ESTRUCTURA INTERNA DE AERONAVE EN MATERIAL COMPUESTO.

Estructura de refuerzo (1) para abertura (10) en la estructura primaria de una aeronave,

comprendiendo esta estructura primaria un revestimiento (2), unas cuadernas (3) transversales con respecto a la dirección de vuelo de la aeronave, y unos larguerillos (4) longitudinales con respecto a la dirección de vuelo de la aeronave, comprendiendo dicha estructura de refuerzo (1):

- un elemento de refuerzo perimetral (5) en el borde de la abertura (10), y copiando la geometría de la misma;

- al menos un par de elementos de refuerzo transversales (6), dispuestos en ambos lados transversales de la abertura (10); al menos un par de elementos de refuerzo longitudinales (7), dispuestos en ambos lados longitudinales de la abertura (10).

Estructura interna de aeronave en material compuesto

CAMPO DE LA INVENCIÓN

La presente invención se refiere a una estructura interna de una aeronave realizada en material compuesto, en particular para fuselajes de estructuras aeronáuticas o para estructuras similares de aeronave.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Las estructuras aeronáuticas están diseñadas buscando la optimización de las mismas para mínimo peso, cumpliendo criterios de resistencia y rigidez. Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez más extendido de materiales compuestos en las estructuras internas de aeronave, en particular en las estructuras primarias que forman el fuselaje de la misma, ya que, aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se puede conseguir, entre otros, un importante ahorro en peso frente a un diseño convencional de la misma estructura, realizado en material metálico.

La estructura primaria que forma el fuselaje de una aeronave, realizada en material compuesto, comprende un revestimiento, unos larguerillos y unas cuadernas. El revestimiento se rigidiza longitudinalmente mediante unos larguerillos, realizados en material compuesto, de tal forma que se busca la optimización en peso de dicho revestimiento. A su vez, las cuadernas de material compuesto, dispuestas transversalmente a los larguerillos anteriores, impiden la inestabilidad general del fuselaje, al tiempo que ayudan a la optimización del revestimiento y sirven para transmitir entradas locales de cargas al conjunto de la estructura primaria de la aeronave.

El revestimiento de la estructura primaria del fuselaje de una aeronave, realizado en material compuesto, puede fabricarse en una sola pieza de 360 grados (revestimiento denominado “one-shot”) , siendo este revestimiento cónico o cilíndrico, o bien puede fabricarse por separado en varios paneles que se unirán mecánicamente en una etapa posterior (revestimiento denominado en solución panelizada) . En ambos casos, tanto para revestimientos one-shot, como para revestimientos panelizados, los larguerillos longitudinales en material compuesto pueden estar tanto co-pegados como co-curados con la piel del revestimiento compuesto. Además, las cuadernas de material compuesto podrán también estar co-pegadas o co-curadas con la piel del mencionado revestimiento, de tal forma que se obtendría un conjunto final de estructura primaria integrada en material compuesto, formada por revestimiento, larguerillos y cuadernas, sin la existencia de uniones de tipo remachado.

Se habla de una estructura integrada cuando los distintos elementos que componen la misma están fabricados a la vez en un solo proceso, y no existe la necesidad de emplear ningún tipo de uniones o remaches. Así, el obtener estructuras de tipo integrado es otra de las ventajas de las estructuras en materiales compuestos, puesto que, obviamente, no es posible conseguir las mencionadas estructuras en material metálico, realizadas en un solo proceso integrado. Las estructuras integradas en material compuesto consiguen un ahorro en peso y, consiguientemente, un ahorro en costes, frente a estructuras similares no integradas realizadas en metal, en las cuales es necesario ensamblar una gran cantidad de piezas individuales.

En las estructuras que forman el fuselaje de una aeronave, es preciso realizar aberturas, en muchas ocasiones de gran magnitud, en el revestimiento de las mismas, con objeto de tener acceso al interior de la estructura de la aeronave, o bien para permitir el paso de otros componentes estructurales de la aeronave.

Estas aberturas debilitan la resistencia de la estructura del fuselaje de la aeronave, por lo que es necesario el refuerzo de las mismas mediante elementos estructurales adicionales. En estructuras de tipo metálico, estas aberturas han de estar reforzadas mediante diversas piezas y elementos auxiliares metálicos, remachados a la estructura en cuestión. La fabricación de cada uno de estos componentes por separado así como el montaje de los mismos a través de uniones remachadas y piezas auxiliares supone en algunos casos incremento de peso y, sobre todo, incremento de costes, al añadir el conjunto de operaciones de montaje. En el campo de las estructuras de material compuesto, es práctica común que las mencionadas aberturas se refuercen mediante una estructura tipo marco formada por vigas y cuadernas, en metal o en material compuesto, estando a su vez estos elementos unidos entre sí mediante diversas piezas de unión, que unen mediante remaches estos elementos al resto de la estructura. Además, es preciso en este tipo de estructuras incrementar el espesor del revestimiento en las zonas próximas a la abertura realizada, de tal forma que se refuerce aún más dicha área. El problema que plantean refuerzos de este tipo es el incremento en el número de piezas adicionales a la estructura base, así como el incremento de peso hasta conseguir el espesor necesario del revestimiento en zona de agujero, todo lo cual repercute obviamente en un incremento de costes. Además, como se ha comentado anteriormente, la fabricación y el montaje de estas estructuras es laborioso y muy manual, en la mayoría de los casos, puesto que no es posible realizar una fabricación en serie de estas estructuras.

Sería por tanto deseable, en las zonas de aberturas de estructuras de material compuesto que conforman el fuselaje de una aeronave, disponer de estructuras de refuerzo de dichas aberturas, en las cuales se eliminen los marcos formados por vigas y cuadernas, así como el conjunto de piezas que sirven de unión de las anteriores. Sería también deseable integrar durante el proceso de fabricación el refuerzo de dichas aberturas con el consiguiente ahorro en las operaciones de montaje.

La presente invención está dirigida a la solución de estos problemas.

SUMARIO DE LA INVENCIÓN

Así, es un objeto de la presente invención proporcionar una estructura de refuerzo para aberturas realizadas en estructuras primarias de aeronave realizadas en material compuesto, tal que las mencionadas estructuras primarias comprenden un revestimiento, unas cuadernas transversales con respecto a la dirección de vuelo de la aeronave, y unos larguerillos longitudinales con respecto a la dirección de vuelo de la aeronave. Preferiblemente, estas aberturas están realizadas en el seno del revestimiento de las mencionadas estructuras primarias. Las estructuras de refuerzo de estas aberturas, según la invención, comprenden:

-un elemento de refuerzo perimetral en el borde de la abertura;

-al menos un par de elementos de refuerzo transversales, dispuestos en ambos lados transversales de la abertura en cuestión;

-al menos un par de elementos de refuerzo longitudinales, dispuestos en ambos lados longitudinales de la abertura en cuestión.

Según la invención, el elemento de refuerzo perimetral en el borde de la abertura de la estructura primaria de la aeronave se obtiene de forma integrada y en una sola pieza, en el propio proceso de fabricación del revestimiento, con lo cual se obtendrá por co-pegado o bien por co-curado. Los elementos de refuerzo transversales de la estructura de refuerzo de la invención copian la geometría de aquellos elementos de la estructura primaria sobre los que van a ir dispuestos, de tal modo que se colocan sobre los anteriores mediante un proceso de co-pegado o de co-curado. Además, según la invención, los elementos de refuerzo longitudinales se diseñan de tal forma que tienen un mayor espesor en las zonas que bordean a la mencionada abertura, tal que dichos diseños se obtienen directamente del propio proceso de fabricación de la estructura primaria, estando, por consiguiente, co-pegados o co-curados en dicha estructura. De este modo, se obtiene una estructura final de aeronave en la cual se han eliminado los elementos y piezas adicionales, habiéndose obtenido una estructura integrada, en la cual se ha incrementado la eficiencia estructural y se ha optimizado la eficiencia en costes.

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

Las Figuras 1a y 1b muestran los principales componentes de la estructura primaria interna del fuselaje de una aeronave, así como el área de refuerzo de una abertura realizada en dicho fuselaje, según la técnica anterior conocida.

La Figura 2 muestra en esquema una estructura de refuerzo para una abertura realizada en la estructura primaria de una aeronave, realizada en material compuesto, según la presente invención.

Las Figuras 3a, 3b, 3c y 3d muestran una estructura...

1. Estructura de refuerzo (1) para abertura (10) en la estructura primaria de una aeronave, comprendiendo esta estructura primaria un revestimiento (2) , unas cuadernas (3) transversales con respecto a la dirección de vuelo de la aeronave, y unos larguerillos (4) longitudinales con respecto a la dirección de vuelo de la aeronave, caracterizada porque dicha estructura de refuerzo (1) comprende:

-un elemento de refuerzo perimetral (5) en el borde de la abertura (10) , y copiando la geometría de la misma;

-al menos un par de elementos de refuerzo transversales (6) , dispuestos en ambos lados transversales de la abertura (10) ;

-al menos un par de elementos de refuerzo longitudinales (7) , dispuestos en ambos lados longitudinales de la abertura (10) .

2. Estructura de refuerzo (1) según la reivindicación 1 caracterizada porque el elemento de refuerzo perimetral (5) se obtiene de forma integrada y en una sola pieza, en el propio proceso de fabricación del revestimiento (2) .

3. Estructura de refuerzo (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque los elementos de refuerzo transversales (6) copian la geometría de los elementos de la estructura primaria sobre los que van dispuestos, copiado en sección la geometría del revestimiento (2) , de los larguerillos (4) y de los elementos de refuerzo longitudinales (7) .

4. Estructura de refuerzo (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque los elementos de refuerzo longitudinales (7) se diseñan de tal forma que son larguerillos longitudinales a la dirección de vuelo de la aeronave, teniendo un mayor espesor (70) en las zonas que bordean a la abertura (10) .

5. Estructura de refuerzo (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque los elementos de refuerzo (6) transversales y el revestimiento (2) incrementan su sección en las zonas alrededor de la abertura (10) .

6. Estructura de refuerzo (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque el elemento de refuerzo perimetral (5) está dispuesto en todo el borde de la abertura (10) .

7. Estructura de refuerzo (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, caracterizada porque el elemento de refuerzo perimetral (5) está dispuesto en algunas zonas del borde de la abertura (10) .

8. Estructura de refuerzo (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la estructura primaria de la aeronave está realizada en material compuesto.

9. Estructura de refuerzo (1) según la reivindicación 8, caracterizada porque la estructura primaria está realizada en fibra de carbono o en fibra de vidrio con resina termoestable o termoplástica.

10. Aeronave que comprende una estructura de refuerzo (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9.