Componente plano de una aeronave y procedimiento para su fabricación.

Componente plano (1) para una aeronave (2) de material compuesto reforzado con fibras,

que forma unasuperficie (3) con un espesor de material (4), que presenta, además, nervaduras (5) con una altura de la nervadura(6), que forman superficies parciales (7) del componente plano (1), en el que al menos una superficie parcial (7) estárealizada con al menos un cordón de refuerzo (8) de una dilatación del cordón (9), que se extiende sobre lasuperficie parcial (7) entre las nervaduras (5), en el que el al menos un cordón de refuerzo (8) presenta unadilatación del cordón (9) de máximo 10 mm y de esta manera es como máximo el 15 % de la altura de nervadura (6)de las nervaduras (5) que rodean las superficies parciales (7) así como tiene una sección transversal redonda,ovalada o en forma semicircular, en el que el cordón de refuerzo está rodeado con una estructura de apoyo (10).

Componente plano de una aeronave y procedimiento para su fabricación La presente invención se refiere a un componente plano de una aeronave, en particular de un avión o un helicóptero, que forma una superficie con un espesor de material y que presenta nervaduras (larguerillos y costillas) con una altura de la nervadura, que forman superficies parciales del componente plano. Tales componentes planos encuentran aplicación especialmente como alas, componentes del fuselaje, carcasa de equipos de accionamiento, etc. en la técnica de construcción ligera de material compuesto reforzado con fibras. Además, se indica un procedimiento para la fabricación de un componente plano de este tipo.

Con relación a los esfuerzos realizados para preparar aviones adaptados ecológicamente en el futuro así como económicos en la fabricación y en el funcionamiento y, a pesar de todo, que cumplan las más estrictas especificaciones de seguridad, se buscan cada vez más posibilidades para fabricar las estructuras primarias esenciales (por ejemplo, componentes de las alas o componentes del fuselaje) no ya de aluminio, sino con material compuesto reforzado con fibras. Con esta técnica de construcción ligera se puede reducir claramente sobre todo el peso de los aviones. Durante la fabricación de tales estructuras primarias esenciales, hay que tener en cuenta que éstas alcanzan medidas considerables, así por ejemplo los flaps de aterrizaje de aviones son componentes que se extienden sobre varios metros. Estos componentes están expuestos, además, a cargas altas durante el funcionamiento y, por lo tanto, representan componentes críticos para la seguridad, en los que deben cumplirse requerimientos especiales de resistencia, rigidez y calidad.

Tales materiales compuestos reforzados con fibras comprenden, en general, dos componentes esenciales, a saber, por una parte, las fibras y, por otra parte, una matriz de polímero que rodea las fibras. La matriz de polímero rodea las fibras y se endurece, por ejemplo, a través de un tratamiento térmico (polimerización) , de manera que se realiza una reticulación tridimensional. Con esta polimerización se consigue que las fibras se unan entre sí fijamente y de esta manera se puedan introducir fuerzas, a saber, de una manera predominante a través de tensiones de empuje, en las fibras. Como fibras se contemplan, además de fibras de carbono, dado el caso también fibras de vidrio. Las fibras de carbono, que son actualmente todavía comparativamente caras, están constituidas regularmente por al menos 90 % en peso de carbono. El diámetro de las fibras está, por ejemplo, entre 4, 5 y 8 !m [micrómetros]. Las propiedades de tales fibras de carbono son anisótropas. En oposición a ello, las fibras de vidrio poseen una estructura amoría y propiedades isótropas. Están constituidas con preferencia de óxido de silicio, pudiendo estar mezclados, dado el caso, otros óxidos. Mientras que las fibras de vidrio son relativamente favorables, las fibras de carbono se caracterizan por su alta resistencia y rigidez.

