a known manner. That is to say, there is a first group of stringers for the left part of the upper covering covering, a second group of stringers for the right part of the upper covering covering, a third group of stringers for the left part of the covering covering. bottom, and a fourth group of stringers for the right part of the bottom lining deck.
- Each torsion box (4, 4 ') is formed, respectively, by front and rear stringers (19, 20), (19', 20 ') that are joined at their inner ends, as shown in Figure 4 .
- a first group of square pairs (13a, 13b) is integrally formed in a lateral surface of the central rib core (2), and a second group of pairs of squads (13'a, 13'b) is formed integrally on the other side surface of said soul (2).
- the number of pairs of squares is the same as the number of stringers, and the pairs of squares are located in the central rib, such that each stringer termination section is received within a pair of squares as shown in Figure 4.
- This configuration of pairs of squares and central rib is shown in Figures 3 and 4 for the lower covering cover of the HTP, but for the upper covering cover of the structure the same configuration and arrangement of the components.
- the central rib (1), including its pairs of squares, is a symmetrical body, as shown in Figure 4.
- Each pair of squares (13a, 13b) is formed by two individual squares (13a, 13a '), (13b, 13b'), which are configured and arranged together to copy the cross-sectional shape of the stringer termination, of such that when a stringer termination is located within the pair of brackets, the interface surfaces between the two elements are defined both in the stringer core and in the foot, as more clearly shown in the configuration 1 of the figure 6.
- the interface surfaces between the two elements are defined both in the stringer core and in the foot, as more clearly shown in the configuration 1 of the figure 6.
- only interface surfaces with the stringer foot are provided.
- brackets (13b ', 13a) of consecutive pairs of brackets (13a, 13b) are configured to have a common flange (14) located in one of the flanges (3 , 3 ') of the central rib (1) and attached to it.
- the brackets are additionally configured and arranged to define a separation with respect to the lining cover (12), such that the stringer foot is inserted in said separation and sandwiched between the bottom of the squares and the lining cover. All these elements are co-curated, co-attached or linked by an RTM process.
- external brackets (15b ', 15a) are applied to reinforce the joint between the brackets and the central rib (1), such that these outer brackets are configured to copy the outer surface of the squares, as clearly shown in Figure 8A, and to have upper and lower flanges (16, 17) overlapped with the core of the central rib and with the common flange (14), respectively .
- adjacent brackets of consecutive pairs of brackets are configured to have a common upper flange (16 ') extending over a lateral surface of the central rib core (2).
- adjacent brackets of consecutive pairs of brackets are configured to have a common lower flange (17 ') extending over the central rib flange (3).
- the invention is capable of reducing manufacturing costs and times by integrating a one-step process, the copying of difficult geometries by the squares, such as the arrow and dihedral angles of the HTP, as shown for example, in the central rib of the TTP drawer concept of the Drawer-to-Drawer HTP in Figure 4.
- the squares of the pairs of squares and the external squares can be integrated directly into the central rib by means of co-curing (if all parts are pre-impregnated), or co-stuck (a cured part / a fresh part), or by RTM / wet prepreg, but can also be mounted by traditional riveting.
- the preferred alternative in terms of cost and manufacturing time is to copegar the structural element (rib, frame or beam) as a hard part, and integrate the structural concept of stabilization brackets with the set of stringer and cladding parts by means of ATL with prepreg fresh in a single-stage curing cycle, but nevertheless, co-curated and riveted options are feasible.
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Abstract
La presente invención se refiere a una técnica para el acoplamiento de la sección de terminación de larguerillos (5) con costillas, cuadernas u otros elementos estructurales (2). Un elemento estructural de una estructura de material compuesto para aeronave comprende al menos un par de escuadras (13a, 13a') formadas integralmente con el elemento estructural, en el cual las escuadras están configuradas, y dispuestas relativamente entre sí, para copiar la forma de la sección transversal de la sección de terminación de larguerillo, de tal modo que cuando una sección de terminación de un larguerillo esté situada dentro de un espacio definido entre las escuadras, el pie de larguerillo esté emparedado en su sección de terminación entre una parte de las escuadras y la cubierta de revestimiento (12, 12'). Se aumenta la transferencia de carga en la interfaz entre las terminaciones de larguerillos y el elemento estructural, y se minimizan los problemas de despegado o pelado en la sección de terminación de larguerillo. La invención se aplica preferiblemente a un estabilizador horizontal de cola que tenga unas cubiertas de revestimiento superior e inferior (12, 12') obtenidas como órganos unitarios.
