LÓPEZ-REINA TORRIJOS, José Ignacio (C/ Camerún nº 2, P2 5, Getafe Madrid, E-28907, ES)
| REIVINDICACIONES Dispositivo (1 ) para la instalación de un componente (2) conductor sobre una estructura (3) realizada en material compuesto, comprendiendo el interior de dicha estructura (3) una sustancia iniciable, caracterizado porque comprende un elemento de instalación (4) sobre el que se coloca el componente (2) conductor, un elemento de inserción (5) conductor, a través del cual el elemento de instalación (4) se une a la estructura (3) de material compuesto por su parte interior, una capa conductora (6), dispuesta en la parte exterior del elemento de instalación (4), y un elemento de sujeción (7) conductor que une la estructura (3) y el elemento de instalación (4) con el elemento de inserción (5) y la capa conductora (6), de tal forma que el dispositivo (1 ) define un camino de corriente de baja impedancia a través de la capa conductora (6) y del elemento de inserción (5), a través del cual se disipa la energía procedente de una descarga atmosférica sobre el componente (2) o sobre la estructura (3), manteniéndose aislada la cara interior de la estructura (3). Dispositivo (1 ) según la reivindicación 1 , en el que el elemento de inserción (5) comprende un anillo (51 ) y un elemento (52), ambos conductores. Dispositivo (1 ) según la reivindicación 1 ó 2, en el que el anillo (51 ) es de níquel. Dispositivo (1 ) según la reivindicación 1 ó 2, en el que el anillo (51 ) está realizado de una lámina metalizada de cobre expandido. Dispositivo (1 ) según la reivindicación 2, en el que el elemento (52) es una arandela. 6. Dispositivo (1 ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el elemento de sujeción (7) comprende un remache (71 ) conductor. 7. Dispositivo (1 ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la capa conductora (6) es una malla realizada en bronce. 8. Dispositivo (1 ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el elemento de instalación (4) es metálico o está realizado en material compuesto. 9. Dispositivo (1 ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la estructura (3) es de un material altamente resistivo. 10. Dispositivo (1 ) según la reivindicación 9, en el que la estructura (3) es de poli-eter-eter-cetona, reforzada con un 30% de fibra de carbono. 1 1 . Dispositivo (1 ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende además unos elementos de sellado (8) que cierran a estanqueidad las estructuras (3) y evitan la desgasificación, comprendiendo estos elementos de sellado (8) una junta de sellado (81 ) y un sellante (82). 12. Aeronave que comprende un dispositivo (1 ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores. 13. Aeronave según la reivindicación 13, en la que el componente (2) pertenece a un equipo de la aeronave expuesto a descargas atmosféricas, estando este equipo instalado sobre el revestimiento de un tanque de combustible. |
CAMPO DE LA INVENCION
La presente invención se refiere a un dispositivo para la instalación de componentes conductores en estructuras, en particular en estructuras aeronáuticas realizadas en material compuesto. ANTECEDENTES DE LA INVENCION
La introducción intensiva de los composites o materiales compuestos avanzados en las estructuras primarias de las aeronaves se ha convertido en uno de los objetivos prioritarios en el diseño y la fabricación de una nueva generación de aeronaves gracias a las posibilidades que aportan para su optimización estructural. Así, gran parte de las estructuras aeronáuticas actuales se realizan en materiales compuestos.
Como es bien sabido, estos materiales compuestos presentan una conductividad eléctrica muy baja o nula, siendo estas propiedades eléctricas insuficientes a la hora de proteger a los distintos componentes o equipos, generalmente metálicos, instalados sobre las citadas estructuras aeronáuticas realizadas en material compuesto, en el caso de que exista una descarga eléctrica sobre las mismas. En estos casos, las propias estructuras de material compuesto resultan seriamente dañadas.
En los casos tradicionales en los cuales las estructuras aeronáuticas se realizan en material metálico (generalmente en aleaciones de aluminio), los componentes o equipos conductores, típicamente metálicos, que han de unirse a estas estructuras lo hacen directamente, a través de remaches o uniones conductoras metálicas. Esta solución, sin embargo, no es válida en el caso en que la estructura aeronáutica esté realizada en material compuesto, puesto que no proporcionaría de forma inherente un camino de baja impedancia para la corriente eléctrica proveniente, por ejemplo, de una descarga sobre la estructura, que fuera capaz de proteger tanto al componente o equipo metálico como a la estructura de material compuesto.
