DISPOSICIÓN DE INTERFAZ ENTRE DOS COMPONENTES DE UNA ESTRUCTURA DE UNA AERONAVE.

Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave,

tales como un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque del ala, teniendo el primer componente (11) un escalón de manera que incluye una primera área (13) cuya superficie (15) pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área (17) en la que tiene lugar la unión con el segundo componente (21), teniendo el segundo componente (21) una superficie (21) perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, en la que el segundo componente (21) incluye una terminación achaflanada (29) que se extiende más allá del área de solape (27) en la que tiene lugar la unión con el primer componente (11) de manera que se minimicen los huecos (26, 28) entre el primer componente (11) y el segundo componente (21).

Disposicion de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave

CAMPO DE LA INVENCIÓN

Esta invención se refiere a una disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave con una forma aerodinámica y, más en particular, a una disposición de interfaz para mantener la continuidad de la forma aerodinámica en la interfaz.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la industria aeronáutica y por ello se tiende actualmente al uso de materiales compuestos en lugar de materiales metálicos en las estructuras aeronáuticas con formas aerodinámicas tal como las superficies sustentadoras y los fuselajes.

Los materiales compuestos más utilizados en la industria aeronáutica son los consistentes en fibras o haces de fibra embebidos en una matriz de resina termoestable o termoplástica, en forma de material preimpregnado ó "prepeg". Sus principales ventajas se refieren a:

- Su elevada resistencia específica respecto a los materiales metálicos. Se trata de la ecuación resistencia/peso.

- Su excelente comportamiento ante cargas de fatiga.

- Las posibilidades de optimización estructural debidas a la anisotropía del material y la posibilidad de combinar fibras con diferentes orientaciones, permitiendo el diseño de elementos con diferentes propiedades mecánicas, ajustadas a las diferentes necesidades en términos de cargas aplicadas.

La estructura principal de las superficies sustentadoras de una aeronave está constituida por un borde de ataque, un cajón de torsión, un borde de salida, una raíz de unión y una punta. El cajón de torsión está constituido por varios elementos estructurales: revestimientos superior e inferior rigidizados por larguerillos por un lado, largueros y costillas por otro lado. Los elementos estructurales que forman un cajón de torsión se fabrican, típicamente, por separado y se unen con la ayuda de un utillaje complicado para alcanzar las tolerancias requeridas que vienen dadas por lo requerimientos aerodinámicos, estructurales y de ensamblaje.

La interfaz entre aquellos componentes cuya superficie exterior pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave tales como un revestimiento y un panel del borde de ataque en el caso de una superficie sustentadora debe estar dispuesta de conformidad con los requerimientos aerodinámicos en términos de continuidad, suavidad y resistencia en el área de la interfaz.

En la técnica anterior es bien conocido el uso de sellantes aerodinámicos de alisado cubiertos con una capa de pintura para sellar los huecos generados en dicha interfaz. Estos sellantes son típicamente pastas no curadas apropiadas para su aplicación con espátula ó con una pistola de extrusión. Pueden curar a baja temperatura y tienen una buena adhesión con los sustratos comunes de las aeronaves. Sin embargo, cuando los huecos tienen ciertas dimensiones la aplicación y mantenimientos de dichos sellantes presenta ciertos problemas tales como agrietamiento, aflojamiento y desprendimiento. Estos problemas surgen más frecuentemente cuando los componentes unidos son piezas de material compuestos porque sus uniones implican normalmente mayores huecos que las interfaces metálicas.

Esta invención está orientada a la solución de este problema.

SUMARIO DE LA INVENCIÓN

Un objetivo de la presente invención es proporcionar una disposición de interfaz suave entre componentes de una estructura aeronáutica con una forma aerodinámica que asegure la continuidad de la forma aerodinámica en el área de interfaz, así como un fácil mantenimiento, rellenando el hueco asociado a la interfaz.

Otro objetivo de la presente invención es proporcionar una disposición de interfaz entre componentes de una estructura aeronáutica con una forma aerodinámica que asegure la continuidad de la forma aerodinámica en el área de interfaz reduciendo significativamente la cantidad de sellante aerodinámico de alisado aplicado para sellar el hueco asociado a la interfaz y permitiendo una reducción de peso.

Estos y otros objetivos se consiguen con una disposición de interfaz entre un primer componente y un segundo componente de una estructura de aeronave con una forma aerodinámica, teniendo el primer componente un escalón de manera que incluye una primera área cuya superficie pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área en la que tiene lugar la unión con el segundo componente, teniendo el segundo componente una superficie perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, en la que el segundo componente incluye una terminación achaflanada que se extiende más allá del área de solape en la que tiene lugar la unión con el primer componente de manera que se minimicen los huecos entre el primer componente y el segundo componente.