Description
ESTRUCTURAS COMPUESTAS DE AERONAVE RIGIDIZADAS CON
LARGUERILLOS
DESCRIPCIÓN
Objeto de la invención
La presente invención se refiere, en general, a estructuras de aeronave rigidizadas con larguerillos y obtenidas a partir de materiales compuestos, tales como secciones de fuselaje, superficies de sustentación (alas, estabilizadores horizontales de cola (HTP) o estabilizadores verticales de cola (VTP)). Más específicamente, la invención se aplica preferentemente a un estabilizador horizontal de cola (HTP) del tipo punta a punta, que incluye una técnica mejorada para el acoplamiento de la sección de terminación de larguerillos, altamente cargados, con costillas, cuadernas u otros elementos estructurales de la estructura.
Un objeto de la invención es mejorar la transferencia de carga en la interfaz entre las terminaciones de larguerillos y un elemento estructural, con el fin de:
- Retrasar o evitar el pelado o despegado del pie del larguerillo en su sección de terminación,
- Reducir al mínimo el tiempo de montaje y el coste de fabricación. Antecedentes de la invención
Las configuraciones compuestas de rigidización de revestimiento normalmente requieren la interrupción de algunos larguerillos a medida que se acercan a otro elemento estructural, tal como vigas, costillas, largueros, o cuadernas. El extremo del larguerillo, denominado terminación del larguerillo, provoca la redistribución de carga local entre el pie del larguerillo y el revestimiento, lo que potencialmente producirá defectos de pelado y despegado en la terminación del larguerillo, causando de esta manera problemas estructurales.
Tanto las superficies de fuselaje como las de sustentación (alas HTP, VTP) tienen terminaciones de larguerillo en sus interfaces con las cuadernas, vigas y costillas. Un caso especial es un estabilizador horizontal de cola (18) como el que se muestra en la figura 1 , formado por dos cajones de torsión laterales (4, 4') unidos entre sí en la región central del HTP, en el cual se proporciona una costilla central (1) como elemento estructural.
La costilla central (1) consiste en este caso en una costilla en forma de "I" que tiene un alma (2) y unas bridas superior e inferior (3, 3'), proporcionadas respectivamente en los bordes superior e inferior del alma (2). Convencionalmente, estas bridas superior e inferior (3, 3') son uniones de titanio en T atornilladas o remachadas al alma (2) a fin de evitar la inspección dentro del cajón y aprovechar las propiedades mecánicas de las aleaciones de titanio, pero es sabido que el titanio es un material pesado y caro.
Adicionalmente, se proporcionan dos cubiertas de revestimiento superiores independientes y dos cubiertas de revestimiento inferiores independientes, respectivamente, para el primer y segundo cajones de torsión (4, 4'), de tal manera que las cubiertas de revestimiento estén respectivamente unidas a estas bridas. Las cubiertas de revestimiento están rigidizadas por una pluralidad de larguerillos (5, 5') que finalizan en una sección de terminación cerca de la costilla central (1), es decir, las terminaciones no están fijadas a la costilla central (1). Puede observarse que en la región central del HTP se concentra un gran número de terminaciones de larguerillos altamente cargados.
Las soluciones conocidas para evitar o mitigar los problemas anteriormente mencionados de pelado y despegado en paneles compuestos cocurados o copegados rigidizados con larguerillos, se basan en una combinación de las siguientes técnicas: pie del larguerillo más ancho, remachado del pie del larguerillo y el revestimiento, y pie del larguerillo alargado hasta la interfaz con la parte estructural para remachar todas las partes entre sí.
En algunos casos particulares de larguerillos con mucha carga, se requiere el montaje de escuadras de estabilización para reforzar la unión entre las terminaciones
de larguerillo y el elemento estructural; estas escuadras están remachadas o atornilladas al larguerillo y al elemento estructural.
