Estructura integrada de aeronave en material compuesto que comprende un revestimiento y larguerillos (1),

comprendiendo el revestimiento una parte de revestimiento (5) y un revestimiento base (3), comprendiendo además dicha estructura elementos en forma de U (15) cada uno de los cuales comprende a su vez dos secciones en L (4a+5a y 4b+5b) junto con la parte de revestimiento (5), de tal forma que estos elementos en forma de U (15) cumplen dos funciones estructurales en la citada estructura al mismo tiempo, actuando como pies de cuaderna y como revestimiento, constituyéndose una estructura integrada de fuselaje sin remaches o uniones. La invención se refiere también a un proceso de fabricación de una estructura integrada de aeronave en material compuesto tal.

Estructura integrada de aeronave en material compuesto.

Campo de la invención

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

Antecedentes de la invención

Es comúnmente conocido que la industria aeronáutica requiere estructuras que por una parte soporten las cargas a las que son sometidas, cumpliendo altas exigencias de resistencia y rigidez, y por otra parte sean lo más ligeras posible. Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez más extendido de los materiales compuestos en estructuras primarias ya que, aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se puede conseguir en consecuencia un importante ahorro de peso frente a un diseño en material metálico.

Especialmente las estructuras integradas han demostrado ser muy eficientes en este sentido. Se habla de estructura integrada cuando los distintos elementos estructurales están fabricados de una vez. Ésta es otra ventaja del uso de los materiales compuestos debido a que, por su condición de capas independientes que se pueden ir apilando en la forma deseada, ofrecen la posibilidad de integrar más y más la estructura, lo que además provoca a menudo un ahorro de costes - igualmente esencial a la hora de competir en el mercado - al tener menos piezas individuales que ensamblar.

La estructura principal de los fuselajes de aeronave se compone de revestimiento, larguerillos y cuadernas. El revestimiento se rigidiza longitudinalmente con larguerillos para disminuir su espesor y ser competitivo en peso, mientras que las cuadernas impiden la inestabilidad general del fuselaje y pueden estar sometidas a introducciones locales de carga. Dentro del fuselaje de una aeronave podemos encontrar otros elementos estructurales, como es el caso de vigas, que sirven de marco a secciones abiertas del fuselaje o bien que sirven para soportar las cargas introducidas por el suelo de la cabina de la citada aeronave.

Así, la estructura más utilizada actualmente para un fuselaje consta, por un lado, de un revestimiento con larguerillos integrados, copegados o cocurados y, por otro lado, de cuadernas, pudiendo ser estas cuadernas, a su vez, flotantes o completas, fabricándose aparte y remachándose posteriormente al revestimiento del fuselaje.

El conjunto revestimiento más larguerillos puede fabricarse en un único proceso (denominado one-shot), mediante el cual se obtiene el revestimiento, cónico o cilíndrico, junto con los larguerillos de una pieza, o bien dicho conjunto revestimiento más larguerillos puede fabricarse por separado en varios paneles (solución panelizada) que luego se unen mecánicamente.

En lo referente a las cuadernas, éstas pueden ser, según la técnica conocida, flotantes o completas. En el caso de las cuadernas completas empleadas en la actualidad, el proceso de fabricación se realiza en numerosos pasos. Las cuadernas se fabrican por separado, en varios tramos, y se unen mecánicamente al revestimiento, tomando la forma de dicho revestimiento al apoyar sobre el mismo. El problema que plantean estas cuadernas completas conocidas es que han de emplearse útiles complicados y caros para conseguir las tolerancias de montaje necesarias para poder unir dichas cuadernas al revestimiento, teniendo en cuenta los requerimientos aerodinámicos y estructurales precisos.

