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ARÉVALO RODRÍGUEZ, Elena (C/ Camino de Ganapanes 1 - portal E 3D, Madrid, E-28035, ES)
CRUZ DOMÍNGUEZ, Francisco José (C/Elfo 52-4ºC, Madrid, E-28027, ES)
ARÉVALO RODRÍGUEZ, Elena (C/ Camino de Ganapanes 1 - portal E 3D, Madrid, E-28035, ES)
| REIVINDICACIONES 1 . Estructura interna de aeronave que comprende un revestimiento (1 ) de material compuesto, unos larguerillos (2) de material compuesto integrados al interior del citado revestimiento (1 ), y unas cuadernas (3) de material compuesto, caracterizado porque el revestimiento (1 ) comprende unas zonas (4) en las cuales su espesor (20) es superior al espesor (10) que dicho revestimiento (1 ) tiene en el resto de su sección, estando los larguerillos (2) integrados sobre estas zonas (4) del revestimiento (1 ), consiguiéndose con esta disposición que la línea de interíase (5) de la unión de los larguerillos (2) con el revestimiento (1 ) quede aislada de la zona del revestimiento (1 ) que tiene un espesor (10). 2. Estructura interna de aeronave según la reivindicación 1 , en la cual las zonas (4) de mayor espesor del revestimiento (1 ) están dispuestas en la zona del revestimiento (1 ) sobre la cual se colocan los larguerillos (2), estando además estas zonas (4) dispuestas de forma paralela a la dirección de los mencionados larguerillos (2). 3. Estructura interna de aeronave según la reivindicación 1 , en la cual las zonas (4) de mayor espesor del revestimiento (1 ) están dispuestas en la zona del revestimiento (1 ) sobre la cual se colocan las cuadernas (3), estando además estas zonas (4) dispuestas de forma paralela a la dirección de las mencionadas cuadernas (3). 4. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual las zonas (4) de mayor espesor se consiguen mediante la integración de capas de material compuesto del mismo material que el del revestimiento (1 ), en el seno del propio revestimiento (1 ), consiguiéndose un laminado integrado. 5. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -3, en la cual las zonas (4) de mayor espesor se consiguen mediante la utilización de parches (30) de material compuesto del mismo material que el del revestimiento (1 ), estando estos parches (30) integrados dentro del propio revestimiento (1 ). 6. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual el cruce entre las zonas (4) de mayor espesor del revestimiento (1 ) en el seno de la estructura de la aeronave se realiza cortando de forma alternada las capas de refuerzo en zonas (4) de mayor espesor. 7. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en la cual las zonas (4) de mayor espesor del revestimiento (1 ) predomina más en una dirección que en la otra. 8. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual los larguerillos (2) están co-pegados o co-curados sobre el interior del revestimiento (1 ). 9. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual las cuadernas (3) están co-pegadas o co-curadas o remachadas sobre el interior del revestimiento (1 ). 10. Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la cual el material compuesto del revestimiento (1 ), larguerillos (2) y cuadernas (3) es fibra de carbono con resina de material termoestable o de material termoplástico. 1 1 . Estructura interna de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -9, en la cual el material compuesto del revestimiento (1 ), larguerillos (2) y cuadernas (3) es fibra de vidrio con resina de material termoestable o de material termoplástico. |
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
De todos es sabido que las estructuras aeronáuticas están diseñadas buscando la optimización de las mismas para mínimo peso cumpliendo criterios de resistencia y rigidez. Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez más extendido de los materiales compuestos en estructuras primarias ya que, aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se puede conseguir un importante ahorro en peso frente a un diseño en material metálico, además de otra serie de ventajas.
Se habla de una estructura integrada cuando los distintos elementos que la componen están fabricados a la vez en un solo proceso: ésta es otra ventaja del uso de los materiales compuestos. Esta característica conduce al ahorro en costes de las estructuras realizadas en material compuesto, ya que se reduce enormemente el número de piezas individuales que es preciso ensamblar, siendo éste un requisito esencial a la hora de competir en el mercado.
Las estructuras internas de aeronave que conforman el fuselaje de la misma comprenden paneles de revestimiento, larguerillos y cuadernas. El revestimiento se rigidiza longitudinalmente mediante los larguerillos, al tiempo que se busca la optimización en peso del mencionado revestimiento. Las cuadernas impiden la inestabilidad general del fuselaje, ayudando además a la optimización del revestimiento, al tiempo que sirven para transmitir entradas locales de cargas al conjunto de la estructura. Los revestimientos de fuselaje de aeronave conocidos realizados en material compuesto integran los larguerillos al mencionado revestimiento mediante un procedimiento de co-pegado o de co-curado. En dichos revestimientos conocidos, las cuadernas se remachan a dicho revestimiento.
