PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE.

Procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje de una aeronave.



El procedimiento comprende la fabricación de la sección anterior (2) y de la sección posterior (3) con la estructura de ensamblaje integrada en la sección posterior y el posterior ensamblaje de las dos secciones.

La fabricación de la sección anterior (2) comprende la fabricación de una porción principal (9) de sección anterior separada de una porción de acoplamiento (10) de sección anterior.

El ensamblaje de las dos secciones comprende el ensamblaje de la porción principal (9) con el conjunto de la sección posterior (3) y la porción de acoplamiento (10) de sección anterior.

Tipo: Patente de Invención. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: P200930503.

Solicitante: AIRBUS OPERATIONS, S.L.

Nacionalidad solicitante: España.

Inventor/es: GARCIA PATINO,MARIA ARANZAZU, VERA VILLARES,ENRIQUE.

Fecha de Publicación: .

Clasificación Internacional de Patentes:

  • B64C1/06 SECCION B — TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES.B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA.B64C AEROPLANOS; HELICOPTEROS (vehículos de colchón de aire B60V). › B64C 1/00 Fuselajes; Características estructurales comunes a fuselajes, alas, superficies estabilizadoras o similares (características aerodinámicas comunes a fuselajes, alas, superficies estabilizadoras o similares B64C 23/00; instalaciones de la cabina de vuelo B64D). › Cuadernas; Larguerillos; Largueros.
  • B64C1/10 B64C 1/00 […] › Mamparas.
  • B64F5/00 B64 […] › B64F INSTALACIONES EN TIERRA O INSTALACIONES EN CUBIERTA DE PORTAAVIONES ESPECIALMENTE ADAPTADAS PARA SU USO EN CONEXION CON AERONAVES; DISEÑO, FABRICACION, MONTAJE, LIMPIEZA, MANTENIMIENTO O REPARACION DE AERONAVES, NO PREVISTOS EN OTRO LUGAR.Diseño, fabricación, ensamblado, limpieza, mantenimiento o reparación de aeronaves, no previstos en otro lugar.

Fragmento de la descripción:

PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE

CAMPO DE LA INVENCIÓN

La presente invención se concibe para la industria aeronáutica, en el campo del diseño y la construcción de aeronaves.

OBJETO DE LA INVENCION

La presente invención, según se expresa en el enunciado de la presente memoria descriptiva, tiene por objeto proporcionar un procedimiento para el ensamblaje de secciones de fuselaje de aeronave.

La invención proporciona un procedimiento que permite ensamblar secciones de fuselaje previamente obtenidas con la máxima integridad, lo que reduce el número de operaciones necesarias para realizar el ensamblaje y por consiguiente reducir los costes y tiempos de fabricación. Adicionalmente, la fabricación íntegra o casi íntegra de cada una de las secciones previamente a ensamblarlas, proporciona mejoras en la resistencia estructural y la precisión dimensional de las propias secciones, teniendo en cuenta además que para la fabricación de cada una de las secciones a ensamblar con la máxima integridad es propicia actualmente la utilización de técnicas de fabricación en materiales compuestos conocidas como laminado con colocación de fibras (“fiber placement”) .

Para el acoplamiento de secciones de fuselaje, se emplean estructuras de ensamblaje que comprenden una cuaderna de ensamblaje y una platabanda, que se extienden alrededor del fuselaje entorno al borde de las secciones a ensamblar. La cuaderna de ensamblaje debe absorber las cargas procedentes de las secciones además de rigidizar transversalmente el fuselaje en la zona del acoplamiento. Por otra parte, la platabanda tiene la función de asegurar la continuidad de los esfuerzos transmitidos a través del revestimiento y los larguerillos de cada una de las secciones a acoplar.

En particular, la presente invención proporciona un procedimiento para ensamblar las secciones donde se localiza el mamparo de presiones de la aeronave. Es decir, las secciones correspondientes a la zona presurizada y la zona no presurizada de la aeronave respectivamente. La estructura de ensamblaje de estas secciones, además de la cuaderna de ensamblaje y la platabanda citadas, requiere de modificaciones estructurales para el acoplamiento del mamparo, en la configuración de la propia cuaderna de ensamblaje, o mediante la inclusión de elementos estructurales adicionales con objeto de proporcionar una resistencia adicional adecuada para absorber las cargas de presión que actúan en el mamparo de presiones.

