FUSELAJE DE AERONAVE EN MATERIAL COMPUESTO Y PROCEDIMIENTOS PARA SU FABRICACIÓN.

Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricación.

La estructura del fuselaje (11) comprende un revestimiento (13), una pluralidad de cuadernas (17) dispuestas transversalmente al eje longitudinal (9) del fuselaje (11) y una pluralidad de elementos rigidizadores longitudinales que pueden ser larguerillos (14) o vigas (15), siendo la relación entre el paso (X) de cuadernas (17) y el paso (Y) de elementos rigidizadores longitudinales (14, 15) menor de la unidad. Si los rigidizadores son larguerillos (14), el procedimiento de fabricación se basa en montar el fuselaje (11) uniendo el revestimiento (13) con los larguerillos (14) a las cuadernas (17). Si los rigidizadores son vigas (14), el procedimiento de fabricación se basa en la unión del revestimiento (13) a una estructura interna formada por cuadernas (17) y vigas (15).

Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricacion

CAMPO DE LA INVENCIÓN

La presente invención se refiere a un fuselaje de aeronave y, más en particular, a un fuselaje de aeronave fabricado íntegramente con materiales compuestos así como a procedimientos para su fabricación.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Es comúnmente conocido que la industria aeronáutica requiere estructuras que, por una parte, soporten las cargas a las que son sometidas, cumpliendo altas exigencias de resistencia y rigidez y que, por otra parte, sean lo más ligeras posible. Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez más extendido de los materiales compuestos en estructuras primarias ya que, aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se puede conseguir en consecuencia un importante ahorro de peso frente a un diseño en material metálico.

Especialmente las estructuras integradas han demostrado ser muy eficientes en este sentido. Se habla de estructura integrada cuando los distintos elementos estructurales están fabricados de una vez. Ésta es otra ventaja del uso de los materiales compuestos debido a que, por su condición de capas independientes que se pueden ir apilando en la forma deseada, ofrecen la posibilidad de integrar más y más la estructura, lo que además provoca a menudo un ahorro de costes –un factor esencial a la hora de competir en el mercado- al tener menos piezas individuales que ensamblar.

Como es bien sabido, los principales elementos estructurales de los fuselajes de aeronave son el revestimiento, los larguerillos y las cuadernas. El revestimiento se rigidiza longitudinalmente con larguerillos para disminuir su espesor y ser competitivo en peso, mientras que las cuadernas impiden la inestabilidad general del fuselaje y pueden estar sometidas a introducciones locales de carga. Dentro del fuselaje de una aeronave podemos encontrar otros elementos estructurales, como es el caso de vigas, que sirven de marco a secciones abiertas del fuselaje o bien que sirven para soportar las cargas introducidas por el suelo de la cabina de la citada aeronave.

La estructura más utilizada actualmente para un fuselaje consta, por un lado, de un revestimiento con larguerillos integrados, co-pegados o co-curados y, por otro lado, de cuadernas, flotantes o completas, que se fabrican aparte y que se remachan posteriormente al revestimiento del fuselaje. El documento US 5, 242, 523 describe una estructura de ese tipo.

Un elemento esencial de esa estructura es que en ese fuselaje que está configurado por unos paneles delimitados por dichas cuadernas y dichos larguerillos, que están orientados longitudinalmente, el paso entre larguerillos es menor que el paso entre cuadernas. Dicho en otros términos, el número de larguerillos por unidad de superficie del revestimiento es mayor que el número de cuadernas.

Entre otros, esa estructuración del fuselaje tiene el problema de que el gran número de larguerillos dificulta la consecución de altos niveles de integración en el caso de fuselajes realizados con materiales compuestos.

La presente invención está orientada a la solución de esos inconvenientes.

SUMARIO DE LA INVENCIÓN

Un objeto de la presente invención es proporcionar un fuselaje de aeronave realizado, preferentemente, con material compuesto y estructurado de manera que permita su fabricación con un alto nivel de integración.

Otro objeto de la presente invención es proporcionar un fuselaje de aeronave realizado, preferentemente, con material compuesto y estructurado de manera que tenga una alta tolerancia al daño.

Otro objeto de la presente invención es proporcionar un fuselaje de aeronave realizado, preferentemente, con material compuesto y estructurado de manera que permita la inclusión de zonas con introducciones locales de carga.

En un aspecto, esos y otros objetos se consiguen con una sección del fuselaje de una aeronave cuya estructura comprende un revestimiento, una pluralidad de cuadernas dispuestas transversalmente al eje longitudinal del fuselaje y una pluralidad de elementos rigidizadores longitudinales, en la que la relación entre el paso de cuadernas y el paso de elementos rigidizadores longitudinales es menor de la unidad.

