ZONAS DE TERMINACIÓN DE LARGUERILLOS OPTIMIZADAS EN COMPONENTES DE AERONAVES.

Zonas de terminación de larguerillos optimizadas en componentes de aeronaves.

Están dispuestas en un panel (11) de un material compuesto formado por un revestimiento (13) y al menos un larguerillo (15) de refuerzo configurado por un alma (17) y un pie (19) unido a dicho revestimiento (13); teniendo el larguerillo (15) una zona de terminación dentro de dicho panel sometida a un alto nivel de carga; teniendo el larguerillo (15) un alma (17) de altura decreciente en dicha zona de terminación y un pie (19) con una primera sección (31) de ancho variable desde un valor inicial W1 a un valor final W2 y una segunda sección (33) con una anchura W2 en dicha zona de terminación; teniendo el pie (19) y el alma (17) de dicho larguerillo (15) un espesor decreciente en dicha zona de terminación para mejorar la transferencia de carga desde el larguerillo (15) al revestimiento (13).

ZONAS DE TERMINACiÓN DE LARGUERILLOS OPTIMIZADAS EN COMPONENTES DE AERONAVES

CAMPO DE LA INVENCiÓN

La presente invención se refiere a componentes de aeronaves y más en particular a zonas de terminación de larguerillos altamente cargadas en piezas de material compuesto rigidizadas con larguerillos tales como los cajones de torsión de superficies sustentadoras de aeronaves.

ANTECEDENTES DE LA INVENCiÓN

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 los requerimientos aerodinámicos, estructurales y de ensamblaje.

En la actualidad y particularmente en la industria aeronáutica se utilizan de forma masiva materiales compuestos de matriz orgánica y fibras continuas, especialmente CFRP (Fibra de Carbono Reforzada con Plástico) en una gran diversidad de elementos estructurales. Por ejemplo, todos los elementos constituyentes de los cajones de! torsión anteriormente citados (costillas, larguerillos, largueros y revestimientos) pueden ser fabricados usando CFRP.

Los revestimientos que forman parte de los cajones de torsión están reforzados mediante larguerillos longitudinales en sentido de la envergadura que mejoran tanto la resistencia Gomo el comportamiento a pandeo de los revestimientos, teniendo diferentes secciones transversales tales como secciones transversales con forma de 'T', "1" o "J". La altura completa del

larguerillo favorece la estabilidad del panel gracias a la mayor inercia del

elemento rigidizador.

Típicamente los larguerillos están dispuestos paralelamente entre ellos formando un cierto ángulo tanto con el larguero frontal como con el larguero posterior. Esta configuración permite orientar los larguerillos en la dirección principal de carga, así como incrementar su número en la zona de mayor responsabilidad estructural.

Esta configuración de larguerillos en paralelo, junto con el hecho de que ambos largueros no son paralelos entre sí provoca que cuando los larguerillos se acercan a un larguero son interrumpidos por la presencia de dicho larguero.

El fin de un larguerillo, bien por encontrarse con el larguero frontal o bien por cualquier otra razón, causa una redistribución de las cargas soportadas por el larguerillo y el revestimiento antes de su terminación en el panel del revestimiento (no rigidizado) posterior a su terminación. Esto tiene dos efectos principales:

-Mientras que la flexión hacia arriba o hacia abajo del revestimiento rigidizado produce casos de tensión y compresión, este cambio discreto en la disposición estructural del revestimiento en la terminación del larguerillo ("runout") causa un momento en la terminación del larguerillo que tiende a pelar la línea de unión entre ellarguerillo y el revestimiento.

-Al mismo tiempo, la redistribución de la carga tiene que tener lugar a través de la línea de unión para pasar la carga llevada por el larguerillo al revestimiento posterior a la terminación del larguerillo. En caso de altos niveles de carga (como los experimentados en un ala) esto ocasiona que la resistencia de la línea de unión resulta comprometida.