La Figura 2 muestra los conceptos de acoplamiento de terminaciones típicos de la técnica anterior, en la cual el dibujo 1A muestra una sección de terminación (8) de un larguerillo en forma de T que tiene un alma (6) con un extremo cónico y un pie (7) ensanchado en su sección extrema. El dibujo 2B muestra una sección de terminación de un larguerillo en forma de T unida a una cubierta de revestimiento (9) y atornillada o remachada a un elemento estructural (10) y al revestimiento (9) para evitar problemas de despegado. El dibujo 2C muestra la sección de terminación de un larguerillo en omega atornillada a un panel de revestimiento por medio de dos escuadras (1 1 , 1 1 ').
Existe la necesidad en este campo técnico de soluciones mejoradas para evitar o retrasar los problemas de despegado o pelado en terminaciones de larguerillos altamente cargados, sin aumentar significativamente el tiempo de montaje y el coste de fabricación de estas estructuras.
Resumen de la invención
La invención se refiere a estructuras de aeronaves, preferiblemente un estabilizador horizontal de cola de punta a punta, rigidizado con larguerillos y obtenido a partir de materiales compuestos, en el cual se une una pluralidad de larguerillos por un proceso de cocurado o de copegado a cubiertas de revestimiento de la estructura para rigidizar la misma. Los larguerillos tienen un pie y un alma, y una sección de terminación en uno de sus extremos.
El elemento estructural preferiblemente es un elemento en forma de "C" o de "I" que tiene un alma y unas bridas superior e inferior en los bordes del alma, de tal modo que las cubiertas de revestimiento de la estructura estén unidas respectivamente a estas bridas.
De acuerdo con la invención, el elemento estructural se fabrica para incorporar al menos un par de escuadras, siendo estas escuadras una parte integral del elemento
estructural. Tanto las escuadras como el elemento estructural se obtienen como preformas de plástico reforzado con fibra de carbono (CFRP), que luego se cocuran juntas. Alternativamente, estos dos elementos pueden copegarse, u obtenerse por un proceso de fabricación de moldeo por transferencia de resina (RTM) como una parte en una pieza.
Las escuadras del par de escuadras se unen a una de las dos superficies laterales del elemento de alma estructural, y están dispuestas transversalmente con respecto al alma.
Las escuadras están configuradas y dispuestas relativamente las unas con respecto a las otras de modo que pueda encajarse una terminación de larguerillo dentro del espacio definido entre las dos escuadras del mismo par. Adicionalmente, estas escuadras están configuradas y dispuestas relativamente para definir una superficie de interfaz que coincida con una superficie de un pie de larguerillo en su sección de terminación, de modo que una sección de terminación de larguerillo pueda estar emparedada entre una parte de las escuadras y la cubierta de revestimiento. Adicionalmente, el pie del larguerillo puede cocurarse o copegarse a las escuadras y a la cubierta de revestimiento.
Preferiblemente, las escuadras de dicho par de escuadras están configuradas adicionalmente y dispuestas relativamente las unas con respecto a las otras para copiar una superficie exterior del alma del larguerillo en su terminación, de modo que la terminación del larguerillo ajuste firmemente dentro del par de escuadras y esa parte del alma también esté unida a las dos escuadras.
El efecto técnico de tener un par de escuadras configuradas y dispuestas para copiar la forma de la sección transversal de la terminación del larguerillo es que se obtiene un área de interfaz más grande entre la terminación del larguerillo, la cubierta de revestimiento y el elemento estructural, de tal modo que se aumenta la transferencia o distribución de carga entre estos tres elementos, teniendo en cuenta que las escuadras son una parte integral del elemento estructural. Adicionalmente, puesto que una parte del pie del larguerillo está emparedada entre una parte de las escuadras y la cubierta de revestimiento, se evitan problemas de despegado o pelado
en la terminación.
Una realización preferida de la estructura anteriormente descrita de acuerdo con la invención es un estabilizador horizontal de cola (HTP) de Punta a Punta para una aeronave. Estas puntas se muestran en el dibujo 1A, en el que puede observarse que el HTP (18) tiene una punta izquierda (19) y una punta derecha (19'), significando el término Punta a Punta que las cubiertas de revestimiento superior e inferior del HTP se obtienen a partir de un material compuesto como un cuerpo unitario, por ejemplo por medio de un proceso de fabricación automatizado de compuesto, de tal modo que las cubiertas de revestimiento superior e inferior se extiendan continuamente desde una punta (o cerca de dicha punta) hasta la otra punta (o cerca de dicha punta) del HTP.