Para el caso de cuadernas flotantes, el proceso de fabricación conocido también consta de varios pasos. Las cuadernas se fabrican por separado pero, aparte de los tramos que hagan falta en función de la panelización del revestimiento, la sección transversal constará de dos piezas diferentes: por un lado, de la cuaderna flotante como tal y, por otro lado, del pie (pieza denominada "babette" o "shear tie") que se une al revestimiento mediante remaches, estando a su vez la propia cuaderna flotante remachada al pie anteriormente citado. Con esta solución, se simplifica la fabricación de la cuaderna flotante debido a que, al no tener que copiar la forma del revestimiento, los útiles empleados son más sencillos, al tiempo que se mejora el problema de las tolerancias de montaje. Sin embargo, esta solución conocida de cuadernas flotantes plantea el inconveniente del aumento del número de piezas y, por tanto, del número de uniones necesarias.

En los dos casos conocidos anteriores, cuadernas completas y cuadernas flotantes, hacen falta diferentes estaciones de montaje y gran cantidad de elementos de unión (básicamente remaches), lo cual implica la existencia de penalizaciones en peso, de altos costes de producción y ensamblaje, y de una mayor capacidad logística necesaria.

Es por ello que en los últimos años se están dedicando grandes esfuerzos a conseguir un nivel cada vez más alto de integración en la producción de fuselajes en material compuesto, para evitar así los inconvenientes de las soluciones conocidas anteriormente mencionados. El problema que plantea esta integración reside fundamentalmente en originar la suficiente presión en todos los elementos durante el proceso de curado conjunto.

Como resultado de estos esfuerzos, existen varias patentes en las que se describen métodos de fabricación que, con ayuda de útiles especiales de curado, logran integrar algunos de los elementos estructurales típicos, ensamblando los demás elementos restantes en los siguientes estadios de montaje. Es el caso de las patentes WO2008/025860A1, WO2006001860A2 y US2006231682A1.

Las citadas patentes se centran en el útil para posibilitar la fabricación de la pieza completa (revestimiento de una pieza, larguerillos y pies de cuadernas) en un solo proceso de curado.

La patente US2006231682A1 parte de la base de apilar individualmente los elementos estructurales básicos y, con los útiles adecuados, curarlos conjuntamente. El problema que plantea este documento es que, al ser necesario realizar el apilado y conformado de muchas piezas, los costes de fabricación son muy elevados, al tiempo que el paso de carga entre los diversos elementos estructurales básicos se produce por la interface pegada, pudiendo existir problemas de despegado en dichas zonas de unión.

La presente invención está orientada a la solución de los inconvenientes planteados anteriormente.

Sumario de la invención

Así, la presente invención se refiere a una estructura integrada de un fuselaje de material compuesto para aeronave que comprende un revestimiento base, larguerillos, teniendo los citados larguerillos sección transversal en, omega, T, etc. y elementos en forma de U, estando todo lo anterior cocurado. El material compuesto puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con resina termoestable o termoplástica. El concepto de fuselaje integrado según esta invención es aplicable tanto a fuselajes one-shot como a fuselajes panelizados. El principal campo de aplicación son fuselajes de estructuras aeronáuticas, si bien la invención también se puede aplicar a otras estructuras con características similares, como por ejemplo cajones de torsión para integrar los cordones de amarre de costillas.

Según la invención, se crea una sección de fuselaje partiendo de elementos individuales con sección en U que asumen varias funciones estructurales, formando parte de la cuaderna y del revestimiento al mismo tiempo. Al unir estos elementos en forma de U con el revestimiento base y los larguerillos antes de la fase final de cocurado se consigue la estructura completa integrada requerida. Esto significa tener todas las ventajas que una estructura integrada conlleva, como el ahorro de costes de fabricación, ya que el material compuesto requiere un proceso de curado bastante costoso, y gracias a la integración se reduce el número de ciclos de curado y así los costes, al tiempo que se consigue que haya un paso más uniforme de cargas entre los elementos que componen la estructura.

Así, la estructura de fuselaje de aeronave según la invención integrará el revestimiento con larguerillos y pies de las cuadernas para aprovechar las ventajas de montaje de usar cuadernas flotantes, así como la simplificación que conlleva fabricar dichas cuadernas, sin necesitar mayor número de piezas y por tanto, sin penalizar el número de uniones.

De este modo, la presente invención tiene por objeto, por un lado, una estructura integrada de fuselaje de aeronave con las siguientes características: la estructura comprende un revestimiento,...