Las uniones co-pegadas entre revestimientos y larguerillos en las cubiertas de los cajones laterales de torsión de las alas de aeronaves que soportan cientos de toneladas en el caso de cargas elevadas están cerca de su máxima capacidad estructural en determinadas áreas críticas, como en el caso de las zonas de terminación de larguerillos de las cubiertas de las alas. Estas uniones co-pegadas pueden romperse justo al final del pie del larguerillo debido a las altas cargas de pelado causadas por dos efectos principales: el primero es la eliminación del alma del larguerillo que provoca la aparición de esfuerzos de pelado al final del larguerillo con un pico de carga en el lugar donde el alma se elimina por completo; y el segundo es debido a la finalización del pie del larguerillo que causa un pico de car9a de cortadura en el lugar donde termina el pie del larguerillo. En una configuración típica de terminación de larguerillo, el final tanto del pie como del alma del larguerillo se produce en el mismo lugar y dichos picos de carga se superponen penalizando la fiabilidad estructural de la unión.

Un enfoque conocido para resolver estos problemas en, particularmente, alas de aeronaves es remachar placas metálicas al final del larguerillo para ayudar a soportar dichos picos de carga lo que implica un aumento de peso, la necesidad de realizar una operación de montaje de las placas metálicas y por lo tanto un aumento del coste de todo el cajón de torsión del ala.

Otras propuestas conocidas para zonas de terminación de larguerillos como las descritas en US 7, 682, 682, WO 2011/086222 y WO 2008/132498 no proporcionan una solución optimizada a los problemas de transferencia de carga planteados por zonas de terminaciión de larguerillos altamente cargados en piezas de material compuesto rigidizadas con larguerillos.

Esta invención se centra en la solución de dichos inconvenientes.

SUMARIO DE LA INVENCIÓI~

Es un objeto de la presente invención proporcionar una disposición de una zona de terminación de larguerillo capaz de transferir las cargas al revestimiento evitando riesgos de pelado y desunión para un componente de aeronave que tiene zonas de terminación de larguerillos sometidas a altas cargas.

Es otro objeto de la presente invención proporcionar una disposición de una zona de terminación de larguerillo capaz reducir localmente la carga que lleva el larguerillo de una manera suave para un componente de aeronave que tiene zonas de terminación de larguerillos sometidas a altas cargas.

Estos y otros objetos se consiguen con un componente de aeronave que comprende al menos un panel de un material compuesto formado por un revestimiento y al menos un larguerillo de refuerzo configurado por un alma y un pie unido a dicho revestimiento; teniendo el larguerillo una zona de terminación dentro de dicho panel sometida a un alto nivel de carga; teniendo el larguerillo un alma de altura decreciente en diicha zona de terminación y un pie con una primera sección de ancho variable desde un valor inicial W1 a un valor final W2 y una segunda sección con una anchura W2 en dicha zona de terminación; teniendo el pie y el alma de dicho Ilarguerillo un espesor decreciente (estando comprendido el decremento, preferentemente, entre, respectivamente, el 6080% Y el 50-70%) en dicha zona de terminación para mejorar la transferencia de carga desde el larguerillo al revestimiento.

En realizaciones de la invención, dicho revestimiento tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación y dicha segunda sección del larguerillo comprende una primera sub-sección en la que termina el alma del larguerillo y una segunda sub-sección sin alma del larguerillo. De esta manera se logra una disposición optimizada de la zona de terminación utilizando exclusivamente materiales compuestos que puede ser utilizada para finalizar larguerillos altamente cargados como los que se encuentran en las cubiertas de los cajones laterales de torsión de las alas de aeronaves que pueden ser sometidos a cargas de cientos de toneladas en el caso de solicitaciones elevadas.

En realizaciones de la invención en las que el revestimiento tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación, el componente de aeronave también comprende una costilla con una zona de intersección con dicho larguerillo en dicha zona de terminación y las zonas de unión entre dicha costilla y dicho larguerillo están colocadas en dicha primera sub-sección. De esta manera se logra una disposición optimizada de la zona de terminación que aprovecha la anchura incrementada del pie en dicha sub-sección.