Precisamente en la construcción de aviones se emplea la llamada técnica Prepreg. En esta tecnología, se impregnan, por ejemplo, tejido pre-impregnado y otros semiproductos textiles también confeccionados en resina sintética y solamente se tratan térmicamente hasta una solidificación ligera (gelificación) , de manera que son manipulables por capas. Un material Prepreg de este tipo se adhiere un poco y, por lo tanto, se puede disponer bien en útiles de moldeo correspondientes o bien se pueden superponer por capas hasta que se ha configurado la forma deseada del componente. Si están dispuestas las capas deseadas del material Prepreg y de la estructura de vacío, se pueden endurecer (térmicamente) . Para el endurecimiento de estos componentes Prepreg se emplean actualmente los llamados autoclaves, es decir, hornos, que son calentados, dado el caso, con sobrepresión (hasta 10 bares) durante horas, para conseguir un endurecimiento completo de los componentes evacuados.

A la vista del hecho de que en tales componentes, por una parte, regularmente el peso está en primer plano, pero sin olvidar los altos requerimientos planteados a la capacidad de carga de tales componentes, estos componentes de superficie grande son reforzados regularmente por medio de nervaduras de diferentes tipos, que se utilizan a continuación especialmente como concepto general para los componentes designados en la construcción de aviones con “larguerillos” y “costillas”. Estos “larguerillos” tienen, por ejemplo, una altura de la nervadura en el intervalo hasta 30 mm y se extienden linealmente, en particular paralelos entre sí, en una dirección de la extensión predeterminada sobre toda la superficie del componente. Además, la mayoría de las veces, a distancias regulares, están dispuestas las llamadas “nervaduras” todavía más grandes, de tal manera que éstas junto con los larguerillos se encuentran a modo de una rejilla sobre el componente plano y están conectadas con él. A través de estas disposiciones de las nervaduras se definen superficies parciales del componente plano, es decir, superficies parciales, en las que el componente plano está formado regularmente esencialmente sólo con las capas del material de Prepreg. Para absorber aquí ahora también las fuerzas de aparecen en la aplicación, es necesario realizar resistencias suficiente, a cuyo fin se emplea un número correspondiente de capas de material de Prepreg, lo que, sin embargo, no siempre garantiza la resistencia al pandeo necesaria. Por este motivo, se emplean regularmente en componentes de aviones de tipo de construcción mayor un número mayor de capas, por ejemplo aproximadamente 30 capas, para conseguir aquí un espesor suficiente del material de más de 4 mm. Si se diseñase el número de las capas solamente de acuerdo con la resistencia, entonces podría no alcanzarse claramente el espesor necesario para la resistencia al pandeo y se pueden producir fallos de la estabilidad, es decir, deformaciones locales no deseadas, especialmente del tipo de pandeo que procedes desde la superficie del componente plano. De esta manera, en los componentes realizados monolíticamente existe con frecuencia el peligro de que estén

sobredimensionados por razones de estabilidad con relación ala resistencia y, por lo tanto, no se aprovecha el potencial de construcción ligera.

En el documento US 4.966.802 se describe un compuesto, que está fabricado de elementos de resina reforzados con fibras y que está unido por medio de adhesivo. En este caso, las costillas y nervaduras, que están fabricadas de la misma manera de material reforzado con fibras, están unidas entre sí, por ejemplo en el procedimiento de endurecimiento del componente plano a reforzar por medio de endurecimiento de la resina. Tales nervaduras y costillas no son adecuadas, sin embargo, en virtud de su tamaño, para el refuerzo optimizado en el peso contra pandeo.

En el documento WO 2008/037847 se describe un elemento doblado, como una superficie de soporte, una superficie de regulación o un estabilizador para aeronaves. En este caso, se propone introducir integralmente perfiles de refuerzo, por ejemplo, a través de conformaciones en forma de arco de la superficie a fabricar. Debido a los radios grandes necesarios durante la configuración del arco en un material compuesto de fibra, este procedimiento no es adecuado para el refuerzo de una superficie contra pandeo.

