Secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones.

Una sección (110; 310; 410; 510) de un fuselaje de avión (102),

comprendiendo la sección (110; 310; 410; 510):una capa (721) de tejido compuesto que forma una primera parte más interior de un forro (220; 320; 420; 520;1420) que forma una superficie continua (820) que se extiende 360 grados alrededor del eje longitudinal (707)de la sección;

una pluralidad de haces de fibra (818) estratos sobre la capa (721) de tejido compuesto, en el que lapluralidad de haces de fibra (818) forma una segunda parte exterior del forro;

una primera varilla (230; 336; 450; 530; 730; 1430) que tiene una primera parte del flanco (231; 237; 431;437; 531; 1431) pegado a una superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420), yuna primera parte elevada (234; 334; 434) que se proyecta hacia dentro y alejándose de la superficie interiorde la primera parte del forro (230; 320; 420; 520; 1420); y

al menos una segunda varilla (230; 338; 450; 530; 730; 1430) separado del primer varilla (230; 336; 450; 530;730; 1430), teniendo el segundo varilla (230; 338; 450; 530; 730; 1430) una segunda parte del flanco (231;337; 431; 437; 531; 1431) pegada a la superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520;1420), y una segunda parte elevada (234; 334; 434) que se proyecta hacia dentro y alejándose de lasuperficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420).

Secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones.

CAMPO TECNICO La descripción siguiente trata en general de estructuras para aviones y, más en particular, de secciones del barril compuestas para el fuselaje de aviones.

ANTECEDENTES Los fabricantes de aviones se esfuerzan continuamente por encontrar modos de incrementar la eficiencia del avión y reducir los costes de fabricación. Un método muy conocido para incrementar la eficiencia de la aeronave es reducir el peso del fuselaje a través del uso de materiales compuestos que tienen ratios de resistencia frente a peso relativamente altos. Los materiales compuestos han sido utilizados en los fuselajes de aviones de caza, de aviones privados de alta eficiencia, y en reactores de negocios. Los aviones más grandes, sin embargo, como por ejemplo los aviones de transporte comercial grandes, utilizan típicamente materiales metálicos para toda o para la mayor parte de la estructura primaria. Las planchas del fuselaje para aviones comerciales de transporte, por ejemplo, están fabricadas típicamente de aluminio y otros metales.

Los métodos convencionales para fabricar los fuselajes de reactores de negocios con materiales compuestos requieren típicamente composiciones de herramientas grandes y procedimientos de ensamblaje muy intensivos en mano de obra. Un método conocido utilizado por la Raytheon Aircraft Company de Wichita, Kansas, para fabricar los reactores de negocios Premier I y Hawker Horizon incluye envolver fibras de carbono alrededor de un mandril rotativo con un sistema de colocación de la fibra automático. El mandril proporciona la forma básica de una sección del fuselaje. Las fibras de carbono están preimpregnadas con una resina epoxy termoestable, y son aplicadas sobre el mandril rotativo en múltiples capas para formar el forro interior de la sección de fuselaje. El forro interior es cubierto a continuación con una capa de núcleo en forma de panel de abeja. El sistema de colocación de fibra aplica a continuación capas adicionales de fibra de carbono preimpregnadas sobre el núcleo en forma de panel de abeja para formar el forro exterior, lo que resulta en una estructura de sandwich. La capa final incluye una tejido híbrida de fibra de carbono y finos hilos metálicos para proporcionar protección contra los impactos de los rayos.

El fuselaje del Premier I incluye dos secciones de fuselaje de compuestas formadas de la manera descrita. El fuselaje del Hawker Horizon incluye tres secciones formadas de esta manera. Tras ser formadas, las secciones de fuselaje respectivas son pegadas entre sí a lo largo de juntas circulares para formar el armazón del fuselaje completo. Otro método para formar armazones de fuselajes compuestos de acuerdo con la técnica anterior incluye formar mitades del fuselaje o paneles de un cuarto de sección de manera separada (por ejemplo, por un proceso de extensión de capas) , y a continuación uniendo las partes separadas entre sí a lo largo de juntas longitudinales para formar una sección completa del fuselaje.