En los casos particulares en los que las estructuras de material compuesto pertenezcan a partes de la aeronave de elevado peligro por descargas, como es el caso de estructuras a través de las cuales pasa combustible para la aeronave, la instalación directa de componentes o equipos metálicos a la estructura de material compuesto proporcionaría un camino para la corriente eléctrica con una elevada impedancia eléctrica que se traduciría en un daño irreversible en el componente o equipo, así como en la propia estructura de material compuesto, en caso de impacto o paso de corriente (por ejemplo, procedente del impacto de un rayo sobre la estructura de la aeronave). Además, los impactos de corriente provenientes, por ejemplo, de un rayo, proporcionan elevadísimas corrientes, de hasta los 100.000 amperios.
Las soluciones conocidas plantean el problema de que, o bien protegen al equipo o componente metálico, o bien a la propia estructura de material compuesto, pero no a ambos, y de forma correcta. En estas soluciones conocidas, es habitual proteger el material compuesto a través de una malla o capa metálica, teniendo el equipo o componente metálico, de forma inherente, cierta conductividad superficial que permite el paso de corriente. Sin embargo, estas soluciones no son adecuadas, en particular en la interíaz o unión entre el equipo o componente metálico y la estructura de material compuesto: el problema reside en que es muy complejo disponer la interfaz anterior entre equipo y estructura para que la transferencia de corriente se realice de forma segura entre ambos elementos.
Por otro lado, estas soluciones conocidas no contemplan el caso en que se produce una descarga eléctrica proveniente de la carga eléctrica acumulada por un efecto electrostático: no se tiene en cuenta la protección superficial del equipo o componente metálico, ni se le dota de una conductividad residual suficiente capaz de drenar la carga electrostática acumulada de forma controlada. Sería por lo tanto deseable desarrollar una configuración para la cogida de componentes o equipos metálicos instalados sobre estructuras de material compuesto poco conductoras, de tal modo que se proporcione un camino adecuado para que la corriente, proveniente de una descarga o bien de carga acumulada por un efecto electrostático, pueda desplazarse entre la estructura y el componente o equipo sin causar daño en ninguno de los dos elementos.
La presente invención está orientada a la consecución de los objetivos anteriores. SUMARIO DE LA INVENCION
Es un objeto de la presente invención proporcionar un dispositivo para la instalación de componentes conductores en estructuras, en particular en estructuras aeronáuticas realizadas en material compuesto.
Este objeto se consigue mediante un dispositivo que comprende un elemento de instalación sobre el que se coloca el equipo o componente conductor, un elemento de inserción conductor, a través del cual el elemento de instalación se une a la estructura de material compuesto por su parte interior, una capa conductora, dispuesta en la parte exterior del elemento de instalación, y un elemento de sujeción conductor que une la estructura de material compuesto y el elemento de instalación, junto con el elemento de inserción y la capa conductora. Con la configuración descrita del dispositivo anterior se consigue asegurar, para el caso de que ocurra una descarga atmosférica sobre la estructura de material compuesto o sobre el componente o equipo conductor, la existencia de un camino de baja impedancia para dicha corriente, de tal modo que la citada corriente se disipe a través del revestimiento en el resto de las estructuras de forma controlada, y no resulten dañados ni el componente o equipo conductor ni la estructura de material compuesto.
En una realización preferente de la presente invención, el dispositivo anterior comprende además unos elementos de sellado que cierran a estanqueidad las estructuras de material compuesto, evitando posibles fugas de combustible de las mismas y previniendo la desgasificación.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción detallada de la misma. DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra en esquema el dispositivo para la instalación de componentes metálicos en estructuras de material compuesto según la invención.
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION
La presente invención se refiere a un dispositivo 1 para la instalación de componentes 2 o equipos conductores, preferiblemente metálicos, en estructuras 3, preferiblemente estructuras aeronáuticas, de alta impedancia eléctrica, estando estas estructuras 3 realizadas preferiblemente en material compuesto. El interior de estas estructuras 3 suele comprender material altamente inflamable, tal como combustible. En general, estas estructuras 3 pertenecen a cualquier elemento de un tanque de combustible que almacena cualquier gas o mezcla de gases de vapores iniciables a partir de una energía de 200 micro julios. Este valor, para el caso concreto de estructuras aeronáuticas, está dado por las características del queroseno combustible utilizado en aviación. El dispositivo 1 de la invención es capaz de dotar al componente 2, que se une a la estructura 3 de la aeronave, de la continuidad eléctrica necesaria para evitar daños tanto en la estructura 3 como en el componente 2 ante una descarga eléctrica. Esta descarga puede proceder, bien de descargas atmosféricas, por ejemplo del impacto de un rayo, o bien de la descarga electrostática acumulada en el componente 2 conductor.