El estabilizador horizontal de cola comprende un primer y segundo cajones de torsión laterales unidos entre sí en una región central del estabilizador horizontal de cola, y dispuestos simétricamente con respecto al eje de simetría del estabilizador horizontal de cola.
La costilla central del HTP se fabrica para tener un primer grupo de pares de escuadras en una superficie lateral de su alma, y un segundo grupo de pares de escuadras en la otra superficie lateral de su alma. La sección de terminación de cada larguerillo de las cubiertas de revestimiento superior e inferior está encajada individualmente dentro de un par de escuadras. Las cubiertas de revestimiento superior e inferior están unidas respectivamente a las bridas superior e inferior de la costilla central.
La invención es preferiblemente aplicable a estructuras que incluyan cubiertas rigidizadas con larguerillos en omega, pero también puede aplicarse a cubiertas rigidizadas con larguerillos en T.
Breve descripción de los dibujos
En lo que sigue las realizaciones preferidas de la invención se describirán con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:
La Figura 1.- muestra en el dibujo A una vista en perspectiva de la sección trasera de una aeronave que incluye un estabilizador horizontal de cola (HTP), y el dibujo B muestra una representación esquemática vista en sección transversal de una sección central de un HTP de acuerdo con la técnica anterior.
La Figura 2.- muestra unos acoplamientos de terminación típicos de la técnica anterior.
La Figura 3.- muestra una vista en perspectiva de una parte de una estructura de acuerdo con la invención.
La Figura 4.- muestra es una vista en planta superior de una zona central de una estructura de HTP de acuerdo con la invención.
La Figura 5.- muestra una representación esquemática vista en sección transversal de una sección central de un HTP de acuerdo con la invención.
La Figura 6.- muestra una vista en sección transversal en alzado de varias alternativas 1 , 2, 3 de diseños de escuadra para acoplar terminaciones y una cubierta de revestimiento. La figura muestra las superficies de interfaz copegadas o cocuradas entre escuadras, el alma y/o el pie de larguerillo, y la cubierta de revestimiento.
La Figura 7.- muestra unas correspondientes vistas en alzado y unas vistas en planta superior del proceso de integración de las escuadras con un elemento estructural, para un revestimiento rigidizado con tres largueros y para las tres configuraciones 1 , 2 y 3.
La Figura 8.- muestra en el dibujo A una representación similar a la figura 3 sin los larguerillos, pero incluyendo escuadras externas. El dibujo B es una vista en perspectiva de estas escuadras externas.
Figura 9.- muestra, en una representación similar a la figura 8, una realización
preferida que tiene escuadras externas con bridas superiores comunes entre pares consecutivos de escuadras.
La Figura 10.- muestra, en una representación similar a la figura 8, una realización preferida que tiene escuadras externas con bridas inferiores comunes entre pares consecutivos de escuadras.
Realización preferida de la invención
Las figuras 3, 4 y 5 muestran una realización preferida de una estructura de material compuesto para aeronave rigidizada con larguerillos, en particular un estabilizador horizontal de cola (HTP) para una aeronave, en el cual el HTP tiene una configuración de Punta a Punta, y comprende un primer y segundo cajones de torsión laterales (4,4') unidos entre sí en una región central del HTP, en el cual una costilla central (1) está dispuesta a lo largo del eje de simetría (X) del estabilizador horizontal de cola. Unas cubiertas de revestimiento superior e inferior (12, 12') obtenidas a partir de un material compuesto como un cuerpo unitario (tal como se muestra en la figura 5), se extienden continuamente desde una punta hasta la otra punta del HTP (o cerca de dichas puntas), y están unidas respectivamente a unas bridas superior e inferior (3, 3') de la costilla central (1). Convencionalmente, se proporciona una pluralidad de larguerillos en omega (5, 5') en cada cajón de torsión (4, 4') para rigidizar las cubiertas de revestimiento superior e inferior (12, 12') de una manera conocida. Es decir, hay un primer grupo de larguerillos para la parte izquierda de la cubierta superior de revestimiento, un segundo grupo de larguerillos para la parte derecha de la cubierta de revestimiento superior, un tercer grupo de larguerillos para la parte izquierda de la cubierta de revestimiento inferior, y un cuarto grupo de larguerillos para la parte derecha de la cubierta de revestimiento inferior.