La presente invención también tiene por objeto proporcionar un procedimiento de ensamblaje entre las dos secciones cuando la estructura de ensamblaje (cuaderna, platabanda, acoplamiento del mamparo de presión, etc.) se ha integrado previamente en la sección posterior. En este caso, el integrar la estructura de ensamblaje en la sección posterior proporciona la ventaja técnica de que al posicionar la estructura de ensamblaje más hacia atrás, el mamparo de presión se retrasa también apreciablemente y por tanto aumenta apreciablemente el volumen de la zona presurizada de la aeronave con la consiguiente ventaja derivada del aumento de la capacidad para transportar carga de pago.

Finalmente, otro objeto de la presente invención es proporcionar un procedimiento de ensamblaje entre las dos secciones cuando el fuselaje es troncocónico. En este caso, si además la estructura de ensamblaje (al menos consistente en la cuaderna de ensamblaje y la platabanda) se incorpora a la sección posterior, se presenta el problema técnico de que al sobresalir parte de la estructura de ensamblaje (al menos la platabanda) por el borde de la sección posterior, por

geometría no es posible el acoplamiento directo de la sección posterior con la sección anterior. ESTADO DE LA TÉCNICA ANTERIOR A LA INVENCIÓN Convencionalmente, el ensamblaje de secciones de

fuselaje no se realiza a partir de las secciones totalmente integradas. Al menos la estructura de ensamblaje (cuaderna de ensamblaje, platabanda, etc.) se instala posteriormente, durante la misma operación de ensamblaje. Una vez fijada la estructura de ensamblaje, se extiende sobre ella el revestimiento, distribuido en paneles. Este método convencional aporta la ventaja de que permite corregir las tolerancias de fabricación, permitiendo un ajuste final adecuado entre las dos secciones a acoplar, sin embargo como se ha indicado anteriormente presenta inconvenientes derivados del tiempo y costes de fabricación, así como de la resistencia estructural y precisión dimensional del fuselaje en el entorno de la zona de ensamblaje, con respecto a la solución de acoplar las secciones partiendo de que las mismas incorporen la estructura de ensamblaje previamente al ensamblaje.

Adicionalmente, en el caso de la presente invención interviene el factor de la incorporación de los elementos estructurales de acoplamiento del mamparo de presión a la propia estructura de ensamblaje. Convencionalmente, el mamparo de presión se ensambla a la aeronave a través de la misma cuaderna de ensamblaje. Para ello, una porción posterior del ala superior de la cuaderna se proyecta hacia arriba y hacia atrás con cierta inclinación respecto al revestimiento que viene determinada por una línea tangente al mamparo de presión, teniendo un valor aproximado y orientativo de 60º . También se conocen estructuras de refuerzo para la carga de presión del mamparo como tirantes que se acoplan entre la cuaderna de ensamblaje y en otra cuaderna de refuerzo dispuesta en una posición adelantada respecto a la cuaderna de ensamblaje y conectada a los larguerillos de la sección anterior. Dicha cuaderna de ensamblaje para mamparo de presión necesariamente ha de fabricarse de metal y por la técnica de mecanizado, debido a la naturaleza de las cargas que debe resistir, las del acoplamiento como una cuaderna de ensamblaje simple más las de presión. Sin embargo, recientemente se han considerado estructuras de ensamblaje para mamparo de presión cuya fabricación puede fabricarse totalmente en material

compuesto. Este hecho, permite obtener una estructura de ensamblaje unida a la sección de fuselaje, sin ser necesarios medios de fijación mecánicos, por ejemplo por

medio de las técnicas de copegado o cocurado de material compuesto lo que contribuye positivamente al objeto de la presente invención. Esta estructura de ensamblaje se recoge en la presente invención y es hacia la que preferidamente se dirige la misma.

DESCRIPCION DE LA INVENCION

Con objeto de resolver los inconvenientes del estado de la técnica y lograr las mejoras anteriormente señaladas la presente invención proporciona un procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje, adecuado para secciones troncocónicas de fuselaje donde se ensambla el mamparo de presión de la aeronave.

Esencialmente, el procedimiento de ensamblaje permite acoplar una sección anterior con una sección posterior del fuselaje, cuando una de las secciones incorpora previamente la estructura de ensamblaje. Dicha estructura de ensamblaje comprende una cuaderna de ensamblaje y una platabanda principal. De otro lado, las secciones incorporan larguerillos, cuadernas de forma y revestimiento.

