ESTRUCTURA INTERNA DE AERONAVE EN MATERIAL COMPUESTO.

ESTRUCTURA INTERNA DE AERONAVE EN MATERIAL COMPUESTO

CAMPO DE LA INVENCIÓN 5 La presente invención se refiere a una estructura interna de una aeronave realizada en material compuesto, en particular para fuselajes de estructuras aeronáuticas. ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN 10 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, 15 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 2 o 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 2 5 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 3 o 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. 5 El revestimiento puede fabricarse en una sola pieza que cubra los 360° (denominado fuselaje "one-shot') , siendo este fuselaje cónico o cilíndrico, 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 ca-pegados como ca-curados a la piel 1 o 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, 15 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 2 o 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 ca-pegados o ca- 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 2 5 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. 3 o

SUMARIO DE LA INVENCIÓN

La presente invención se refiere a una estructura interna de una Las ventajas principales conseguidas por la presente invención son las

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 5 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. 1 o 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 interfase 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 15 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 interfase de unión de 2 o 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, 2 5 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 30

bien vayan integradas (co-pegado o co-curado) al mismo. 5 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. 1 o 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 15 Las Figuras 1 a, 1 b y 1 e 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 2 o 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. 25 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 3 o

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...

1. Estructura interna de aeronave que comprende un revestimiento (1) de 5 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 (1 O) que dicho revestimiento (1) tiene en el resto de su sección, estando los larguerillos (2) 1 o integrados sobre estas zonas (4) del revestimiento (1 ) , consiguiéndose con esta disposición que la línea de interfase (5) de la unión de los larguerillos (2) con el revestimiento (1) quede aislada de la zona del revestimiento (1) que tiene un espesor (1 0) . 15 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) . 20 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 2 5 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 3 o 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

1 o 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 15 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 ca-pegados o ca-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 ca-pegadas o ca-curadas o remachadas sobre el interior del revestimiento (1 ) .

2 5 1O. 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.

3 o 11. 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.