Cada cajón de torsión (4, 4') está formado, respectivamente, por unos largueros delanteros y traseros (19, 20), (19', 20') que están unidos en sus extremos interiores, tal como se muestra en la figura 4.
Un primer grupo de pares de escuadras (13a, 13b) está formado integralmente en una superficie lateral del alma de costilla central (2), y un segundo grupo de pares de
escuadras (13'a, 13'b) está formado integralmente en la otra superficie lateral de dicha alma (2). El número de pares de escuadras es el mismo que el número de larguerillos, y los pares de escuadras están situados en la costilla central, de tal modo que cada sección de terminación de larguerillo esté recibida dentro de un par de escuadras tal como se muestra en la figura 4. Esta configuración de pares de escuadras y de costilla central se muestra en las figuras 3 y 4 para la cubierta de revestimiento inferior del HTP, pero para la cubierta de revestimiento superior de la estructura se ofrecen la misma configuración y disposición de los componentes. La costilla central (1), incluyendo sus pares de escuadras, es un cuerpo simétrico, tal como se muestra en la figura 4.
Cada par de escuadras (13a, 13b) está formado por dos escuadras individuales (13a, 13a'), (13b, 13b'), que están configuradas y dispuestas entre sí para copiar la forma de sección transversal de la terminación de larguerillo, de tal modo que cuando una terminación de larguerillo esté situada dentro del par de escuadras, las superficies de interfaz entre los dos elementos estén definidas tanto en el alma del larguerillo como en el pie, tal como se muestra más claramente en la configuración 1 de la figura 6. En las configuraciones alternativas 2 y 3 de la figura 6, sólo se proporcionan superficies de interfaz con el pie de larguerillo.
Adicionalmente, tal como se muestra más claramente en la figura 3, las escuadras adyacentes (13b', 13a) de pares consecutivos de escuadras (13a, 13b) están configuradas para tener una brida común (14) situada en una de las bridas (3, 3') de la costilla central (1) y unida a la misma. También como se muestra en la figura 3, las escuadras están configuradas y dispuestas adicionalmente para definir una separación con respecto a la cubierta de revestimiento (12), de tal modo que el pie de larguerillo esté insertado en dicha separación y emparedado entre la parte inferior de las escuadras y la cubierta de revestimiento. Todos estos elementos están cocurados, copegados o unidos por un proceso de RTM.
Cabe señalar que al copiar las escuadras integradas la superficie del alma y/o pie de larguerillo en omega en el área de terminación, se aumenta la transferencia de carga entre los elementos involucrados, y se estabiliza esta región de la estructura.
Tal como se muestra en la figura 6, para otras aplicaciones prácticas se prevén diversas configuraciones de escuadras 1 , 2, 3 para su integración en la preforma principal de costilla o cuaderna. En la configuración 1 las escuadras tienen unas bridas verticales y horizontales y una brida oblicua entre las mismas, de tal modo que copien el alma y el pie de un larguerillo en omega. En el caso de las configuraciones 2 y 3, las escuadras tienen una sección transversal en forma de L que tiene solamente bridas verticales y horizontales para hacer contacto sólo con el pie del larguerillo. Esta última configuración también es adecuada para larguerillos en forma de T tal como se representa en la configuración 3.
Si se necesita más estabilización, en las realizaciones preferidas de las figuras 7 a 10 se aplican unas escuadras externas (15b', 15a) para reforzar la unión entre las escuadras y la costilla central (1), de tal modo que estas escuadras externas estén configuradas para copiar la superficie externa de las escuadras, tal como se muestra claramente en la figura 8A, y para tener unas bridas superior e inferior (16, 17) solapadas con el alma de costilla central y con la brida común (14), respectivamente.
En la realización de la figura 9, las escuadras adyacentes de pares consecutivos de escuadras están configuradas para tener una brida superior común (16') que se extiende sobre una superficie lateral del alma de costilla central (2).
En la realización de la figura 10, las escuadras adyacentes de pares consecutivos de escuadras están configuradas para tener una brida inferior común (17') que se extiende sobre la brida de costilla central (3).
La invención es capaz de reducir costes y tiempos de fabricación por medio de la integración de un proceso de un solo paso, la copia de geometrías difíciles por parte de las escuadras, tales como los ángulos de flecha y de diedro del HTP, como se muestra por ejemplo en la costilla central del concepto de cajón de torsión del HTP de Cajón a Cajón de la figura 4.
