La presente invención se refiere a una estructura interna de una aeronave realizada en material compuesto, en particular para fuselajes de estructuras aeronáuticas o estructuras similares de aeronave, y más en particular a una estructura de refuerzo integrada en una estructura interna de aeronave realizada en material compuesto.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Las estructuras aeronáuticas están diseñadas buscando la optimización de las mismas para mínimo peso, cumpliendo criterios de resistencia y rigidez. Por tales motivos, entre otros, se ha extendido cada vez más el uso de materiales compuestos en las estructuras primarias de las aeronaves, en particular en las estructuras que forman el fuselaje de la misma debido a que, aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se consigue un importante ahorro en peso frente a un diseño convencional en material metálico.

La estructura primaria típica que forma el fuselaje de una aeronave comprende un revestimiento y una pluralidad de larguerillos y cuadernas. El revestimiento se rigidiza longitudinalmente con los larguerillos, buscando su optimización en peso. Las cuadernas dispuestas transversalmente a los larguerillos, impiden la inestabilidad general del fuselaje, al tiempo que ayudan a la optimización en peso del revestimiento y sirven para transmitir entradas locales de cargas al conjunto de la estructura.

Aprovechando las características de fabricación de los materiales compuestos se consigue integrar en una sola pieza el revestimiento y los larguerillos sin necesidad de emplear uniones remachadas. El revestimiento de fuselaje en material compuesto puede fabricarse en una sola pieza de 360 grados {"one-shof), pudiendo ser de forma cónica y cilindrica. También puede fabricarse por separado en varios paneles que se unirán mecánicamente en una etapa posterior {solución panelizada). En ambos casos los larguerillos en material compuesto son integrados en el proceso de fabricación del revestimiento pudiendo estar bien co-pegados o bien co-curados a dicho revestimiento.

Además de integrar los larguerillos, las cuadernas de material compuesto podrán también ser objeto de integración con el revestimiento, bien mediante un proceso de co-pegado o bien mediante un proceso de co-curado. De este modo, el objetivo final es aunar o integrar en una sola pieza el conjunto de partes estructurales que conforman la estructura completa del fuselaje, esto es, revestimiento mas larguerillos y cuadernas, y todo ello sin tener que utilizar uniones remachadas.

Se habla de una estructura integrada cuando los distintos elementos que componen la citada estructura están fabricados a la vez en un solo proceso, y no existe la necesidad de emplear posteriormente ningún tipo de uniones del tipo remache. Así, el obtener estructuras de tipo integrado es otra de las ventajas de las estructuras realizadas en materiales compuestos puesto que, obviamente, no es posible conseguir las mencionadas estructuras realizadas en un solo proceso integrado en material metálico. Así, las estructuras integradas en material compuesto consiguen un ahorro en peso y, consiguientemente, un ahorro en costes, frente a estructuras similares no integradas realizadas en metal, en las cuales es necesario ensamblar una gran cantidad de piezas individuales.

Es típico en estructuras de fuselaje de una aeronave practicar grandes aberturas en el revestimiento, en muchas ocasiones de gran magnitud: dichas aberturas permiten tener acceso al interior de la estructura del fuselaje de la aeronave o bien permiten el paso de otros componentes estructurales y sistemas a través de las mismas. Estas aberturas debilitan la resistencia de la estructura del fuselaje de la aeronave, por lo que es necesario el refuerzo de dichas aberturas mediante elementos estructurales adicionales, típicamente formando un marco alrededor del agujero o abertura practicada. De este modo, es típico el uso de vigas de refuerzo como elementos estructurales adicionales, estando estas vigas de refuerzo unidas mediante remaches al revestimiento colindante en la zona de alrededor del borde de la abertura, buscando así restaurar la pérdida de resistencia y rigidez que provoca el mencionado agujero o abertura. El material de estas vigas de refuerzo puede ser o bien metálico o bien de material compuesto.

El problema que plantean estas soluciones conocidas es que, en la fabricación de cada uno de estos componentes de refuerzo por separado así como en el montaje de los mismos a través de uniones remachadas y piezas auxiliares para conformar el marco de refuerzo y servir de unión de los distintos componentes a la estructura, supone en la mayoría de los casos un importante incremento de peso y, sobre todo, un elevado incremento de costes, al añadir al conjunto de la estructura operaciones de montaje, ya que tanto la fabricación como el montaje de estas estructuras es muy laborioso y manual.

