INSERTO DE MATERIAL COMPUESTO Y SU PROCEDIMIENTO DE FABRICACION, Y PROCEDIMIENTO PARA LA REALIZACION DE UNA ESTRUCTURA COMPLEJA, COMPORTANDO DICHO INSERTO.

Procedimiento para la fabricación de un inserto de refuerzo de acuerdo con el cual:

a) se forman unas capas superpuestas de fibra (10-14),

b) se solidarizan entre sí el conjunto de las referidas capas superpuestas (10-14) por puntos sin anudamiento o con anudamiento y presionado, por medio de una fibra de solidarización que atraviesa las de referidas capas de manera que se definen unos tramos de fibra (15, 16) siendo rectilíneos al menos algunos de estos tramos (15, 16),

c) se impregna con una resina (17) el conjunto obtenido de esta manera,

d) se polimeriza la referida (17) para constituir una pieza material compuesto,

e) se desmoldea la referida pieza de material compuesto, y de acuerdo con el cual,

la densidad total de fibras que constituyen el inserto de refuerzo se halla comprendida entre un 50 y un 60% del volumen del inserto y los tramos de fibra (15, 16) ocupan entre un 3 y un 10% del volumen del inserto,

la operación de impregnación de la etapa c) se realiza de manera que no resulte comprimido el conjunto obtenido de la referida manera, en vistas a qué los expresados tramos (15, 16) permanezcan rectilíneos

Inserto de material compuesto y su procedimiento de fabricación, y procedimiento para la realización de una estructura compleja, comportando dicho inserto.

La presente invención, de acuerdo con la reivindicación 1, hace referencia a un procedimiento para la fabricación de un inserto de material compuesto ("composite"). La presente invención tiene igualmente por objeto un procedimiento para la realización de una estructura compleja ("sandwich") que comprende un inserto realizado de acuerdo con el expresado procedimiento.

Las estructuras complejas de material compuesto presentan unas propiedades excepcionales, especialmente desde el punto de vista mecánico.

Consecuentemente, las indicadas estructuras se utilizan ampliamente en la industria espacial (satélites, sondas, lanzadores) y en la industria aeronáutica (trampillas, puertas, bordes de ataque, alerones, tabiques interiores, etc...).

Son ya conocidos numerosos procedimientos para la fabricación de las indicadas estructuras compuestas, las cuales comprenden unos recubrimientos enlazados entre sí por un ánima. Esta ánima trabaja poco y se halla generalmente constituida por un material de reducida masa y/o dotado de modestas propiedades mecánicas. Se utiliza, pues, ya sea un material expandido del tipo de una estructura en forma de nido de abejas o de espuma, ya sea de unos simples hilos de enlace.

Sin embargo, la fijación de o sobre estas estructuras complejas plantea algunos problemas. Tanto el ánima como los recubrimientos, a consecuencia de su reducido espesor, presentan unas propiedades mecánicas insuficientes para poder soportar una carga concentrada en un punto de la estructura compleja tal como la ocasionada por los medios de fijación, tales como, por ejemplo, un tornillo.

Consecuentemente, se han desarrollado unos insertos para mejorar las zonas de contacto entre los medios de fijación y la estructura compleja, repartiendo de esta manera los esfuerzos de fijación, que son locales, sobre un volumen mayor de la estructura compleja. Estos insertos son normalmente utilizados tanto en relación con estructuras complejas realizadas a base de recubrimientos de material compuesto, como a base de recubrimientos de material metálico.

La Figura 1 muestra una forma particular de realización de una estructura compleja de la técnica anterior que comprende un inserto del indicado tipo. La estructura compleja 1 comporta dos capas de recubrimiento 2, 3 que comprenden unas fibras textiles muy resistentes, tales como unas fibras de carbono, y un ánima 4 en forma de nido de abejas, en la que los recubrimientos superficiales se hallan solidarizados al ánima 4 por polimerización de una resina. Con ayuda de un útil de corte se defina un vaciado en uno de los recubrimientos superficiales y sobre una parte importante del espesor del ánima 4. Se sitúa en esta cavidad un inserto metálico 5 que comprende un cuerpo 6 y una brida 7 o una amplia cabeza, de manera que la brida 7 recubra la superficie externa del recubrimiento 2 que presenta el orificio. Es posible disponer una capa adhesiva entre la brida 7 y la superficie exterior de la capa 2 para garantizar la estanqueidad de la estructura compleja 1. Esta amplia cabeza permite distribuir ventajosamente una carga sobre una superficie relativamente amplia del recubrimiento exterior 2, 3.

Como se comprende, el vaciado puede atravesar el conjunto, habiéndose realizado un orificio en cada una de las capas exteriores de manera que el cuerpo del inserto 5 atraviese totalmente el espesor del ánima 4 (figura 2).