En la publicación DE 1 704 670 se describe un laminado de plástico con nervaduras de refuerzo así como un procedimiento para la fabricación de este laminado. En este caso, se colocan nervaduras prensadas por extrusión en el tejido de base, tejiéndolas a continuación. Un tejido de este tipo con las nervaduras prensadas por extrusión se puede fabricar en máquinas textiles convencionales. En tales tejidos es un inconveniente que la alineación de las nervaduras prensada por extrusión no está libre de la dirección de las fibra del tejido de base.

Partiendo de aquí, el cometido de la presente invención es solucionar, al menos en parte, los problemas descritos con relación al estado de la técnica. En particular, debe indicarse un componente plano, que está reducido en lo que se refiere al peso, pero al mismo tiempo está mejorado en lo que se refiere a la resistencia al pandeo. Además, debe indicarse un procedimiento sencillo, económico para la fabricación de tales componentes planos.

Estos cometidos se solucionan con un componente plano de acuerdo con las características de la reivindicación 1 de la patente así como con un procedimiento para la fabricación de un componente plano de una aeronave de acuerdo con las características de la reivindicación 6 de la patente.... [Seguir leyendo]

1. Componente plano (1) para una aeronave (2) de material compuesto reforzado con fibras, que forma una superficie (3) con un espesor de material (4) , que presenta, además, nervaduras (5) con una altura de la nervadura (6) , que forman superficies parciales (7) del componente plano (1) , en el que al menos una superficie parcial (7) está

realizada con al menos un cordón de refuerzo (8) de una dilatación del cordón (9) , que se extiende sobre la superficie parcial (7) entre las nervaduras (5) , en el que el al menos un cordón de refuerzo (8) presenta una dilatación del cordón (9) de máximo 10 mm y de esta manera es como máximo el 15 % de la altura de nervadura (6) de las nervaduras (5) que rodean las superficies parciales (7) así como tiene una sección transversal redonda, ovalada o en forma semicircular, en el que el cordón de refuerzo está rodeado con una estructura de apoyo (10) .

2. Componente plano (1) de acuerdo con la reivindicación 1 de la patente, en el que al menos la superficie (3) y el al menos un cordón de refuerzo (8) están realizados monolíticos.

3. Componente plano (1) de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores de la patente, en el que se superponen varios cordones de refuerzo (8) de una superficie parcial (7) .

4. Componente plano (1) de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores de la patente, en el que la dilatación 15 del cordón (9) corresponde al menos al espesor del material (4) .

5. Componente plano (1) de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores de la patente, en el que la estructura de apoyo (10) está realizada como red o tejido, porque está formada con un material que se diferencia del cordón de refuerzo.

6. Procedimiento para la fabricación de un componente plano (1) de una aeronave (2) , que comprende al menos las 20 siguientes etapas:

a) configuración de una superficie (3) a través de laminación de varias capas (11) de un material endurecible;

b) disposición de al menos un cordón de refuerzo (8) de un material endurecible sobre la superficie (3) ;

c) endurecimiento de la superficie (3) y del al menos un cordón de refuerzo (8) conjuntamente para la formación de un componente plano monolítico (1) ,

caracterizado porque el al menos un cordón de refuerzo (8) se prepara con al menos uno de los siguientes procesos:

- torsión de una pluralidad de madejas (12) del material endurecible;

- concentración de varias madejas (12) del material endurecible;

- fijación de una pluralidad de madejas (12) del material endurecible entre sí;

- disposición de una pluralidad de madejas (12) del material endurecible en una estructura de apoyo (10) .

7. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 6 de la patente, en el que los materiales endurecibles de la capas (11) y del al menos un cordón de refuerzo (8) están impregnados con resina en las etapas a) y b) .

8. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 6 ó 7 de la patente, en el que la etapa c) se realiza en una autoclave.

9. Aeronave (2) , que presenta al menos un componente plano (1) de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 5

de la patente o fabricada de acuerdo con un procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 6 a 8 de la patente.