El dispositivo 1 comprende un elemento de instalación 4, que puede estar realizado en material compuesto o en material conductor metálico, sobre el que se coloca el componente 2 conductor, un elemento de inserción 5 conductor, a través del cual el elemento de instalación 4 se une a la estructura 3 de material compuesto por su parte superior 31 , una capa conductora 6, preferiblemente en forma de malla conductora, dispuesta en la parte inferior 32 del elemento de instalación 4, y un elemento de sujeción 7 conductor que une la estructura 3 y el elemento de instalación 4, junto con el elemento de inserción 5 y la malla conductora 6. Con la configuración descrita del dispositivo 1 se consigue asegurar, para el caso de que ocurra una descarga eléctrica sobre la aeronave, bien incida ésta sobre la estructura 3 o sobre el componente 2, la existencia de un camino de baja impedancia para dicha corriente, de tal modo que la citada corriente se disperse exteriormente y de forma controlada en el resto de las estructuras de la aeronave, no resultando dañados ni el componente 2 ni la estructura 3 de material compuesto: típicamente, el valor de resistencia eléctrica del camino de corriente creado es menor de 10 mili ohmios, medido en condiciones de corriente continua, que son las condiciones más representativas para las condiciones de impacto de descarga atmosférica. En la Figura 1 , la parte interior a la estructura de la aeronave está del lado del elemento de sujeción 7, mientras que la parte exterior a la aeronave es aquélla de la malla conductora 6.
En la invención, se propone así un dispositivo 1 para la cogida o unión de un componente 2 conductor a una estructura 3 de alta impedancia, preferiblemente realizada en material compuesto, típicamente fibra de carbono o fibra de vidrio. En general, la estructura 3 será de un material altamente resistivo, como resina dopada de algún elemento tipo conductor. El material de la estructura 3 es típicamente poli-eter-eter-cetona (denominado PEEK), reforzada con un 30% de fibra de carbono, pues es un material que no conduce, pero que es capaz de drenar en el resto de la estructura las corrientes de las descargas atmosféricas y la carga electrostática acumulada.
En una realización preferente de la presente invención, el sistema comprende además unos elementos de sellado 8 que cierran a estanqueidad las estructuras aeronáuticas 3 de material compuesto, evitando posibles fugas de combustible de las mismas y evitando desgasificación del mencionado combustible. Los elementos de sellado 8 comprenden preferiblemente una junta de sellado 81 y un sellante 82 dispuesto en determinadas localizaciones, según aparece reflejado en la Figura 1 .
En una realización preferente de la invención, el elemento de inserción 5 comprende preferiblemente un anillo 51 conductor y un elemento 52 altamente conductor, típicamente en forma de arandela.
Cuando tiene lugar un impacto de rayo en la parte exterior de la aeronave, y este rayo incide sobre la estructura 3 de baja conductividad eléctrica, la corriente se disipa a través del elemento altamente conductor 52, pasando de ahí a la malla conductora 6 del elemento de instalación 4, y de ahí al resto de la aeronave. Cuando ocurre un impacto debido a un rayo sobre el componente conductor 2, o bien tiene lugar una descarga en el mismo originada por la descarga electrostática acumulada en el mencionado componente 2 conductor, la corriente se disipa entonces al resto de componentes de la aeronave a través de la malla conductora 6 del elemento de instalación 4, no penetrando sobre la estructura 3 de baja conductividad al existir el anillo conductor 51 , que lleva la corriente a través de la parte superior 31 del elemento de instalación 4.
Así, el objetivo del dispositivo 1 de la invención es mantener siempre aislada la cara interior de la estructura 3 realizada en material compuesto (la parte interior a la estructura de la aeronave está del lado del elemento de sujeción 7, según muestra la Figura 1 ). De este modo, con el dispositivo 1 de la invención descrito anteriormente, consigue centrar la corriente proveniente de la descarga de un rayo o bien de descarga electrostática acumulada, en la parte exterior del revestimiento de la aeronave, evitando que se produzca en ningún caso una fuente o foco de ignición dentro del área iniciable, en el interior de la aeronave (parte interior a la estructura de la aeronave que está del lado del elemento de sujeción 7), que es un área que contiene combustible, altamente inflamable.