El arrollamiento de los filamentos, la colocación de fibra, y la extensión de cinta son tres métodos conocidos para aplicar fibras compuestas unidireccionales a un mandril rotativo para formar una capa del barril continua. En el proceso de arrollamiento de filamentos, el mandril está típicamente suspendido horizontalmente entre unos soportes extremos. El mandril gira sobre su eje horizontal a medida que un instrumento de aplicación de la fibra se mueve adelante y atrás de lo largo de la longitud del mandril, colocando fibra sobre el mandril en una configuración predeterminada. En la mayoría de aplicaciones, el aparato de arrollamiento de filamentos hace pasar el material de la fibra a través de un “baño” de resina justo antes de que el material toque el mandril. A esto se le llama “arrollamiento húmedo”. En otras aplicaciones, la fibra ha sido preimpregnada con resina, eliminando la necesidad de un baño de resina. Continuando con el curado en horno o autoclave de la resina, el mandril puede permanecer colocado y convertirse en parte del componente cilíndrico, o puede ser retirado.

El proceso de colocación de la fibra incluye típicamente la colocación automatizada de múltiples “haces” (esto es, un conjunto de filamentos continuos no enrollados, como por ejemplo fibras de carbono o grafito, preimpregnadas con un material de resina termoestable como por ejemplo epoxy) , cintas, o cintas cortadas sobre un mandril que gira a alta velocidad. Un haz típico está entre 3, 05 mm (0, 12 “) y 6, 35 mm (0, 25 ”) de ancho cuando se aplasta. Las máquinas de colocación de fibra convencionales suministran varios haces a un cabezal de suministro móvil que ordena los haces (esto es, coloca los haces paralelos) y aplica los haces a la superficie del mandril rotativo utilizando un o más rodillos de compactación que comprimen los haces contra la superficie. Adicionalmente, tales máquinas incluyen típicamente medios para suministrar, unir, cortar y restablecer haces individuales durante la colocación.

La colocación en cinta es similar al proceso de colocación de fibras descrito anteriormente con la excepción de que se extienden cintas de fibra preimpregnadas, en lugar de haces individuales, sobre el mandril rotativo para formar la pieza. Una forma de cinta incluye un papel de soporte que mantiene el ancho y la orientación de las fibras. El papel de soporte se retira durante la aplicación. La cinta cortada es una cinta que ha sido cortada tras ser producida en anchos estándares por el fabricante. Al cortar la cinta se producen anchuras más pequeñas que permite una esterificación mejorada y el ajuste durante la aplicación para conseguir los objetivos de diseño y producción. La cinta cortada puede tener anchos que varía desde aproximadamente 3, 05 mm (0, 12 “) y 152, 4 mm (6 “) y puede incluir, o no, papel de soporte. Otra forma de cinta incluye múltiples fibras individuales tejidas junto con un material textil. Tal como se usa a lo largo de esta descripción, a menos que se indique lo contrario, el término “cinta” se refiere a cinta, cinta con papel de soporte, cinta cortada, y otros tipos de material compuesto en forma de cinta para ser utilizado en la fabricación de estructuras compuestas. La colocación de cintas es utilizada con frecuencia para las partes con contornos de alta complejidad o con ángulos porque la cinta permite cambios de dirección con relativa facilidad.

El documento de la técnica anterior más próxima US 6, 613, 258 B1 titulado “Método para fabricar piezas en materiales compuestos con una matriz termoplástica” describe un proceso para la fabricación de piezas de grandes dimensiones formadas por un forro y varillas, como por ejemplo segmentos del fuselaje de una aeronave, hechos de un material compuesto con una matriz termoplástica. Una vez que las varillas han sido hechas de manera separada mediante extensión, la consolidación y el conformado, estas varillas se colocan en una herramienta y el forro se fabrica y se ensambla a las varillas simultáneamente por soldadura de difusión. Más precisamente, el forro es extendido y consolidado continuamente mediante un cabezal de extendido, de manera que las partes necesarias se obtienen directamente.