Las escuadras de los pares de escuadras y las escuadras externas pueden integrarse directamente en la costilla central por medio de cocurado (si se preimpregnan todas las partes), o copegado (una parte curada/una parte fresca), o por
RTM/preimpregnación en húmedo, pero también pueden montarse por medio de remachado tradicional.
La alternativa preferida en términos de coste y tiempo de fabricación es copegar el elemento estructural (costilla, cuaderna o viga) como parte dura, e integrar el concepto estructural de escuadras de estabilización con el conjunto de partes de larguerillo y de revestimiento mediante ATL con preimpregnación en fresco en un ciclo de curado de una sola etapa, pero, no obstante, son factibles las opciones cocuradas y remachadas.
Otras realizaciones preferidas de la presente invención se describen en las reivindicaciones dependientes adjuntas y en las múltiples combinaciones de estas reivindicaciones.
Claims
1.- Un estabilizador horizontal de cola para una aeronave, comprendiendo el estabilizador horizontal de cola: un primer y un segundo cajones de torsión laterales unidos entre sí en una zona central del estabilizador horizontal de cola y dispuestos simétricamente con respecto al eje de simetría del estabilizador horizontal de cola, una costilla central obtenida a partir de un material compuesto y dispuesta a lo largo del eje de simetría del estabilizador horizontal de cola, teniendo la costilla central un alma y unas bridas superior e inferior en los bordes superior e inferior del alma, unas cubiertas de revestimiento superior e inferior obtenidas a partir de un material compuesto como un cuerpo unitario que se extiende desde una punta hasta la otra punta del estabilizador horizontal de cola, en el cual las cubiertas de revestimiento superior e inferior están unidas respectivamente a las bridas superior e inferior de la costilla central, un primer grupo de larguerillos unidos a la cubierta de revestimiento superior y un segundo grupo de larguerillos unidos a la cubierta de revestimiento inferior, en el cual los larguerillos se obtienen a partir de un material compuesto, y tienen un pie y un alma y una sección de terminación en uno de sus extremos, caracterizado porque la costilla central tiene al menos un primer par de escuadras en una superficie lateral de su alma, y al menos un segundo par de escuadras en la otra superficie lateral de su alma, y en el cual las escuadras están formadas integralmente con la costilla central, y están dispuestas transversalmente con respecto al alma de la misma, en el cual las escuadras de cada par de escuadras están configuradas y dispuestas relativamente entre sí para definir una superficie de interfaz coincidente con la forma de una superficie de un pie de larguerillo en su sección de terminación,
y en el cual cada par de escuadras recibe una sección de terminación de larguerillo, y en el cual el pie de larguerillo está unido en su sección de terminación a una parte de las escuadras y las cubiertas de revestimiento superior o inferior, y emparedado entre las mismas.
2. - Un estabilizador horizontal de cola de acuerdo con la reivindicación 1 , en el cual las escuadras tienen una brida vertical y una brida horizontal con respecto al eje longitudinal de la costilla central, y en el cual el pie de larguerillo en su sección de terminación está unido y emparedado entre la brida horizontal de las escuadras y la cubierta de revestimiento superior o inferior.
3. - Un estabilizador horizontal de cola de acuerdo con la reivindicación 1 ó 2, en el cual las escuadras de dicho par de escuadras están configuradas y dispuestas adicionalmente entre sí para definir una superficie de interfaz coincidente con la superficie exterior del alma de larguerillo y el pie de larguerillo en su sección de terminación, y en el cual el alma de larguerillo está unida a las escuadras en una parte de su sección de terminación.
4. - Un estabilizador horizontal de cola de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el cual los larguerillos son larguerillos en forma de omega o larguerillos en forma de T.
5. - Un estabilizador horizontal de cola de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el cual las escuadras se cocuran, counen o remachan con la costilla central durante su proceso de fabricación.
6. - Un estabilizador horizontal de cola de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el cual las escuadras adyacentes de los pares consecutivos de escuadras están configuradas para tener una brida común situada sobre una de las bridas de la costilla central y unida a la misma.
