| US20090155044A1 | 2009-06-18 | |||
| US20040089812A1 | 2004-05-13 | |||
| US20120034076A1 | 2012-02-09 | |||
| US20080107147A1 | 2008-05-08 |
| REIVINDICACIONES La presente invención describe una novedosa herramienta y método de manufactura de casco de turbina para aeronaves caracterizado por las siguientes etapas: 1. Recibir las especificaciones y tolerancias dimensionales correspondientes a las características requeridas para un casco de turbina de una aeronave: la selección de un viento captura del diseño del perfil del caso de la turbina en conformidad con los datos de características recibida; el diseño, fabricación y validación de un pieza de soporte estructural cuyo perfil exterior de contacto con dicho casco coincide con la superficie interna del mismo con tolerancia menor a 1 milésima de pulgada; colocación de dicho molde dentro de la estructura del casco de la turbina a moldear; colocación de al menos 6 actuadores de vibración sobre la superficie exterior del casco de la turbina; captura de imágenes de video por cámara con al menos tres arreglos de sensores de infrarrojo separados 120 grados uno del otro; análisis de uniformidad de temperatura de las imágenes térmicas por unidad de computo; análisis de evolución de puntos de estrés mecánico; 2. Un método como el descrito en reivindicación número 1 donde la conformidad dimensional de los objetos es verificada por medio de perfilometría tridimensional aplicada a la superficie exterior del molde, superficie interior y exterior del casco de la turbina; 3. Un método como el descrito en reivindicación número 2 donde las no conformidades identificadas por perfilometría es contrastada por las observaciones de las cámaras de termografía; 4. Un método como el descrito en reivindicación número 3 donde se genera un modelo mecánico de las partes para su posterior análisis teórico de las mismas; |
La presente invención se aplica en la formación de cascos de turbina por su alta precisión dimensional pero iento proceso de manufactura.
ANTECEDENTES
La presente invención se refiere en general a un método y herramental de manufactura de alta precisión y control dimensional del casco de contención de una turbina utilizada en aeronaves. Las turbinas utilizadas en estos aparatos disponen de un ventilador y múltiples aspas del ventilador dispuestas para girar alrededor de un eje central. Daño catastrófico puede ocurrir a la aeronave y sus ocupantes en caso de un aspa del ventilador roto es impulsado radialmente hacia fuera desde el eje de rotación por la fuerza y los impactos en la centrífuga de aviones de fuselaje. Para evitar estos daños, es común incluir un casco generalmente cilindrico sobre la periferia para contener las aspas del ventilador. Para los motores de menor diámetro, capacidad de contención adecuada se puede lograr con un casco metálico simple, lo suficientemente grueso par ^ a resistir la penetración de fragmentos de cuchilla. Sin embargo, para los motores de mayor diámetro, un caso metálico suficientemente gruesa como para resistir la penetración es virtualmente imposible por el peso que ello implica. Más aún, estos cascos cuentan con geometrías complicadas y que demandan muy alta precisión y control dimensional.
Los cascos de pared suave, utilizan estructuras ligeras de alta resistencia, de varias capas alrededor de la estructura. Así, una vez en operación, un fragmento de la hoja o cuchilla de la turbina penetrará localmente la estructura de soporte y golpeará pero no cortará la tela. Las capas de tejido capturan y contienen el fragmento. Estructuras de soporte convencionales pueden ser fabricados de aluminio por consideraciones de peso. La estructura de soporte puede incluir estructuras de panal de abeja de aluminio. Patente de EE.UU.. N 0 6.053.696 propone un casco de material composito para la turbina. El cascarón o casco de composito incluye dos aros de apoyo estructuralmente unidos a una porción central que tiene una estructura de celosía abierta. Otros ejemplos de fibras reforzadas estructuras de materiales compuestos y métodos de fabricación se proporcionan en las siguientes patentes de EE. UU. : EE.UU. Pat. N 0 4.086.378 a Kam et al muestra cilindrica estructura compuesta con helicoidal, axial y nervios circunferenciales de refuerzo que forman una retícula interior; Pat EE. UU.. N 0 4.012.549 a Slysh describe una estructura de material compuesto de alta resistencia con una celosía isorreticular de triángulos equiláteros, y ia patente de EE. UU.. N ° 4, 137,354 a Mayes, Jr. y otros describe un material compuesto acanalado cilindrica estructura y proceso de fabricación.
Por consiguiente, sería deseable disponer de un proceso de manufactura que garantice alta precisión dimensional para mantener una alta resistencia mecánica del caso de la turbina sin recurrir a gruesas láminas para el formado del casco.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Descripción Breve de las Figuras
Figura 1 . Arreglo de sensores de ultrasonido sobre la superficie del casco y cámaras de infrarrojo
Descripción
La presente invención describe una novedosa herramienta y método de manufactura de casco de turbina para aeronaves caracterizado por las siguientes etapas: Recibir las especificaciones y tolerancias dimensionales correspondientes a las características requeridas para un casco de turbina de una aeronave: la selección de un viento captura del diseño del perfil del caso de la turbina en conformidad con los datos de características recibida; el diseño, fabricación y validación de un pieza de soporte estructural (1 ) cuyo perfil exterior de contacto con dicho casco (2) coincide con la superficie interna del mismo con tolerancia menor a 1 milésima de pulgada; colocación de dicho molde (1 ) dentro de la estructura del casco de la turbina a moldear; colocación de al menos 6 actuadores (3) de vibración sobre la superficie exterior del casco de la turbina; captura de imágenes de video por cámara con al menos tres arreglos de sensores de infrarrojo (4) separados 120 grados uno del otro; análisis de uniformidad de temperatura de las imágenes térmicas por unidad de computo (5); análisis de evolución de puntos de estrés mecánico;