BRPI1011392B1

BRPI1011392B1 - estrutura para reforçar a fuselagem de um veículo e processo para produzir uma estrutura

Info

Publication number: BRPI1011392B1
Application number: BRPI1011392A
Authority: BR
Inventors: Lutz Andreas
Original assignee: Facc Ag
Priority date: 2009-04-16
Filing date: 2010-04-15
Publication date: 2020-01-28
Also published as: EP2419325A2; CA2758741A1; CN102427997A; US20120034416A1; CN102427997B; EP2419325B1; BRPI1011392A2; RU2011146312A; AT508169A1; CA2758741C; WO2010118448A3; US9387918B2; RU2553531C2; ES2435473T3; WO2010118448A2

Abstract

estrutura para reforçar a fuselagem de um veículo e processo para produzir uma estrutura a invenção refere-se a uma estrutura (1) para reforçar a fuselagem (2) de um veículo, especialmente uma aeronave, com ao menos uma estrutura (3), conformada de acordo com a curvatura da fuselagem (2), possuindo recortes (5) no lado (16), voltado na direção da fuselagem (2), destinados à passagem de longarinas (4) do veículo, sendo que cada estrutura (3) é produzida de forma inteiriça de um material sintético composto, reforçado com fibras e as concavidades (5) são conformadas como recorte (6) integral de cada estrutura (3).

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para ESTRUTURA PARA REFORÇAR A FUSELAGEM DE UM VEÍCULO E PROCESSO PARA PRODUZIR UMA ESTRUTURA.

[0001] A presente invenção refere-se a uma estrutura para o reforço da fuselagem de um veículo, especialmente de uma aeronave, de acordo com a invenção.

[0002] Estruturas são componentes de sustentação para reforçar, ou seja, enrijecer a fuselagem de barcos, embarcações, aeronaves e outros veículos e constituem visualmente as estruturas do veículo. Comumente é montada uma variedade de estruturas em formatos anelares a distâncias regulares na circunferência da parte interna da fuselagem da aeronave. Na direção longitudinal da fuselagem estão previstos suportes longitudinais, ou seja, longarinas que se estendem transversalmente para com as estruturas e que transfixam recortes correspondentes das estruturas. Enquanto que na construção naval, com um material para estruturas e outros elementos estruturais frequentemente é usado madeira ou aço, as estruturas para aeronaves, no tocante a uma redução do peso global, geralmente consistem em alumínio ou em outros metais leves.

[0003] No estado da técnica são conhecidas, por um lado, estruturas de alumínio inteiriças formadas de modo correspondente à curvatura da fuselagem da aeronave. Os recortes para a estrutura inferior, que são formados pelos suportes longitudinais transversalmente para com as estruturas são previstos comumente por meio de fresagem ou corte nas estruturas.

[0004] Além disso, são conhecidas no estado da técnica estruturas de duas seções com um quadro e uma base de estrutura que é presa na fuselagem da aeronave (ver figura 3). No caso, o quadro será rebitado com a base da estrutura ou será fixamente unido de outra maneira. Os recortes para as longarinas são chanfrados da base da

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2/14 estrutura como também será explicado posteriormente em conexão com a figura 3.

[0005] Estruturas com recortes chanfrados são, todavia, bastante complexas na sua produção. Tendo em vista o grande número dos componentes, a fresagem representa um fator de custo considerável na produção.

[0006] Para evitar a fresagem dos recortes, em muitos casos são usadas estruturas diferenciadas com vários componentes rebitados. Essas estruturas consistem em um quadro inteiriço, por exemplo, um perfil C, que através de uma variedade de retentores presos no quadro, está fixamente unido com a fuselagem. Os retentores em forma de âncoras estão dispostos reciprocamente distanciados, de maneira que os espaços intermediários formam recortes para a passagem das longarinas. Nessas estruturas as longarinas se estendem entre as âncoras retentoras, sendo que as longarinas passam a ficar situadas abaixo do quadro, de maneira que no próprio quadro não precisam ser previstos recortes. Desta maneira, nessas estruturas não se torna necessária uma fresagem dos recortes, mas de modo desvantajoso, é necessário um grande número de âncoras retentoras a fim de conformar os recortes para a passagem das longarinas. A fixação das âncoras retentoras no quadro demanda, além disso, muito tempo e apresenta custos elevados.