Se conoce en el estado de la técnica, como por ejemplo en el documento WO2009/138546 del solicitante, una estructura integrada para aeronave realizada en material compuesto que comprende un revestimiento y larguerillos, comprendiendo además dicha estructura elementos en forma de U que actúan a la vez como pies de cuaderna y como revestimiento, constituyéndose una estructura integrada de fuselaje sin remaches o uniones. Este documento no plantea, sin embargo, solución a una posible integración de las zonas de refuerzo de aberturas en el fuselaje de la aeronave.

Es conocido, también del mismo solicitante, el documento WO2010/070184 en el que se propone una estructura integrada para la zona de introducción de cargas en el fuselaje trasero de una aeronave realizada en material compuesto. Este documento no plantea tampoco solución a una posible integración de las zonas de refuerzo de aberturas en el fuselaje de la aeronave.

Se conoce igualmente en el estado del arte el documento WO

201 1 /135134 del solicitante, en el que se describe la estructura interna de una aeronave que comprende un revestimiento de material compuesto, unos larguerillos de material compuesto integrados al interior del citado revestimiento y unas cuadernas. Tampoco se plantea en este documento solución a una posible integración de las zonas de refuerzo de aberturas en el fuselaje de la aeronave.

Por todo lo comentado anteriormente, sería por tanto deseable, en las zonas de aberturas de la estructura interna del fuselaje de una aeronave realizada en material compuesto, que dichas aberturas estuvieran reforzadas mediante elementos estructurales de refuerzo que se pudieran integran con el revestimiento de la estructura del fuselaje, consiguiéndose de este modo el consiguiente ahorro de operaciones de montaje y la eliminación total o parcial de piezas adicionales de unión.

La presente invención está dirigida a proporcionar una solución integrada como la que se acaba de comentar.

SUMARIO DE LA INVENCIÓN

Así, es objeto de la presente invención proporcionar una estructura de refuerzo integrada en una estructura interna de aeronave realizada en material compuesto, en particular en una abertura realizada en la estructura del fuselaje de una aeronave.

La estructura de fuselaje de aeronave en material compuesto comprende un revestimiento y una pluralidad de larguerillos que rigidizan longitudinalmente dicho revestimiento, de tal modo que los larguerillos se integran en una sola pieza con el revestimiento sin necesidad de emplear uniones adicionales. Esta estructura de fuselaje comprende a su vez aberturas, cada una de las cuales está reforzada estructuralmente mediante una estructura de refuerzo integrada que comprende, según la presente invención al menos un par de elementos de refuerzo laterales en forma de viga situados en cada uno de los laterales de la abertura en sentido longitudinal, estando estos elementos de refuerzo integrados con el revestimiento de la estructura del fuselaje. Además, en caso de existir larguerillos en la estructura del fuselaje de la aeronave en las zonas delantera y/o posterior de la abertura, estos elementos de refuerzo laterales evolucionan longitudinalmente una vez que superan los extremos de los laterales de la abertura para tener la forma de larguerillos longitudinales delantero y/o posterior.

Según la invención, los elementos de refuerzo laterales en el borde de la abertura de la estructura primaria del fuselaje de la aeronave se obtienen de forma integrada y en una sola pieza, en el propio proceso de fabricación del revestimiento del fuselaje, obteniéndose bien por co-pegado o bien por co- curado con el mismo. De este modo, se obtiene una estructura final de aeronave en la cual se han eliminado los elementos y piezas adicionales en su totalidad, incluso en las estructuras de refuerzo de aberturas, habiéndose obtenido una estructura integrada, en la cual se ha incrementado la eficiencia estructural y se ha optimizado la eficiencia en costes.

Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de su objeto en relación con las Figuras que se acompañan.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS

Las Figuras 1 a y 1 b muestran los principales componentes estructurales que integran la parte posterior de la estructura del fuselaje de una aeronave.

La Figura 2 muestra en esquema algunas de las grandes aberturas en la estructura del fuselaje de una aeronave como la representada en las Figuras 1 a y 1 b necesarias para el montaje de los componentes estructurales mostrados en dichas Figuras, así como para la accesibilidad al interior del fuselaje.

Las Figuras 3a y 3b muestran el concepto típico de viga de refuerzo que se remacha en el borde de las aberturas en la dirección de los larguerillos, según la técnica anterior conocida. Las Figuras 4a a 4c muestra la ubicación de las vigas de refuerzo descritas en las Figuras 3a y 3b según la técnica anterior conocida.