7. - Un estabilizador horizontal de cola de acuerdo con la reivindicación 6, que comprende adicionalmente escuadras externas que unen las escuadras y la costilla central, en el cual estas escuadras externas están configuradas para copiar la
superficie externa de las escuadras y para tener unas pestañas superior e inferior que se solapan respectivamente con el alma de costilla central y con la brida común.
8.- Un estabilizador horizontal de cola de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el cual dichas cubiertas superior e inferior se han obtenido por un proceso automatizado de fabricación de compuestos como un cuerpo unitario.
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113428346A (zh) * | 2021-06-16 | 2021-09-24 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 一种基于h型翼梁增强的复合材料整体尾翼、制造方法及成型模具 |
| US12466538B1 (en) * | 2024-07-10 | 2025-11-11 | The Boeing Company | Airfoil coupling systems and methods |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10696373B2 (en) * | 2016-09-13 | 2020-06-30 | The Boeing Company | Aircraft wings and aircraft including such aircraft wings |
| US10745103B2 (en) * | 2017-05-31 | 2020-08-18 | The Boeing Company | Aircraft, aircraft wings and associated shear ties |
| CN108090265B (zh) * | 2017-12-08 | 2021-05-25 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机机身普通框在弯曲载荷下的应力计算方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1918193A1 (en) * | 2006-10-31 | 2008-05-07 | Airbus Espana, S.L. | Integrated composite skin for aircraft mid-box lifting surfaces |
| EP1942052A1 (en) * | 2006-12-13 | 2008-07-09 | The Boeing Company | Rib support for wing panels |
| US20090159742A1 (en) * | 2007-12-21 | 2009-06-25 | Gonzalo Ramirez Blanco | Lifting structure for aircraft |
| US20100108810A1 (en) * | 2008-10-30 | 2010-05-06 | Abel Lobo Barros | Integration system for lifting surfaces semi-parts in aircrafts |
| EP2353997A2 (en) * | 2010-01-15 | 2011-08-10 | Airbus Operations S.L. | Joining arrangement for the lateral boxes of a horizontal tail stabiliser with a tubular central box and manufacturing method for said box |
| US20130020440A1 (en) * | 2010-03-25 | 2013-01-24 | Airbus Operations, S L. | Structure for joining torsion boxes in an aircraft using a triform fitting made from non-metallic composite materials |
| US20140209744A1 (en) * | 2013-01-26 | 2014-07-31 | The Boeing Company | Box Structures for Carrying Loads and Methods of Making the Same |
-
2014
- 2014-12-30 EP EP14382586.7A patent/EP3040268A1/en not_active Withdrawn
-
2015
- 2015-12-28 WO PCT/ES2015/070955 patent/WO2016107950A1/es not_active Ceased
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1918193A1 (en) * | 2006-10-31 | 2008-05-07 | Airbus Espana, S.L. | Integrated composite skin for aircraft mid-box lifting surfaces |
| EP1942052A1 (en) * | 2006-12-13 | 2008-07-09 | The Boeing Company | Rib support for wing panels |
| US20090159742A1 (en) * | 2007-12-21 | 2009-06-25 | Gonzalo Ramirez Blanco | Lifting structure for aircraft |
| US20100108810A1 (en) * | 2008-10-30 | 2010-05-06 | Abel Lobo Barros | Integration system for lifting surfaces semi-parts in aircrafts |
| EP2353997A2 (en) * | 2010-01-15 | 2011-08-10 | Airbus Operations S.L. | Joining arrangement for the lateral boxes of a horizontal tail stabiliser with a tubular central box and manufacturing method for said box |
| US20130020440A1 (en) * | 2010-03-25 | 2013-01-24 | Airbus Operations, S L. | Structure for joining torsion boxes in an aircraft using a triform fitting made from non-metallic composite materials |
| US20140209744A1 (en) * | 2013-01-26 | 2014-07-31 | The Boeing Company | Box Structures for Carrying Loads and Methods of Making the Same |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113428346A (zh) * | 2021-06-16 | 2021-09-24 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 一种基于h型翼梁增强的复合材料整体尾翼、制造方法及成型模具 |
| CN113428346B (zh) * | 2021-06-16 | 2022-05-10 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 一种基于h型翼梁增强的复合材料整体尾翼、制造方法及成型模具 |
| US12466538B1 (en) * | 2024-07-10 | 2025-11-11 | The Boeing Company | Airfoil coupling systems and methods |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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