Los insertos más normales se realizan a base de una aleación de aluminio, de titanio o incluso de invar.

El montaje del inserto y de la estructura compleja debe ser de la mejor calidad posible con objeto de evitar una eventual liberación del inserto que pueda determinar el deterioro de la estructura compleja, tal como, por ejemplo, una corrosión. Sin embargo, para realizar una adhesión de calidad, resulta necesario someter a los insertos a una buena preparación superficial. Sin embargo, en la práctica resulta difícil llevar a la práctica esta preparación, incluso para el aluminio. Ello es cierto, en particular, en relación con el titanio, y aún más, en relación el acero inoxidable y con el inver.

Estos materiales son de los más relativamente densos, lo que hace que resulten poco compatibles con los imperativos de fabricación de los dispositivos espaciales en los que la optimización de las masas constituye una verdadera exigencia.

A través del documento EP 0 903 216 es ya conocido un procedimiento para realizar una zona rigidificada constitutiva de un inserto destinado a acoger un sistema de fijación al interior de un panel compuesto de tipo complejo con un ánima alveolar. De acuerdo con este procedimiento, se posiciona una platina de refuerzo en un punto determinado de la superficie interna de una parte de un molde de queso, estando provista esta platina de puntas sobresalientes, se sitúa en el molde de queso el material complejo con un ánima alveolar, se presiona el material mediante el cierre del molde de queso, para formar el panel, de manera que el panel se adapta a la forma de la platina de refuerzo la cual queda anclada al mismo por medio de los picos agudos de este último.

En el documento US 5 070 055 aparece divulgado, por otra parte, un inserto para una estructura estratificada de material plástico consistente en al menos dos capas plastificadas unidas entre sí, teniendo el inserto un cuerpo constituido a base de un material plástico sintético, estando situados los ejes de longitud X y de anchura Y del inserto en un primer plano, mientras que el eje Z de espesor de halla situado en un segundo plano perpendicular al primer plano, estando situado paralelamente al primer plano un primer conjunto de fibras de refuerzo, mientras que un segundo conjunto de fibras de refuerzo se halla situado paralelamente con respecto al segundo plano.

Sin embargo, se plantea igualmente un problema de compatibilidad thérmica entre el inserto y la estructura compleja. Este problema resulta particularmente sensible para las aplicaciones espaciales en las que las estructuras se hallan expuestas a modificaciones extremas de temperatura como resultado de la exposición al sol del correspondiente ingenio espacial. Estas temperaturas pueden de esta manera variar entre -250ºC y -250ºC, por ejemplo. Se engendran en tal caso unos esfuerzos sobre la fijación entre el iserto y la estructura compleja, que son el resultado de la diferencia entre los coeficientes de dilatación térmica de los correspondientes materiales. Estos esfuerzos pueden determinar un deterioro de la indicada fijación.

El expresado problema puede igualmente aparecer durante las operaciones de fabricación, el acoplamiento entre la estructura compleja y el inserto puede en efecto verse obligado a superar unos ciclos de temperatura que oscilan entre 0ºC y 200ºC, por ejemplo, durante la adhesión en caliente, de manera que pueden aparecer defectos en el enlace entre la estructura compleja y el inserto, no presentando el producto final las propiedades mecánicas necesarias.

Por otra parte, son ya conocidos unos insertos de materiales compuestos obtenidos por estratificación de fibras impregnadas de resina, por ejemplo, fibras de carbono y de una resina epoxi. Estos insertos responden en parte a los problemas engendrados por los esfuerzos de masa, de las dilataciones térmicas y del acoplamiento. Sin embargo, los insertos en cuestión reúnen únicamente buenas propiedades en el plano del inserto, es decir en las direcciones en las que se hallan presentes las fibras. Fuera de este plano, en el sentido del espesor, trabaja únicamente la fibra. Ahora bien, es perfectamente conocido que las resinas presentan unas propiedades mecánicas sumamente modestas. Consecuentemente, los insertos que nos ocupan no presentan un comportamiento satisfactorio frente a los esfuerzos de tracción ejercidos por unos medios de apriete tal como unos tornillos, o incluso únicamente frente a los esfuerzos engendrados por los ciclos térmicos durante el acoplamiento entre el inserto y la estructura compleja. Durante la utilización o desde el momento de la fabricación pueden aparecer unas grietas, que son susceptibles de acabar en una ruptura de la correspondiente pieza.

El objetivo de la presente invención estriba en proponer un proceso para la fabricación de un inserto simple en su concepción y en su forma operativa, económico, ligero y dispuesto para permitir una absorción de los esfuerzos a nivel de las fijaciones sin grietas de acuerdo con la reivindicación...

1. Procedimiento para la fabricación de un inserto de refuerzo de acuerdo con el cual: