Aislamiento térmico para aeronaves.

Una construcción de revestimiento de aeronave, que comprende:

- un panel de intercalación (201) de compuesto de fibra de carbono -CFC- rigidizado con espuma que forma parte del revestimiento exterior de la aeronave,

comprendiendo el panel (201):

una capa interior de CFC (207) que comprende un rellano (214);

una capa exterior de CFC (209); y

una capa de material de espuma (211) intercalada entre la capa interior de CFC (207) y la capa exterior de CFC (209), extendiéndose la capa de material de espuma (211) continuamente a través de todo el panel (201);

- una estructura subyacente (203) de soporte de carga de la aeronave; y

- uno o más elementos de fijación (215) que se extienden a través del rellano (214) y la estructura (203) y que actúan solamente sobre la capa interior de CFC (207) y sobre la estructura (203);

en la que la capa interior de CFC (207) del área del rellano (214) es más gruesa que el espesor de la capa interior de CFC (207) en puntos distantes al rellano (214).

Aislamiento térmico para aeronaves

La presente invención se refiere al aislamiento térmico de aeronaves, aplicable en particular pero no exclusivamente cuando la aeronave ha de volar en temperaturas o condiciones ambientales altas o bajas.

Las aeronaves normalmente comprenden un revestimiento de aeronave, que se compone de un número de paneles conformados que están fijados a una estructura subyacente. Tal disposición da a la aeronave su forma o apariencia externa y proporciona a la aeronave gran parte de la resistencia y rigidez mecánicas requeridas. La estructura subyacente suele ser de carga y soporta todos los sistemas y contenidos de la aeronave (tales como el/los motor(es), sistemas de aviónica, sistemas hidráulicos, carga útil, combustible, pasajeros/tripulación, etc.) dentro del espacio encerrado por el revestimiento de la aeronave. Muchos de los sistemas de la aeronave y algunos contenidos, generan calor durante el vuelo de la aeronave y para que los sistemas de la aeronave operen con eficacia, se proporciona un Sistema de Control Ambiental (ECS) para manejar el calor generado internamente y para mantener los sistemas de la aeronave a una temperatura de funcionamiento aceptable. Sin embargo, en climas calientes extremos, la temperatura del aire en el que vuela la aeronave puede ser de hasta 45 °C. Adicionalmente, hay un efecto de calentamiento cinético causado por la fricción aerodinámica cuando la aeronave se mueve a través del aire y también está el efecto de calentamiento solar - en las zonas no templadas, puede llegar a 1 kW/m2 aproximadamente - que actúa sobre la superficie exterior de la aeronave. Estos factores de calentamiento externos actúan sobre el revestimiento externo de la aeronave, con el resultado de que cualquier energía térmica transferida a través del revestimiento de la aeronave se suma a la carga térmica a la que tiene que hacer frente el ECS con el fin de que los sistemas de la aeronave internos funcionen eficazmente. Un aumento de la carga térmica significa que el ECS tiene que ser más potente para poder ser eficaz, por lo que el ECS requiere más energía para funcionar, lo que requiere una mayor extracción de energía de la unidad de energía de la aeronave, lo que a su vez afecta negativamente a las características de rendimiento de la aeronave (tales como el peso de la aeronave, la distancia, la resistencia, la velocidad y/o la carga útil).

Muchas aeronaves modernas tienen un diseño del revestimiento en el que unos paneles de revestimiento de Compuesto de Fibra de Carbono (CFC) están montados sobre una estructura subyacente que está formada por metal o por una aleación metálica. Los paneles de CFC consisten en unas capas externas de material de CFC, que intercalan una capa de material de espuma polimérica; en uso, las capas externas de CFC de alta resistencia soportan esfuerzos de flexión y ofrecen al panel una superficie resistente al desgaste, mientras que el núcleo ligero de espuma absorbe los esfuerzos cortantes generados por las cargas sobre el panel y los distribuye por un área mayor. La disposición completa proporciona un panel de revestimiento de bajo peso con excelentes propiedades mecánicas, adecuado para aplicaciones aeroespaciales de alto rendimiento.

Los paneles de intercalación de CFC (en la figura 1b se muestra uno) convencionalmente están provistos de una capa de espuma interior solo en aquellas áreas en las que no se superponen a la estructura metálica subyacente. Esto es debido a que, allí por donde los paneles se superponen a la estructura, es por donde se pretende fijarlos; a fin de dar a toda la disposición la resistencia mecánica requerida, los paneles están fijados firmemente a la estructura. Si el panel de revestimiento consistiera enteramente en un intercalado de CFC/espuma, los esfuerzos de compresión creados por los elementos de fijación tenderían a aplastar la espuma y deformar la superficie exterior del panel que forma el revestimiento de la aeronave, con consecuencias adversas para la resistencia mecánica de la disposición y para la superficie exterior aerodinámica lisa de la aeronave. En consecuencia, los paneles de intercalación de CFC están fabricados con material de espuma en aquellas áreas que no están directamente superpuestas a la estructura metálica subyacente; los paneles están formados con unos "rellanos" monolíticos de CFC (número de referencia 13 en la figura 1b) en los que no hay material de espuma intercalado. Estos rellanos pueden estar perforados para proporcionar agujeros para fijaciones para sujetar los paneles a la estructura, tal como se muestra en la figura 1a (que muestra en sección transversal partes de dos paneles de revestimiento de CFC adyacentes montados sobre la estructura subyacente).

La conductividad térmica de las espumas utilizadas en los paneles de intercalación de CFC es normalmente del orden de ,35 W/mK, pero la conductividad térmica del CFC normalmente está entre uno y dos órdenes de magnitud mayores. Por lo tanto, en aquellas zonas del panel de intercalación de CFC que contienen material de espuma, el panel de intercalación de CFC actúa efectivamente como un aislante térmico. Sin embargo, allí donde los rellanos del panel de CFC están montados sobre la estructura metálica subyacente, tal como se muestra en la figura 1a, el material de CFC y las fijaciones conducen y transfieren calor externo (la "carga térmica" en la figura) a la estructura subyacente de la aeronave y hacia el interior de la aeronave, sumándolo por lo tanto a la carga del ECS. Aunque se produce cierta transferencia de calor a través del material de espuma, la mayor parte de la transferencia de calor se produce a través del material de CFC y hacia la estructura metálica; también hay cierta transferencia de calor a lo largo de la capa interior de CFC y desde allí hacia el interior de la aeronave.

Podría pensarse sencillamente en abordar este problema proporcionando una cuña térmicamente aislante entre el material de CFC y la estructura metálica y una capa térmicamente aislante en la superficie interior del panel de CFC. Sin embargo, esto requeriría la fabricación de una cuña, y/o el rediseño de la estructura y/o el panel de CFC a fin de

alojar los elementos adicionales sin cambiar las dimensiones externas de la aeronave, longitud de la fijación/el perno incrementada, un incremento en el peso general de la aeronave y una disminución en el volumen interno de la aeronave, todo ello es indeseable.

El documento EP 1719924 da a conocer una unión compuesta que comprende un par de paneles compuestos, definiendo cada uno de ellos un espesor de panel compuesto y teniendo una lámina de cara interior y una lámina de cara exterior que intercalan entre ellas un panel de núcleo. El panel de núcleo define una porción de grosor constante y una porción de rampa a lo largo de la que el panel de núcleo se estrecha hasta una porción de espesor reducido.

El documento EP 267447 da a conocer medios de fijación por los que pueden asegurarse entre sí dos elementos o dos conjuntos sin dañar ninguno de dichos elementos o conjuntos debido a la presión aplicada por los medios de fijación.

El documento US 637512 da a conocer un bastidor de componente para aeroplano metálico que se fija a un revestimiento de material compuesto por medio de un remache avellanado, de cabeza biselada que se extiende a través de aberturas alineadas en la capa de metal y en un inserto de material resistente a cargas elevadas, embebido en el revestimiento de material compuesto.

El documento EP 1719698 da a conocer una unión compuesta que comprende un par de paneles compuestos adyacentes dispuestos en disposición lado a lado y que están generalmente alineados el uno con el otro. Cada uno de los paneles de material compuesto presenta unas láminas opuestas de cara interior y exterior que intercalan entre ellas un panel de núcleo e incluye una porción de rampa en la que el panel compuesto efectúa una transición hacia una porción de borde laminado sólida de espesor reducido.

La presente invención proporciona una construcción de revestimiento de aeronave y procedimientos de construcción de aeronaves que representan mejoras en el estado de la técnica.

De acuerdo con un aspecto, la presente invención proporciona una construcción de revestimiento de aeronave que comprende un panel de intercalación de CFC rigidizado con espuma que forma parte del revestimiento exterior de la aeronave montado sobre una estructura de la aeronave de soporte de carga subyacente, en el que el panel al ser montado sobre la estructura comprende dos capas externas de material de CFC con una capa interior de material de espuma intercalada entre ellas.

Tal disposición utiliza las propiedades térmicamente aislantes... [Seguir leyendo]

1. Una construcción de revestimiento de aeronave, que comprende:

- un panel de intercalación (21) de compuesto de fibra de carbono -CFC- rigidizado con espuma que forma parte del revestimiento exterior de la aeronave, comprendiendo el panel (21):

una capa interior de CFC (27) que comprende un rellano (214);

una capa exterior de CFC (29); y

una capa de material de espuma (211) intercalada entre la capa interior de CFC (27) y la capa exterior de CFC (29), extendiéndose la capa de material de espuma (211) continuamente a través de todo el panel (21);

- una estructura subyacente (23) de soporte de carga de la aeronave; y

- uno o más elementos de fijación (215) que se extienden a través del rellano (214) y la estructura (23) y que actúan solamente sobre la capa interior de CFC (27) y sobre la estructura (23);

en la que la capa interior de CFC (27) del área del rellano (214) es más gruesa que el espesor de la capa interior de CFC (27) en puntos distantes al rellano (214).

2. Una construcción de revestimiento de aeronave según la reivindicación 1, en la que dos paneles de intercalación (21) están montados sobre la estructura subyacente (23) de modo que los paneles (21) hagan tope.

3. Una construcción de revestimiento de aeronave según la reivindicación 2, en la que uno o más de entre un adhesivo, un sellador y un compuesto de unión están aplicados entre los paneles de apoyo (21).

4. Una aeronave que comprende una construcción de revestimiento según se reivindica en cualquier reivindicación precedente.

5. Un procedimiento de construcción de una aeronave, que comprende:

- formar un panel de intercalación (21) de compuesto de fibra de carbono -CFC- relleno de espuma, que

comprende:

una capa interior de CFC (27) que comprende un rellano (214); una capa exterior de CFC (29); y

una capa de material de espuma (211) intercalada entre la capa interior de CFC (27) y la capa exterior de CFC (29), extendiéndose la capa de material de espuma (211) continuamente a través de todo el panel (21); y

- disponer uno o más elementos de fijación (215) para que se extiendan a través del rellano (214) y de una estructura subyacente (23) de la aeronave y actúen solamente sobre la capa interior de CFC (27) y sobre la estructura (23), montando de esta manera el panel (21) sobre la estructura (23) para formar parte del revestimiento exterior de la aeronave;

en el que la etapa de formar el panel de intercalación (21) comprende formar la capa interior de CFC (27) que ha de montarse sobre la estructura de modo que sea más gruesa en el área del rellano (214) que en las zonas alejadas del rellano (214).

6. Un procedimiento de acuerdo con la reivindicación 5, que comprende formar un agujero en la capa exterior de CFC (29), distante de la estructura (23) y en la capa de espuma (211), en la zona donde ha de aplicarse un elemento de fijación (215), de modo que el elemento de fijación (215) actúe sobre la superficie exterior de la capa interior de CFC (27), adyacente a la estructura (23) y sobre la estructura (23).

7. Un procedimiento de acuerdo con la reivindicación 6, que comprende fijar el panel (21) a la estructura (23) y rellenar el agujero del panel (21) con material de espuma.

8. Un procedimiento de acuerdo con la reivindicación 7, que comprende tapar el agujero por encima del material de espuma (211) con un material de relleno a fin de producir un acabado superficial liso en la superficie exterior del panel de intercalación (21) que forma el revestimiento exterior del avión.

9. Un procedimiento de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 5 a 8, que comprende montar dos paneles (21) sobre la estructura de manera que los bordes de los paneles hagan tope en una línea superpuesta a la

estructura y aplicar un material en la línea de contacto entre los bordes de los paneles a fin de unir los bordes de los paneles que hacen tope, para sellar un hueco entre los paneles que hacen tope y/o para proporcionar una superficie exterior lisa de la aeronave.