Las Figuras 5a a 5d muestran en detalle la estructura de refuerzo integrada en la estructura interna del fuselaje de aeronave realizada en material compuesto según la presente invención.

Las figuras 6a a 6e muestran el utillaje de fabricación empleado para la integración de la estructura de refuerzo en la estructura interna del fuselaje de aeronave realizada en material compuesto según la presente invención.

Las figuras 7a y 7b muestran la posibilidad del cambio de sección de la estructura de refuerzo de la presente invención a lo largo de su longitud.

Las figuras 8a y 8b muestran la posibilidad de integrar cartelas de refuerzo en la propia estructura de refuerzo según la presente invención así como la compatibilidad del objeto de la invención con cualquier filosofía de preformas y apilados de la propia estructura de refuerzo integrada según la invención.

Las figuras 9a a 9e muestran la compatibilidad de los elementos de refuerzo laterales en forma de viga con la fabricación de larguerillos en "J", en la estructura de refuerzo según la presente invención.

Las figuras 10a a 10c muestran la compatibilidad de los elementos de refuerzo laterales en forma de viga con otras secciones de viga, como son la omega cerrada y la doble "J", en la estructura de refuerzo según la presente invención.

Las figuras 1 1 a y 1 1 b muestran el cruce entre los elementos de refuerzo laterales en forma de viga con las cuadernas de la estructura del fuselaje, en la estructura de refuerzo según la presente invención.

DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION Así, según una realización preferida de la invención, se proporciona una estructura de refuerzo 10 integrada en la estructura interna del fuselaje 2 de una aeronave realizada en material compuesto, en particular en una abertura 1 realizada en la estructura de dicho fuselaje.

La estructura de fuselaje 2 de aeronave comprende un revestimiento 3 y una pluralidad de larguerillos 4 que rigidizan longitudinalmente dicho revestimiento 3, de tal modo que los larguerillos 4 se integran en una sola pieza con el revestimiento 3 sin necesidad de emplear uniones adicionales. Esta estructura de fuselaje comprende importantes aberturas 1 , cada una de las cuales está reforzada estructuralmente mediante una estructura de refuerzo 10 que comprende un par de elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga situados en cada uno de los laterales de la abertura 1 en sentido longitudinal, estando estos elementos de refuerzo integrados con el revestimiento 3 de la estructura del fuselaje 2.

Por consiguiente, la estructura de refuerzo 10 queda integrada en el seno de la estructura primaria de fuselaje 2 de la aeronave, estando preferiblemente realizada esta estructura primaria de fuselaje 2 en material compuesto.

Según una realización preferida de la invención, las aberturas 1 están realizadas en el revestimiento 3 del fuselaje 2 de la parte posterior de la aeronave, según se muestra en las Figuras 1 a y 1 b. Estas aberturas 1 permiten la instalación de componentes estructurales en dicha parte posterior de la aeronave, como por ejemplo la instalación del estabilizador horizontal, o bien permiten el acceso al interior de la estructura del fuselaje 2 para el montaje e inspección de sistemas.

Tradicionalmente la solución típica para el refuerzo de estas aberturas 1 practicadas en el revestimiento 3 del fuselaje 2 consistía en remachar a dicho revestimiento 3 un marco 6 formado por vigas longitudinales 61 y cuadernas 62, según se muestra en las Figuras 3a y 3b.

Según se muestra en la Figuras 3a y 3b, una abertura 1 realizada en el seno del fuselaje 2 de una aeronave, cuando esta abertura 1 es de gran tamaño, comprende, según la técnica anterior conocida, una estructura de refuerzo o marco 6 perimetralmente alrededor de la mencionada abertura 1 , comprendiendo piezas adicionales en forma de vigas longitudinales 61 . Las vigas longitudinales 61 se remachan al revestimiento 3, y se unen o se remachan a su vez a las cuadernas 62 de la estructura primaria del fuselaje 2 mediante piezas adicionales en forma de angulares y platabandas (no mostradas en la Figura 3b). Las vigas longitudinales 61 se unen también a los larguerillos 4 mediante angulares y platabandas (denominados straps) remachadas entre ellos (no mostrados en Figura 3b). Todo ello conforma un marco de refuerzo 6 tradicionalmente remachado al revestimiento 3 por medio de una pluralidad de piezas adicionales de unión entre las partes (Figura 3b).