En realizaciones de la invención en las que el revestimiento tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación, algunas variables de la disposición de la zona de terminación tales como la pendiente de la disminución del espesor del pie del larguerillo, el comienzo de la disminución del espesor del pie del larguerillo, la variación de la anchura del pie del larguerillo o la variación de la altura del alma del larguerillo pueden tener diferentes valores dentro de unos rangos predeterminados...

1. Componente de aeronave que comprende al menos un panel (11) de un material compuesto formado por un revestimiento (13) y al menos un larguerillo (15) de refuerzo configurado por un alma (17) y un pie (19) unido a dicho revestimiento (13) ; teniendo el larguerillo (15) una zona de terminación dentro de dicho panel sometida a un alto nivel de carga; teniendo el larguerillo

(15) un alma (17) de altura decreciente en dicha zona de terminación y un pie

(19) con una primera sección (31) de ancho variable desde un valor inicial W1 a un valor final W2 y una segunda sección (33) con una anchura W2 en dicha zona de terminación; teniendo el pie (19) y el alma (17) de dicho larguerillo (15) un espesor decreciente en dicha zona de terminación para mejorar la transferencia de carga desde ellarguerillo (15) al revestimiento (13) .

2. Componente de aeronave según la reivindicación 1, en el que: -dicho revestimiento (13) tiene un espesor incrementado en dicha zona de terminación;

-dicha segunda sección (33) del larguerillo (15) comprende una primera sub-sección (35) en la que termina el alma (17) del larguerillo y una segunda sub-sección (37) sin alma (17) dellarguerillo.

3. Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 12, en el que:

-el componente de aeronave también comprende una costilla con una zona de intersección con dicho larguerillo (15) en dicha zona de terminación;

-las zonas de unión (25) entre dicha costilla y dicho larguerillo (15) están colocadas en dicha primera sub-sección.

4. Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 23, en el que la pendiente de la disminución del espesor del pie (19) dellarguerillo en dicha primera sección (31) Y en dicha primera sub-sección (35) es menor que en dicha segunda sub-sección (37) .

5. Componente de aeronave según la reivindicación 4, en el que el decremento de espesor del pie (19) en dicha primera sección (31) comienza a una distancia D1 del borde interior de la zona 20 del panel con espesor incrementado comprendida entr.

3. ·60 mm.

6. Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 25, en el que en dicha primera sección (31) la anchura del pie (19) del larguerillo se incrementa linealmente a la mínima pendiente (a') compatible con la geometría del componente.

7. Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 26, en el que la altura del alma (17) del larguerillo decrece linealmente en dicha primera sección (31) Y en dicha primera sub-sección (35) .

8. Componente de aeronave según la reivindicación 7, en el que la altura del alma (17) del larguerillo disminuye a la mínima pendiente W') posible en la zona de terminación.

9. Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 26, en el que el alma (17) de larguerillo decrece en uno o más tramos en la zona de terminación.

10. Componente de aeronave según la reivindicación 1, en el que el alma (17) del larguerillo termina al final de la zona de terminación y dicho revestimiento (13) tiene un espesor ill1crementado en dicha zona de terminación.

11. Componente de aeronave según la reivindicación 10, en el que:

-el componente de aeronave también comprende una costilla con una zona de intersección con dicho larguerillo (15) en dicha zona de terminación;

-las zonas de unión (25) entre dicha costilla y dicho larguerillo (15) están colocadas en la segunda sección (32~) de dicha zona de terminación.

12. Componente de aeronave según la reivindicación 1, en el que dicha segunda sección (33) del larguerillo (15) comprende una primera sub-sección (35) en la que termina el alma (17) del larguerillo y una segunda sub-sección 5 (37) sin alma (17) de larguerillo.

13. Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-12, en el que el decremento del espesor del alma (17) del larguerillo en la zona de terminación está comprendido entre e.

5. 70%.

1.

14. Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-13, en el que el decremento del espesor del pie (19) dellarguerillo en la zona de terminación está comprendido entre e.

6. 80%.

1.

15. Componente de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-14, en el que dicho componente del aeronave es un ala de aeronave.