En una realización preferida de la invención, el elemento de sujeción 7 comprende un remache o tornillo 71 , preferiblemente realizado en titanio. Otro de los requisitos del dispositivo 1 de la invención es que es un dispositivo de tipo fail safe, o seguro al fallo: para cumplir con los elevados requerimientos de seguridad en el campo aeronáutico, se hacen pruebas que certifiquen el correcto funcionamiento del dispositivo 1 incluso en casos de incorrecta instalación del dispositivo 1 , de tal modo que el dispositivo 1 funciona adecuadamente incluso cuando se aflojan los remaches o tornillos 71 (estos remaches pueden quedar aflojados, por ejemplo, en tareas de mantenimiento o de montaje del componente 2 sobre la estructura de material compuesto 3).
En una realización preferida de la invención, la malla conductora 6 comprende una malla realizada preferiblemente en bronce, y con un gramajes de entre 80 gsm y 370 gsm preferiblemente.
Según otra realización preferente de la presente invención, el componente 2 pertenece a la tapas conductoras, típicamente metálicas, de la toma de ventilación estática (o toma de presión estática) localizada en el estabilizador horizontal de una aeronave, estando dichas tapas instaladas en el revestimiento inferior, que constituiría la estructura 3 de material compuesto del estabilizador, en la zona del tanque de ventilación realizado en material compuesto no conductor. El sistema 1 de la invención ha de cumplir además con el requerimiento de que las tapas conductoras de los componentes 2 sean desmontables, siendo además, en muchos casos, intercambiables entre diversas aeronaves. La instalación directa de dicho componente 2 a la estructura 3 de material compuesto proporcionaría una alta impedancia eléctrica a dicha unión, que se traduciría en un daño irreversible en el componente 2 y en la estructura 3 en caso de impacto o paso de corriente (por ejemplo procedente del impacto de un rayo). Con el dispositivo 1 descrito, se pueden conducir corrientes de hasta 100.000 amperios sin originar ningún daño a la estructura 3 o al propio componente 2 instalado: éstas son las condiciones de ensayo eléctrico que se han realizado según tipificación o zonificación aeronáutica 2A, con 100.000 A. El dispositivo 1 , mediante la conexión de elementos altamente conductores, como son el anillo 51 y el elemento 52, dispuestos entre los dos elementos de unión, la estructura 3 y el componente 2, permite que los electrones de la corriente fluyan entre ambos elementos, 2 y 3, sin ocasionar daño alguno, dada la baja resistencia eléctrica que ofrecen tanto el anillo 51 como el elemento 52, que suele ser típicamente menor de 10 mili ohmios. Este valor se corresponde con el valor de calidad y control que se usa para establecer un límite superior máximo de la resistividad entre la estructura 3 y el componente 2, de tal modo que se produzca la necesaria transferencia de carga entre ambos elementos.
Así, según el dispositivo 1 descrito, la conexión para evacuar la corriente eléctrica procedente de la descarga de un impacto de rayo o una corriente de fallo derivada del propio elemento 2 se realiza mediante el elemento de inserción 5, que comprende a su vez un elemento 52 altamente conductor y de geometría especial, y un anillo 51 , preferiblemente realizado en níquel. El níquel se emplea preferiblemente porque es un material galvánicamente compatible con la estructura 3, con el que se consiguen valores de baja impedancia y se previene la corrosión galvánica. Un material como el titanio no es preferido porque añade sobrepeso a la estructura, lo cual es altamente crítico en aeronáutica. El elemento 52, típicamente en forma de arandela, permite la conducción eléctrica entre la malla conductora 6 del elemento de instalación 4 y el anillo 51 con la estructura 3 de material compuesto.
El anillo 51 está realizado de una lámina metalizada de cobre expandido, o bien comprender una malla realizada en bronce. En el caso de tratarse de una malla realizada en bronce, se considerará que el gramaje es fino cuando está comprendido entre 70 y 370gsm. Considerándose de gramaje grueso cuando este valor está por encima de 790gsm.
El dispositivo 1 de la invención ha sido ensayado con éxito frente a descargas eléctricas representativas de un impacto real de rayo en valores de corriente hasta 100.000 amperios, no presentándose ignición de los gases inflamables en el interior de la estructura 3 que contiene combustible. No se registró tampoco ninguna luz evidente de chispa o "sparking" o punto caliente durante el ensayo. La disposición del dispositivo 1 descrito consigue impedancias en corriente continua por debajo de los 10 mili ohmios entre el componente 2 instalado y el resto de la estructura 3. Con esta baja impedancia se permite la transmisión de altas cargas eléctricas, mejorándose de esta forma la capacidad del dispositivo 1 a la hora de evitar explosiones y daños estructurales en estructuras 3 que contengan combustible.
Según se muestra en la Figura 1 , el dispositivo 1 comprende además varias tomas de puesta a tierra 9.
En las realizaciones preferentes que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.