El procedimiento se caracteriza porque la fabricación de la sección anterior comprende la fabricación de la misma dividida en dos particiones: una porción principal de sección anterior y una porción de acoplamiento de sección anterior. La porción de acoplamiento consiste en un tramo de la sección anterior que se extiende desde el borde abarcando un arco. De este modo, la porción principal de sección anterior queda definida por un borde anterior, un borde posterior y un borde transversal que se extiende entre dichos bordes anterior y posterior de sección anterior.

Por otra parte, la fabricación de la sección posterior comprende la incorporación de la estructura de ensamblaje en dicha sección, es decir la incorporación de la platabanda principal y la cuaderna de ensamblaje en la misma. Así, la platabanda principal se conecta fijamente al revestimiento y la cuaderna de ensamblaje se acopla fijamente a dicha platabanda principal.

El ensamblaje de las dos secciones se completa con las siguientes subetapas: ensamblaje de la porción principal con la sección posterior; y ensamblaje de la porción de acoplamiento con el conjunto de la porción principal y la sección posterior.

De esta forma, la invención permite el ensamblaje de las secciones troncocónicas del fuselaje, partiendo de secciones con la máxima integridad, a pesar de que la estructura...

 


Reivindicaciones:

1. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, para acoplar una sección anterior

(2) con una sección posterior (3) del fuselaje (1) ; las secciones comprendiendo larguerillos (4) , cuadernas de forma

(5) y revestimiento (6) ; el fuselaje comprendiendo una estructura de ensamblaje entre la sección anterior (2) y la sección posterior (3) ; la estructura de ensamblaje incluyendo una platabanda (7) principal y una cuaderna (8) de ensamblaje; el procedimiento caracterizado porque comprende las siguientes etapas: fabricación de la sección anterior (2) y de la

sección posterior (3) con la estructura de ensamblaje integrada en una de las secciones; y ensamblaje de las secciones; caracterizado porque:

la fabricación de la sección anterior (2) comprende la fabricación de una porción principal (9) de sección anterior separada de una porción de acoplamiento (10) de sección anterior, la última consistente en un tramo de sección anterior que se extiende desde el borde (16) posterior de la sección anterior hasta el borde (17) anterior de la misma abarcando un arco;

la fabricación de la sección posterior (3) comprende la integración de la estructura de ensamblaje en la sección posterior; y el ensamblaje de las dos secciones comprende las siguientes subetapas: ensamblaje de la porción principal (9) con la sección posterior (3) ; y ensamblaje de la porción de acoplamiento (10) con el conjunto de la porción principal y la sección posterior.

2. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, para acoplar una sección anterior

(2) con una sección posterior (3) del fuselaje (1) ; las

secciones comprendiendo larguerillos (4) , cuadernas de forma

(5) y revestimiento (6) ; el fuselaje comprendiendo una estructura de ensamblaje entre la sección anterior (2) y la sección posterior (3) ; la estructura de ensamblaje incluyendo una platabanda (7) principal y una cuaderna (8) de ensamblaje; el procedimiento comprendiendo las siguientes etapas:

fabricación de la sección anterior (2) y de la sección posterior (3) con la estructura de ensamblaje integrada en una de las secciones; y ensamblaje de las dos secciones; caracterizado porque:

la fabricación de la sección anterior (2) comprende la fabricación de una porción principal (9) de sección anterior separada de una porción de acoplamiento (10) de sección anterior, la última consistente en un tramo de sección anterior que se extiende desde el borde (16) posterior de la sección anterior hasta el borde (17) anterior de la misma abarcando un arco;

la fabricación de la sección posterior (3) comprende la integración de la estructura de ensamblaje en la sección posterior; y el ensamblaje de las dos secciones comprende el ensamblaje de la porción principal (9) con el conjunto de la sección posterior (3) y la porción de acoplamiento (10) de sección anterior.

3. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 1 ó 2, caracterizado porque:

la fabricación de la porción principal (9) de sección anterior comprende la incorporación de una platabanda (11) secundaria que se extiende a lo largo del borde (17) anterior; la platabanda (11) secundaria conectándose fijamente entre una cuaderna (5) de forma y el revestimiento (6) de la sección anterior.

4. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 3, caracterizado porque:

la fabricación de la porción principal (9) de sección anterior comprende la incorporación de herrajes (12) de tensión conectados fijamente entre los larguerillos (4) y la platabanda (11) secundaria.

5. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 4, caracterizado porque:

la fabricación de la porción de acoplamiento (10) comprende la incorporación de larguerillos (4) conectados fijamente al revestimiento (6) .

6. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 5, caracterizado porque:

la fabricación de la sección posterior (3) comprende la incorporación de un mamparo de presión (13) acoplado fijamente a la cuaderna (8) de ensamblaje y a la platabanda (7) principal.

7. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 6, caracterizado porque:

el mamparo de presión (13) se conecta fijamente a un anillo de mamparo (14) que a su vez se conecta fijamente entre la cuaderna (8) de ensamblaje y la platabanda (7) principal.

8. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según una de las reivindicaciones 5-7, caracterizado porque:

la fabricación de la porción principal (9) comprende la incorporación de una platabanda transversal (15) .

9. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 8, caracterizado porque el ensamblaje de la porción principal

(9) con la sección posterior (3) comprende conectar fijamente la platabanda (7) principal con el revestimiento

(6) de la porción principal (9) . 10. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 9, caracterizado porque el ensamblaje de la porción principal

(9) con la sección posterior (3) comprende conectar fijamente unos herrajes de tensión entre los larguerillos

(4) de la porción principal (9) y la platabanda (7) principal.

11. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 8, caracterizado porque el ensamblaje de la porción de acoplamiento (10) con el conjunto de la porción principal

(9) y la sección posterior (3) comprende conectar fijamente el revestimiento de la porción de acoplamiento (10) con la platabanda (7) principal de la sección posterior (3) , y con la platabanda (11) secundaria y la platabanda transversal

(15) de la sección anterior (9) .

12. PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 11, caracterizado porque el ensamblaje de la porción de acoplamiento (10) con el conjunto de la porción principal

(9) y la sección posterior (3) comprende conectar fijamente unos herrajes de tensión entre los larguerillos (4) de la porción de acoplamiento (10) y la platabanda (7) principal por un lado, y entre los larguerillos (4) de la porción de acoplamiento (10) y la platabanda (11) secundaria por otro.

 

Patentes similares o relacionadas:

Método de fijación e inspección de superficies aerodinámicas contorneadas, del 1 de Abril de 2019, de THE BOEING COMPANY: Un método que comprende: proporcionar una parte (20; 20a) que tiene una superficie contorneada; proporcionar un accesorio que en general […]

Métodos para sellar un tirante de ventilación compuesto interno, del 26 de Marzo de 2019, de THE BOEING COMPANY: Un método para sellar un tirante de ventilación de ala de avión, que comprende: colocar un primer deslizante de sellado móvil […]

Ensamblajes de ajuste de autoalineación y sistemas y métodos que incluyen los mismos, del 6 de Marzo de 2019, de THE BOEING COMPANY: Ensamblaje de ajuste de autoalineación configurado para alinear y unir de manera operativa una rejilla de suelo y un barril de fuselaje de […]

Suspensión graduable de un motor para posicionarlo con respecto a su soporte, del 13 de Febrero de 2019, de Safran Power Units: Procedimiento de montaje de un módulo motor en un soporte que incluye una primera estructura y una segunda estructura excéntrica con respecto […]

Misil no tripulado, del 17 de Diciembre de 2018, de MBDA Deutschland GmbH: Misil no tripulado con al menos un ordenador de a bordo , en el que se ejecuta un software operacional, y una memoria de programas conectada con él, en la que está almacenado […]

Unidad inteligente de asistencia en tierra para aeronaves, del 26 de Septiembre de 2018, de Guinault S.A: Una unidad de asistencia en tierra para aeronaves (GSU), que es móvil, para realizar el mantenimiento de una aeronave en tierra según un programa de mantenimiento […]

Sistema de pintura para cuerpos que se mueven por el aire, del 3 de Septiembre de 2018, de SANTOS ALONSO-BURÓN, Iván: 1. Sistema de pintura para cuerpos que se mueven por el aire, donde el cuerpo presenta, una capa de pintura en la parte superior y otra en la parte inferior […]

Estructuras de material compuesto que tienen líneas de unión con conductividad eléctrica empareada, del 22 de Agosto de 2018, de THE BOEING COMPANY: Una estructura laminada de material compuesto, que comprende: primer y segundo laminados de resina de plastico reforzado con […]

Otras patentes de AIRBUS OPERATIONS, S.L