En una realización preferente dicha terminación achaflanada tiene una punta recta teniendo preferiblemente un espesor mínimo de 0, 5 mm y una longitud comprendida entre 8-12 mm. Se consigue con ello una disposición de interfaz que deja unos huecos pequeños entre ambos componentes.

En otra realización preferente, los huecos que quedan se rellenan con un sellante aerodinámico de alisado. Se consigue con ello una disposición de interfaz en la que la continuidad de la forma aerodinámica en el área de interfaz puede ser asegurada fácilmente.

Un campo particular de aplicación de la presente invención es la interfaz entre un revestimiento y un panel del borde de ataque o un panel del borde de salida en una superficie sustentadora de una aeronave tal como un ala o un estabilizador horizontal de cola.

Otro campo particular de aplicación de la presente invención es la interfaz entre secciones circunferenciales de un fuselaje de aeronave.

Esta invención es aplicable a interfaces entre piezas de material compuesto y también entre piezas metálicas.

Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS

La Figura 1 es una vista en sección transversal de una disposición de interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de un ala mostrando un hueco entre sus superficies aerodinámicas.

La Figura 2 es una vista en sección transversal de una disposición de interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de un ala según una realización preferente de la presente invención.

La Figure 3 es una vista detallada del área A de la Figura 2.

DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION

Sigue a continuación una descripción detallada de la invención para una disposición de interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de ala.

La estructura principal de las superficies sustentadoras de una aeronave está constituida por un borde de ataque, un cajón de torsión, un borde de salida, una raíz de unión y una punta. El cajón de torsión está constituido estructuralmente por largueros, costillas y unos revestimientos superior e inferior rigidizados por larguerillos. Los revestimientos superior e inferior se unen a paneles del borde de ataque y del borde de salida para formar las superficies aerodinámicas superior e inferior del ala.

La Figura 1 muestra la disposición de interfaz típica entre un revestimiento de ala 11 que se extiende por delante del larguero frontal 19 y un panel del borde de ataque de ala. El revestimiento del ala 11 tiene un escalón de manera que la superficie 15 de la primera área 13 pertenece a la forma aerodinámica del ala y la segunda área 17 es el área donde tiene lugar la unión con el panel del borde de ataque 21 que se lleva a cabo por medio, habitualmente de, al menos, una fila de bulones situados en la posición indicada por la línea 24 a, normalmente, una distancia l1 = 2, 5 D más tolerancias desde el borde del panel del borde de ataque 21, siendo D el diámetro de un bulón. La superficie 23 del panel de borde de ataque 21 también pertenece a la forma aerodinámica del ala.

Esta disposición de interfaz crea un hueco 25 de anchura W y altura H que no puede ser sellado satisfactoriamente usando un sellante aerodinámico de alisado cuando H es mayor de 10 mm. Por otro lado, dicho sellante presenta varios problemas de mantenimiento debidos a ciertos defectos (particularmente el agrietamiento) o a su despegue del revestimiento del ala 11.

Según la presente invención, como se muestra en la Figura 2, el borde de ataque 21 está configurado con una terminación achaflanada 29 que...

1. Disposición de interfaz entre un primer componente (11) y un segundo componente (21) de una estructura de aeronave con una forma aerodinámica, teniendo el primer componente (11) un escalón de manera que incluye una primera área (13) cuya superficie (15) pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área (17) en la que tiene lugar la unión con el segundo componente (21) , teniendo el segundo componente (21) una superficie (23) perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, caracterizada porque el segundo componente

(21) incluye una terminación achaflanada (29) que se extiende más allá del área de solape (27) en la que tiene lugar la unión con el primer componente (11) de manera que se minimicen los huecos (26, 28) entre el primer componente

(11) y el segundo componente (21) .

2. Disposición de interfaz según la reivindicación 1, en la que dicha terminación achaflanada (29) tiene una punta recta (31) .

3. Disposición de interfaz según la reivindicación 2, en la que el espesor mínimo de la punta recta (31) es 0, 5 mm y su longitud está comprendida entre 8-12 mm.

4. Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la que se usa un sellante aerodinámico de alisado para sellar los huecos (26, 28) que quedan entre dichos primer y segundo componentes (11, 21) .

5. Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que dichos primer y segundo componentes (11, 21) son piezas de material compuesto.

6. Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que dichos primer y segundo componentes (11, 21) son piezas de material metálico.

7. Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-6, en la que dicha estructura de aeronave es una superficie sustentadora.

8. Disposición de interfaz según la reivindicación 7, en la que dicho primer componente (11) es un revestimiento y dicho segundo componente (21) es un panel del borde de ataque.

9. Disposición de interfaz según la reivindicación 7, en la que dicho primer componente (11) es un revestimiento y dicho segundo componente (21) es un panel del borde de salida.

10. Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-6, en la que dicha estructura de aeronave es un fuselaje.

11. Disposición de interfaz según la reivindicación 10, en la que dichos primer y segundo componentes (11, 12) son secciones circunferenciales del revestimiento.