En una realización preferente dichos elementos rigidizadores longitudinales son larguerillos que no están unidos a las cuadernas en sus cruces. Se consigue con ello un fuselaje estructurado con un menor número de larguerillos que facilita su fabricación y reduce su coste.

En otra realización preferente dichos elementos rigidizadores longitudinales son vigas unidas a las cuadernas en sus cruces. Se consigue con ello un fuselaje resistente y tolerante al daño y cuya estructura facilita su fabricación y reduce su coste.

En otro aspecto, para el caso de un fuselaje cuyos elementos rigidizadores individuales son larguerillos, los objetos mencionados se consiguen mediante un procedimiento de fabricación de una sección del fuselaje que comprende los siguientes pasos:

a) Proporcionar las cuadernas como piezas completas. b) Proporcionar en dos o más tramos el revestimiento con los larguerillos unidos al mismo. c) Montar la sección del fuselaje uniendo dichos tramos a las cuadernas.

En otro aspecto, para el caso de un fuselaje cuyos elementos rigidizadores individuales son vigas, los objetos mencionados se consiguen mediante un procedimiento de fabricación de una sección del fuselaje que comprende los siguientes pasos: a) Proporcionar la estructura interna formada por cuadernas y vigas en una pieza. b) Proporcionar el revestimiento. c) Unir el revestimiento a dicha estructura interna mediante remaches.

En realizaciones preferentes el paso a) se lleva a cabo mediante distintos sub-pasos utilizando técnicas de co-curado ó de co-pegado ó de pegado secundario ó de remache para la unión de los distintos componentes de la estructura que, según el caso, se proporcionarían como pre-formas o como componentes curados.

Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.

DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS

La Figura 1a muestra esquemáticamente un conjunto de paneles, orientados longitudinalmente, de fuselajes conocidos en la técnica y la Figura 1b muestra esquemáticamente un conjunto de paneles, orientados circunferencialmente, de fuselajes según la presente invención.

Las Figuras 2a y 2b muestran vistas esquemáticas en perspectiva y en sección transversal por el plano A-A de un fuselaje según una primera realización de la presente invención.

Las Figuras 3a y 3b muestran vistas esquemáticas en perspectiva y en sección transversal por el plano A-A de un fuselaje según una segunda realización de la presente invención.

La Figura 4 es una vista parcial en perspectiva de la estructura interna de un fuselaje según una primera realización de la presente invención para una sección de fuselaje cuyos elementos rigidizadores longitudinales son larguerillos.

La Figura 5 es una vista en perspectiva de la estructura interna de un fuselaje según una segunda realización de la presente invención para una sección de fuselaje cuyos elementos rigidizadores longitudinales son vigas.

DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN

Orientación circunferencial de los paneles del fuselaje La idea básica de la presente invención es estructurar el fuselaje de una aeronave de manera que sus paneles estén orientados circunferencialmente en lugar de longitudinalmente como sucede en los fuselajes conocidos. En éstos, tal como se ilustra en la figura 1a el paso X entre cuadernas 17 es mayor que el paso Y entre larguerillos 14 mientras que en el fuselaje según la presente invención ilustrado en la Figura 1b el paso X entre cuadernas es menor que el paso entre larguerillos 14.

En los fuselajes conocidos, el valor típico de la relación X/Y puede cifrarse en torno a 2, 5 mientras que en los fuselaje según la presente invención ese valor típico puede cifrarse en torno a 0, 6.

Un primer efecto de la orientación circunferencial de los paneles es que se aprovecha la curvatura del fuselaje para resistir las cargas longitudinales, retrasando el comienzo del pandeo. La mejora de la capacidad de postpandeo de los paneles permite reducir el peso del revestimiento.

Un segundo efecto de la orientación circunferencial de los paneles es que facilita la transferencia de las cargas circunferenciales a las cuadernas, reduciendo consiguientemente el nivel de carga circunferencial en los paneles.

Un tercer efecto de...

1. Sección del fuselaje (11) de una aeronave cuya estructura comprende un revestimiento (13) , una pluralidad de cuadernas (17) dispuestas transversalmente al eje longitudinal (9) del fuselaje (11) y una pluralidad de elementos rigidizadores longitudinales (14, 15) , caracterizada porque la relación entre el paso (X) de cuadernas (17) y el paso (Y) de elementos rigidizadores longitudinales (14, 15) es menor de la unidad.