El revestimiento puede fabricarse en una sola pieza que cubra los 360°
(denominado fuselaje "one-shot'), siendo este fuselaje cónico o cilindrico, o puede fabricarse por separado en varios paneles, que posteriormente se unirán mecánicamente (denominada solución en paneles o panelizada). En ambos casos, los larguerillos pueden ir tanto co-pegados como co-curados a la piel interior del revestimiento, de tal forma que se obtenga finalmente un conjunto integrado, formado por el revestimiento y los larguerillos, que no tenga uniones remachadas. Las cuadernas, sin embargo, se unen al conjunto anterior mediante remaches al revestimiento.
Con el fin de lograr una mayor optimización del revestimiento en peso, los diseños actuales buscan condiciones de "post-pandeo" antes de alcanzar carga última, entendiéndose por post-pandeo el estadio recuperable de la estructura entre el pandeo y el colapso o rotura. De este modo, los diseños actuales permiten el pandeo local del revestimiento entre larguerillos antes de alcanzar carga última. Dicha capacidad de post-pandeo está limitada a ciertos niveles de carga, por debajo de los cuales no se permite el pandeo, con el fin de evitar problemas de despegado de los larguerillos, que van co-pegados o co- curados al revestimiento. Esto limita la optimización en peso de la estructura.
Sería por tanto deseable proporcionar una estructura de revestimiento con larguerillos integrados que incrementase la capacidad de post-pandeo de la misma, de tal modo que la mencionada estructura tuviera una mayor optimización en peso que las estructuras conocidas.
La presente invención está orientada a proporcionar una solución en este sentido.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN La presente invención se refiere a una estructura interna de una aeronave realizada en material compuesto, en particular para fuselajes de estructuras aeronáuticas, que comprende un revestimiento de material compuesto, unos larguerillos integrados mediante co-pegado o co-curado al interior del revestimiento anterior, y unas cuadernas que van remachadas o bien integradas mediante co-pegado o co-curado al interior del mencionado revestimiento. El revestimiento a su vez comprende zonas de sobreespesor en forma de pistas o cinturones, en las cuales el espesor del revestimiento es superior al espesor que dicho revestimiento tiene en el resto de su sección. Sobre estas zonas de mayor espesor van integrados los larguerillos al revestimiento, mediante un proceso de co-pegado o de co-curado. Se consigue así aislar la línea de interíase de unión del larguerillo al revestimiento con respecto a la zona del revestimiento en la cual tiene lugar el pandeo del mismo.
La estructura interna anterior de la aeronave consigue un diseño en el cual se aumenta su capacidad de post-pandeo, permitiéndose de este modo un pandeo de la zona del revestimiento localizada entre larguerillos superior al permitido mediante un revestimiento que no comprenda las zonas de mayor espesor, sin que se produzca el despegado de los larguerillos del revestimiento sobre el que van dispuestos, gracias a que la línea de interíase de unión de dichos larguerillos con el interior del revestimiento está separada o aislada de la zona del revestimiento que sufre el pandeo.
Las zonas del revestimiento en las cuales el espesor del mismo es superior al espesor que dicho revestimiento tiene en el resto de su sección, pueden estar situadas en la zona de unión de los larguerillos al revestimiento, en la zona de unión de las cuadernas al mencionado revestimiento o fuera de las zonas de unión larguerillos- revestimiento y cuadernas-revestimiento, de forma aislada en el propio revestimiento, según se detallará más adelante.
Las soluciones anteriormente mencionadas de la invención son válidas tanto en el caso de que las cuadernas estén remachadas al revestimiento, o bien vayan integradas (co-pegado o co-curado) al mismo. Las ventajas principales conseguidas por la presente invención son las siguientes: el diseño de la estructura interna es más integrado, con una mayor optimización en peso, y proporcionando una estructura más tolerante al daño, al tiempo que esta estructura ahorra costes al combinar grandes sábanas de revestimiento base para conseguir la configuración final de la estructura.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS Las Figuras 1 a, 1 b y 1 c muestran en esquema los elementos que forman la estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material compuesto, según una primera realización de la presente invención.
Las Figuras 2a, 2b y 2c muestran en esquema los elementos que forman la estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material compuesto, según una segunda realización de la presente invención.
Las Figuras 3a, 3b y 3c muestran en esquema la disposición de las zonas del revestimiento que tienen un mayor espesor en las zonas de cruce de las mismas, en el seno de la estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material compuesto, según la presente invención.
Las Figuras 4a a 4f muestran en esquema la disposición de las zonas del revestimiento que tienen una mayor espesor, en la estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material compuesto, según diversas realizaciones de la presente invención.
Las Figuras 5a, 5b y 5c muestran en esquema la disposición de las zonas del revestimiento que tienen un mayor espesor, en el seno de la estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material compuesto, según una variante de la presente invención.