1. Estructura de fuselaje de aeronave realizada en material compuesto que comprende un revestimiento y larguerillos (1), caracterizada porque el revestimiento comprende una parte de revestimiento (5) y un revestimiento base (3), comprendiendo además dicha estructura elementos en forma de U (15) cada uno de los cuales comprende a su vez dos secciones en L (4a+5a y 4b+5b) junto con la parte de revestimiento (5), de tal forma que estos elementos en forma de U (15) cumplen dos funciones estructurales en la citada estructura al mismo tiempo, actuando como pies de cuaderna y como revestimiento, constituyéndose una estructura integrada de fuselaje sin remaches o uniones.

2. Estructura de fuselaje de aeronave realizada en material compuesto según la reivindicación 1 caracterizada porque las piezas en forma de U (15) comprenden refuerzos (6) para conseguir el sobre espesor preciso en las zonas de doblado de dichos elementos (15).

3. Estructura de fuselaje de aeronave realizada en material compuesto según la reivindicación 1 ó 2 caracterizada porque el material compuesto comprende fibras de carbono o de vidrio.

4. Estructura de fuselaje de aeronave realizada en material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque la resina del material compuesto es de tipo termoestable o termoplástico.

5. Estructura de fuselaje de aeronave realizada en material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el material compuesto es preimpregnado o de fibra seca.

6. Estructura de fuselaje de aeronave realizada en material compuesto según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el fuselaje está panelizado o formado por un barril completo.

7. Procedimiento de fabricación de una estructura de fuselaje de aeronave integrada realizada en material compuesto según la reivindicación 1, caracterizado porque comprende las siguientes etapas:

a) apilado de capas de material compuesto (7) de las que se componen los elementos con forma de U (15);

b) apilado de las capas de material compuesto de las que se componen los larguerillos (1);

c) doblado del apilado obtenido en la etapa a) para conformar los elementos en forma de U (15);

d) doblado del apilado obtenido en la etapa b) para conformar los larguerillos (1);

e) colocación de los elementos en forma de U (15) en el útil de curado junto con los larguerillos (1);

f) apilado del revestimiento base (3), y

g) curado de la estructura completa mediante la aplicación de presión y temperatura, permitiéndose la adecuada compactación de todas las zonas de la citada estructura.

8. Procedimiento de fabricación de una estructura de fuselaje de aeronave integrada según la reivindicación 7 caracterizado porque el apilado de las capas de material compuesto (7) en las etapas a) y b) se realiza mediante procedimiento manual o automáti- co.

9. Procedimiento de fabricación de una estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las reivindicaciones 7-8 caracterizado porque los apilados de los elementos en forma de U (15) de la etapa a) comprenden refuerzos (6) tanto en sentido longitudinal como transversal para optimizar dichos apilados.

10. Procedimiento de fabricación de una estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las reivindicaciones 7-9 caracterizado porque, en la etapa c), el doblado de los elementos en forma de U (15) se realiza mediante un ciclo de temperatura y vacío, mediante la utilización de un útil (11).

11. Procedimiento de fabricación de una estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las reivindicaciones 7-10 caracterizado porque, en la etapa e), se introducen rowings (10) para evitar huecos, acumulaciones de resina y asegurar un cocurado óptimo.

12. Procedimiento de fabricación de una estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las reivindicaciones 7-11 caracterizado porque, en la etapa f), se utiliza un útil cónico, cilíndrico o bien un sector, en función de que se trate de un proceso one-shot o de una sección panelizada.

13. Procedimiento de fabricación de una estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las reivindicaciones 7-12 caracterizado porque la estructura integrada está cocurada,. Copegada o encolada secundariamente.

14. Procedimiento de fabricación de una estructura de fuselaje de aeronave integrada según cualquiera de las reivindicaciones 7-13 caracterizado porque, previa a la etapa e), en caso de que los elementos en forma de U (15) estén curados previamente, existe una etapa más de curado por Moldeo por Transferencia de Resina (RTM) cuando el material compuesto es fibra seca.