2. Sección del fuselaje (11) de una aeronave según la reivindicación 1, caracterizada porque dichos elementos rigidizadores longitudinales son larguerillos (14) que no están unidos a las cuadernas (17) en sus cruces.

3. Sección del fuselaje (11) de una aeronave según la reivindicación 2, caracterizada porque dicho revestimiento (13) , dichas cuadernas (17) y dichos larguerillos (14) están fabricados con material compuesto.

4. Sección del fuselaje (11) de una aeronave según la reivindicación 1, caracterizada porque dichos elementos rigidizadores longitudinales son vigas (15) y porque dichas vigas (15) están unidas a las cuadernas (17) en sus cruces.

5. Sección del fuselaje (11) de una aeronave según la reivindicación 4, caracterizada porque dicho revestimiento (13) , dichas cuadernas (17) y dichas vigas (14) están fabricados con material compuesto 6. Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje (11) de una aeronave según la reivindicación 3, ó de un sector de la misma, caracterizado porque comprende los siguientes pasos:

a) proporcionar las cuadernas (17) como piezas completas;

b) proporcionar el revestimiento (13) con los larguerillos (14) unidos al mismo;

c) montar la sección del fuselaje (11) uniendo el revestimiento (13) con los larguerillos (14) a las cuadernas (17) .

7. Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje (11) de una aeronave según la reivindicación 5, ó de un sector de la misma, caracterizado porque comprende los siguientes pasos:

a) proporcionar la estructura interna formada por cuadernas (17) y vigas (15) ;

b) proporcionar el revestimiento (13) ;

c) unir el revestimiento (13) a dicha estructura interna mediante remaches.

8. Procedimiento según la reivindicación 7, caracterizado porque dicho paso a) se lleva a cabo mediante los siguientes sub-pasos:

a1) proporcionar un útil apropiado;

a2) proporcionar pre-formas completas o en partes de cuadernas (17) y vigas (15) , de manera que puedan conformarse cuadernas (17) y/o vigas (15) continuas y/o discontinuas, y colocarlas sobre el útil.

a3) llevar a cabo un ciclo de curado de la estructura interna.

9. Procedimiento según la reivindicación 8, caracterizado porque si dichas cuadernas (17) tienen una sección transversal cerrada, el sub-paso a2) también comprende proporcionar pre-formas de costillas de estabilización en las zonas de cruce con vigas (15) .

10. Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje (11) de una aeronave según la reivindicación 5, ó de un sector de la misma, caracterizado porque dicho paso a) se lleva a cabo mediante los siguientes sub-pasos:

a1) proporcionar un útil apropiado;

a2) proporcionar cuadernas (17) y/o vigas (15) curadas, completas ó en partes, y colocarlas sobre el útil.

a3) proporcionar las pre-formas de cuadernas (17) y/o vigas (15) , completas ó en partes, para conformar la estructura interna y colocarlas sobre el útil. a4) co-pegar dichas pre-formas a dichas cuadernas (17) y/o vigas (15) curadas en un ciclo de curado.

11. Procedimiento según la reivindicación 10, caracterizado porque si dichas cuadernas (17) tienen una sección transversal cerrada el sub-paso a3) también comprende proporcionar costillas de estabilización en zonas de cruce con vigas (15) .

12. Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje (11) de una aeronave según la 5 reivindicación 5, ó de un sector de la misma, caracterizado porque dicho paso a) se lleva a cabo mediante los siguientes sub-pasos:

a1) proporcionar un útil apropiado;

a2) proporcionar cuadernas (17) y/o vigas (15) curadas, completas ó en partes, para conformar la estructura interna;

a3) unir cuadernas (17) y vigas (15) en sus zonas de cruce mediante un pegado secundario.

13. Procedimiento según la reivindicación 12, caracterizado porque si dichas cuadernas (17) tienen una sección transversal cerrada, el sub-paso a2) también comprende proporcionar costillas de estabilización en zonas de cruce con vigas (15) .

14. Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje (11) de una aeronave según la 15 reivindicación 5, ó de un sector de la misma, caracterizado porque dicho paso a) se lleva a cabo mediante los siguientes sub-pasos:

a1) proporcionar un útil apropiado;

a2) proporcionar cuadernas (17) y/o vigas (15) curadas, completas o en partes, para conformar la estructura interna;

a3) unir cuadernas (17) y vigas (15) en sus zonas de cruce mediante remaches.

15. Procedimiento según la reivindicación 14, caracterizado porque si dichas cuadernas (17) tienen una sección transversal cerrada, el sub-paso a2) también comprende proporcionar costillas de estabilización en zonas de cruce con vigas (15) .