Las Figuras 6a, 6b y 6c muestran en esquema la disposición de las zonas del revestimiento que tienen un mayor espesor, en el seno de la estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material compuesto, según otra variante de la presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN La presente invención se refiere a la estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material compuesto. Esta estructura comprende un revestimiento 1 de material compuesto, unos larguerillos 2 integrados mediante co-pegado o co-curado al revestimiento 1 , y unas cuadernas 3. Las cuadernas 3 pueden ir remachadas o bien integradas mediante co-pegado o co-curado al revestimiento 1 de la estructura. El revestimiento 1 comprende unas zonas 4 en las cuales el espesor 20 del revestimiento 1 es superior al espesor 10 que dicho revestimiento 1 tiene en el resto de su sección (ver Figuras 1 c y 2c). Según una realización preferida, sobre estas zonas 4 van integrados los larguerillos 2 al revestimiento 1 , mediante un proceso de co-pegado o de co-curado. Con esta disposición se consigue que la línea de interíase 5 de la unión de los larguerillos 2 con el revestimiento 1 esté lo más alejada posible de la zona del revestimiento 1 que tiene un espesor 10, que es la zona de dicho revestimiento 1 que sufre pandeo.
La estructura anterior permite un pandeo del revestimiento 1 situado entre los larguerillos 2, sin que los larguerillos 2 se despeguen del revestimiento
1 , superior al que se consigue mediante un revestimiento 1 que no comprende las zonas 4 de mayor espesor.
Las zonas 4 anteriores pueden estar situadas en la zona 6 de unión de los larguerillos 2 al revestimiento 1 , y en la zona 7 de unión de las cuadernas 3 al revestimiento 1 , situándose dichas zonas 4 paralelas a la dirección del componente estructural que soportan, larguerillo 2 o cuaderna 3, según se muestra en la Figura 2c. Además, estas zonas 4 pueden también estar situadas fuera de las zonas de unión larguerillos 2 - revestimiento 1 y cuadernas 3 - revestimiento 1 , estando dispuestas de forma aislada en el propio revestimiento 1 . Así, existen diversas posibilidades: además de existir zonas 4 de refuerzo en la dirección de los larguerillos 2 y en la dirección de las cuadernas 3 (Figura 4b), estas zonas 4 de refuerzo pueden localizarse en diagonal (Figura 4c); en diagonal, sobre larguerillos 2 y cuadernas 3 (Figura 4d); en diagonal y sobre larguerillos 2 (Figura 4e); en diagonal y sobre cuadernas 3 (Figura 4f); y otros.
El revestimiento 1 de la estructura de la invención es aplicable tanto a fuselajes de una sola pieza en 360 grados como a fuselajes fabricados en varios paneles del mencionado revestimiento 1 . El material compuesto que conforma la estructura puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con resina de material termoestable o termoplástico.
Si bien el principal campo de aplicación de la estructura de la invención son fuselajes de estructuras aeronáuticas, también se puede aplicar a otras estructuras con características similares, como por ejemplo cajones de torsión de la aeronave.
La invención consigue optimizar el diseño del revestimiento 1 de material compuesto incrementando la capacidad de post-pandeo del mismo mediante las zonas 4 de mayor espesor, las cuales se consiguen mediante la integración de capas de material compuesto del mismo material que el del revestimiento 1 , en el seno del propio revestimiento 1 , consiguiéndose un laminado integrado (Figura 2c). Otra posibilidad de conseguir un sobreespesor en las zonas 4 del revestimiento 1 , aparte de capa a capa según se ha comentado (laminado integrado), es mediante la utilización de parches 30 de fibra de carbono integrados dentro del propio revestimiento 1 . En ambos casos, estas zonas 4 aislan lo máximo posible la línea de interíase 5 del larguerillo 2 con el revestimiento 1 .
La invención aquí descrita es aplicable tanto a materiales pre- impregnados como a materiales de fibra seca, pudiéndose utilizar en este último caso procesos de infusión de resina para su fabricación. Así, la estructura de la invención tiene todas las ventajas de una estructura integrada, más óptima en peso y con mayor capacidad de tolerancia al daño, al comprender zonas de contención dadas por las zonas 4 de mayor espesor. La invención puede aplicarse a cualquier tipo o forma de larguerillo 2 y a cualquier tipo o forma de cuaderna 3.
De este modo, la configuración final del revestimiento 1 de la invención es básicamente un conjunto de cinturones constituidos por las zonas 4 integrados en el revestimiento 1 .
Típicamente, según se muestra en las Figuras 3a a 3c, el cruce entre las zonas 4 de mayor espesor del revestimiento 1 en el seno de la estructura de la aeronave se realiza cortando de forma alternada las capas de refuerzo en zonas 4 de mayor espesor. Esta solución de cruce de sobreespesores no es única, pudiéndose definir otras soluciones de cruce en las que el número de telas cortadas predomine más en una dirección que en la otra, pudiéndose llegar al extremo en el que todas las telas que conforman el sobreespesor en una dirección se corten al llegar al cruce (Figuras 5a, 5b y 5c).
Otra de las opciones de realización del cruce de telas anteriormente mencionado aparece reflejada en las Figuras 6a, 6b y 6c, en las cuales se observa que todas las telas que conforman el sobreespesor continúan sin cortarse entre ellas.
En las realizaciones que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.