En una primera etapa de integración, la presente invención persigue desarrollar una estructura de refuerzo 10 integrada que comprende larguerillos 4 integrados con el revestimiento 3, así como unos elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga, según se desprende de las Figuras 5a a 5c.

La invención tiene como fundamento optimizar el diseño de un revestimiento 3 realizado en fibra de carbono buscando una solución de pieza más integrada e incrementando la eficiencia estructural así como el ahorro de costes. Así, según la invención, ahondando aún más en el proceso de integración perseguido mencionado anteriormente, se integran los elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga con el larguerillo 4 en una sola pieza integrada y unitaria, según se muestra en la Figura 5d, de tal modo que los elementos de refuerzo 20, 30 laterales están diseñados de tal forma que evolucionan longitudinalmente a la forma de los larguerillos 4 una vez que superan los extremos de los laterales de la abertura 1 . Así, los elementos de refuerzo laterales 20, 30 (realizados en material compuesto) de la estructura primaria del fuselaje 2 de la aeronave se obtienen de forma integrada y en una sola pieza, en el propio proceso de fabricación del revestimiento 3 (también realizado en material compuesto), mediante técnicas de co-pegado o co-curado de materiales compuestos. El hecho de no utilizar piezas o elementos adicionales de unión entre los elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga y los larguerillos 4, como en la técnica anterior, posee la ventaja de ahorrar costes durante el proceso de montaje al obtenerse ya posicionados los elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga durante el propio proceso de fabricación.

Según otro aspecto de la invención, se desarrolla un utillaje 100 para la realización de la estructura de refuerzo integrada 10 según se ha definido. Dicho utillaje 100 permite el posicionado de los elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga y su integración con el revestimiento 3 y con los larguerillos 4 mediante un proceso de co-curado o de co-pegado. Los distintos componentes del utillaje 100 según la invención se detallan a continuación, haciendo referencia a las Figuras 6a-6e adjuntas, en las cuales:

la Figura 6a representa el útil macho 105 sobre el que se encinta el fuselaje 2 de la invención;

la Figura 6b muestra el detalle de la sección G-G del útil macho 105 de la Figura 6a, en el cual se ven una pluralidad de hendiduras 104 para la colocación de larguerillos 4 y elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga durante el proceso de curado, de manera que dichos elementos 20, 30 y los larguerillos 4 queden integrados en la estructura del fuselaje 2 de la invención;

la Figura 6c muestra un detalle de una hendidura 104 en la que se aloja un elemento de refuerzo lateral 20, 30 en forma de viga (representado en la Figura 6c) o bien un larguerillo 4 (ejemplo no representado), durante el proceso de curado del conjunto de la estructura de refuerzo 10;

la Figura 6d muestra en esquema la configuración de una hendidura 104 y del utillaje 100 de la invención, empleado para la integración de elementos de refuerzo 20, 30 en forma de viga y de larguerillos 4 al revestimiento 3.

La figura 6e muestra una variante del utillaje 100 que puede usarse cuando la geometría del conjunto revestimiento 3 impide la simplificación del concepto mostrado en la figura 6d. Según una realización de la invención, el utillaje 100 comprende preferiblemente un elemento rígido 101 y un elemento deformable 102 (ver Figura 6d), siendo el elemento deformable 102 un mandril inflable o similar. Según otra realización preferida de la invención, mostrada en la Figura 6e, el utillaje 100 es un utillaje desarrollado de forma modular, que comprende un elemento rígido 101 y un elemento deformable 102, similares a los de la Figura 6d, comprendiendo además un elemento modular rígido 103.

La figura 6e muestra una variante del utillaje 100. En este caso concreto, el utillaje 100 comprende dos elementos rígidos, 101 y 103, de tal modo que el concepto mostrado en la figura 6e desliga la extracción del elemento deformable 102 de las restricciones geométricas de los elementos 20, 30 en forma de viga y el revestimiento 3 contenido en los elementos rígidos 101 y 103, extrayéndose en una secuencia posterior a la extracción del elemento deformable 102.

El resto de la estructura del fuselaje 2 no se ve alterada con piezas adicionales, no siendo necesaria la unión de elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga con los larguerillos 4 al ser una única pieza. En las figuras 7a a 7b se muestra la compatibilidad del concepto de la invención con la variación de geometría de los propios elementos laterales de refuerzo 20, 30 en forma de viga, así como la transición de la sección de estos elementos 20, 30 de viga a sección en forma de larguerillo 4.