El documento US 5, 223, 067 titulado “Método para fabricar estructuras de fuselaje de aviones” describe una estructura que está fabricada siguiendo los siguientes pasos. Se preparan en primer lugar una pluralidad de miembros en forma de anillo, estando provisto cada miembro de una pluralidad de rebajes alrededor de la superficie periférica exterior de los mismos y en posiciones separadas en la dirección circunferencial de los mismos. Se proveen unos miembros de placa alargados que tienen unas partes convexas respectivas que se corresponden con los rebajes, para formar largueros. Los miembros en forma de anillo se disponen a continuación separados de manera coaxial en posiciones paralelas, tras lo cual se inserta una plantilla de estrato en el interior de los miembros con forma de anillo dispuesta de manera coaxial con una bolsa de silicona interpuesta entre los mismos, teniendo la bolsa de silicona un extremo opuesto abierto. Los miembros con forma de anillo se colocan en rebajes anulares previstos en la plantilla de estrato y en los rebajes anulares correspondientes previstos en la bolsa. Los largueros se colocan en los miembros con forma de anillo con las partes convexas ajustadas en los rebajes de los miembros con forma de anillo, de manera que se forma un bastidor con los miembros en forma de anillo y los... [Seguir leyendo]

1. Una sección (110; 310; 410; 510) de un fuselaje de avión (102) , comprendiendo la sección (110; 310; 410; 510) :

una capa (721) de tejido compuesto que forma una primera parte más interior de un forro (220; 320; 420; 520; 1420) que forma una superficie continua (820) que se extiende 360 grados alrededor del eje longitudinal (707) de la sección; una pluralidad de haces de fibra (818) estratos sobre la capa (721) de tejido compuesto, en el que la pluralidad de haces de fibra (818) forma una segunda parte exterior del forro; una primera varilla (230; 336; 450; 530; 730; 1430) que tiene una primera parte del flanco (231; 237; 431; 437; 531; 1431) pegado a una superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420) , y una primera parte elevada (234; 334; 434) que se proyecta hacia dentro y alejándose de la superficie interior de la primera parte del forro (230; 320; 420; 520; 1420) ; y al menos una segunda varilla (230; 338; 450; 530; 730; 1430) separado del primer varilla (230; 336; 450; 530; 730; 1430) , teniendo el segundo varilla (230; 338; 450; 530; 730; 1430) una segunda parte del flanco (231; 337; 431; 437; 531; 1431) pegada a la superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420) , y una segunda parte elevada (234; 334; 434) que se proyecta hacia dentro y alejándose de la superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420) .

2. La sección de la reivindicación 1 en la que cada uno de los haces de fibra (818) incluye un conjunto de fibras preimpregnadas con resina.

3. La sección de la reivindicación 1 en la que cada uno de los haces de fibra (818) incluye un conjunto de fibras de carbono preimpregnadas con resina epoxy, y en la que cada una de los haces de fibra colimados tiene una anchura comprimida de entre aproximadamente 0, 15 cm y aproximadamente 1, 27 cm.

4. La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) unida a la superficie interior del forro (220; 320; 420; 520; 1420) .

5. La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) unida al primer y al segundo varilla (336, 338) .

6. La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) unida al menos de manera proximal a la superficie interior del forro (320) , en el que la sección del bastidor (241, 242) incluye al menos una primera y una segunda abertura (248) , y en la que la primera parte elevada (234; 334; 434) del primer varilla

(336) se extiende a través de la primera abertura (248) y de la segunda parte elevada (234; 334; 434) del segundo varilla (338) que se extiende a través de la segunda abertura (248) .

7. La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) que tiene una parte de la base (244) acoplada a una primera parte del flanco (337a) del primer varilla (336) y una segunda parte del flanco (337b) del segundo varilla (338) sin estar acoplada al forro (320) entre la primera parte elevada (334) del primer varilla (336) y la segunda parte elevada (334) del segundo varilla (338) .

8. La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) que tiene una parte de la base (244) , en la que al menos una de entre la primera parte del flanco (337a) del primer varilla (336) y de la segunda parte del flanco (337b) del segundo varilla (338) se extiende hacia la otra de la primera parte del flanco (227a) y la segunda parte del flanco (337b) para formar al menos aproximadamente una superficie de soporte continua (235) que se extiende entre la primera parte elevada (334) del primer varilla (336) y la segunda parte elevada (334) del segundo varilla (338) , y en la que la parte de la base (244) de la sección del bastidor (241, 242) se acopla al menos aproximadamente a la superficie de soporte continua (235) .

9. La sección de la reivindicación 1 en la que la pluralidad de haces de fibra (818) incluye una pluralidad de haces de fibra colimados o compactados.