El proceso de fabricación de encintado del revestimiento 3 en el seno de la estructura interna del fuselaje 2 de la aeronave no se ve alterado por la solución propuesta por la invención. Asimismo tampoco se ve alterado tanto encintando el fuselaje completo en 360 grados ("one-shot") como fabricando por separado un conjunto de paneles para conformar mediante uniones adicionales el conjunto del fuselaje.

El concepto desarrollado por la invención es también perfectamente compatible tanto para utillaje de extracción colapsable como para utillaje de extracción según una dirección determinada en función de la variación de coeficientes de dilatación térmica. Además, la invención es perfectamente compatible con las técnicas actuales de reparación mediante pegado o remachado, tanto en producción como en reparaciones efectuadas durante el servicio de la aeronave. Según se muestra en las figuras 8a y 8b la presente invención no introduce restricciones en el apilado y/o preformas usadas para el conformado de los elementos 20, 30 en forma de viga ni en fresco ni en duro. Asimismo, el concepto desarrollado por la presente invención es compatible con la inclusión de elementos del tipo cartela 14 en la zona lateral correspondiente señalada en la Figura 8a de los elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga empleando para ello un útil 100 que comprende un elemento deformable 102 del tipo colapsable.

El concepto de elementos de refuerzo integrados para aberturas 1 que recoge la presente invención es perfectamente aplicable al conjunto de larguerillos 4 que conforman la sección del fuselaje 2 de una aeronave, en particular con una distribución de larguerillos 4 con sección en forma de "J" como muestran las figuras 9a a 9e. La uniformidad de concepto para larguerillos 4 y elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga conlleva un importante ahorro de costes de fabricación.

Las figuras 10a a 10 c muestran la compatibilidad de la presente invención con distintas secciones de elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga. Con ello se busca una compatibilidad del proceso de fabricación con la sección de viga óptima para distintas configuraciones o requerimientos de carga de la estructura del fuselaje 2; es decir, la invención no está limitada por el tamaño de aeronave, siendo además compatible para una misma estructura de fuselaje 2 de una misma aeronave el poder aplicar distintas secciones de viga a distintas aberturas 1 en función de los requerimientos de carga de cada una de las mencionadas secciones.

Las figuras 1 1 a y 1 1 b muestran cómo es el cruce entre los elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga de la invención y las cuadernas 62 de la estructura, mostrándose la compatibilidad de la invención para distintas secciones de viga y su unión con las cuadernas 62. Los elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga de la invención son aplicables tanto para cuadernas 62 remachadas al revestimiento 3 de la estructura como para cuadernas 62 integradas con el citado revestimiento 3.

Según lo que se ha descrito, la solución de integración de vigas de refuerzo para grandes aberturas de la invención consiste en combinar un sistema de utillaje 100 compatible con el de fabricación de larguerillos 4 y unas secciones óptimas de los elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga en función de los requerimientos de carga intrínsecos a la zona o abertura 1 en cuestión. Así, es posible aplicar distintas secciones de elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga a distintas zonas, evitándose así tener que remachar estos elementos 20, 30 al revestimiento 3, quedando integrada en una sola pieza larguerillo 4 y elemento 20, 30 en forma de viga, existiendo además la posibilidad de integrar estos elementos con las cuadernas 62 de la estructura del fuselaje 2.

La estructura interna del fuselaje 2 de la aeronave en la que se aplica la estructura de refuerzo 10 de la invención se realiza preferiblemente en material compuesto, el cual puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con resina termoestable o termoplástica. Asimismo, el material compuesto empleado puede ser pre-impregnado o de fibra seca, pudiéndose utilizar en este último caso procesos de infusión de resina para su fabricación.

El principal campo de aplicación de la estructura de refuerzo 10 de la invención se centra en fuselajes de estructuras aeronáuticas, si bien la invención también se puede aplicar a otras estructuras con características similares, como por ejemplo cajones de torsión de aeronave.

La invención es aplicable a diferentes formas de abertura 1 siempre y cuando la solución estructural pase por comprender elementos de refuerzo laterales 20, 30 en forma de viga en la dirección de los larguerillos 4.

La invención puede ser aplicable tanto a zonas del revestimiento 3 del fuselaje de una aeronave muy cargadas, como es el caso del rear end de la aeronave, como a otras partes del fuselaje que se encuentren sometidas a menores requerimientos de carga estructural. 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.