[0007] Além disso, já é basicamente conhecido no estado da técnica usar materiais sintéticos compostos, reforçados com fibras para componentes estruturais em aeronaves. Pelo emprego de materiais compostos de fibras, o peso global da aeronave será reduzido, de maneira que o consumo de combustível pode ser consideravelmente reduzido. Ao mesmo tempo, os componentes produzidos de materiais compostos de fibras se destacam pela sua elevada resistência e rigidez, bem como pela sua reduzida inclinação à fadiga de material, ou seja, de

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3/14 corrosão.

[0008] Nas estruturas convencionais de materiais compostos de fibras, os recortes para as longarinas, ou seja, para os suportes longitudinais como no caso de estruturas de alumínio, são produzidas ou por processos de fresagem ou por um modo de construção diferenciado.

[0009] No documento DE 10 2007 030 026 A1 é mostrado um componente estrutural para uma aeronave com um elemento de estrutura de material sintético reforçado com fibra de carbono (CFK). A estrutura apresenta no lado voltado na direção da fuselagem um flange curvado correspondente à curvatura interna da fuselagem da aeronave, o qual serve para ser fixado ou elemento de estrutura na fuselagem. Além disso, na fuselagem está previsto grande número de recortes para a passagem de longarinas. Esses recortes serão previstos no processo da produção por seccionamento, ou seja, fresagem no elemento de estrutura. No caso, todavia, o flange também será removido na região dos recortes, de maneira que o flange da estrutura pronta está interrompido na região dos recortes. Desta maneira, a estrutura ao todo enfraquecida porque o flange é de especial importância para a rigidez, ou seja, para a resistência da estrutura. No documento DE 10 2007 030 026 A1 será, portanto, proposto para aumentar a estabilidade mecânica de unir a estrutura com um elemento de suporte transversal que interliga dois segmentos arqueados da estrutura transversalmente entre si. Isto, todavia, do ponto de vista construtivo, é complexo, sendo que pelos elementos adicionais de suportes transversais é desvantajosamente aumentado o peso global da aeronave.

[00010] O documento DE 10 2006 051 457 A1 apresenta uma estrutura de um material plástico composto de fibra reforçada com um segmento de base, ou seja, com um flange que passa a ficar apoiado na fuselagem de uma aeronave e recortes para a passagem de

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4/14 estruturas de perfil em forma de T. Nas regiões entre os recortes do flange apresenta uma espessura alterada de forma escalonada, de maneira que o flange acompanha com ajuste preciso a subestrutura escalonada, formada pelos segmentos básicos das estruturas T. Não obstante, também aqui serão produzidos os recortes por meio de chanfradura ou corte na estrutura, de maneira que novamente o flange está interrompido na região dos recortes. Assim sendo, também nesta estrutura a estabilidade mecânica será prejudicada pelos recortes chanfrados.

[00011] Por conseguinte, constitui objetivo da presente invenção, criar uma estrutura de construção, especialmente simples, especialmente para aeronaves, que apresenta reduzido peso combinado com elevada estabilidade mecânica, especialmente no caso de sobrecarga. Além disso, deverá ser criado um processo de custo especialmente vantajoso e eficiente para produzir uma estrutura desta qualidade. As desvantagens de estruturas e processos conhecidos para a produção de estruturas devem no caso ser evitadas ou ao menos reduzidas.

[00012] Isto será logrado pela estrutura da espécie inicialmente citada pelas características conforme a parte marcante da invenção, bem como relativamente ao processo inicialmente mencionado, pelas características de acordo com as partes marcantes da concretização. [00013] Tendo em vista que a estrutura é produzida inteiriça de material composto plástico, reforçado com fibras e como os recortes para a passagem das longarinas são conformados como recorte integral de cada estrutura, poderá ser evitado o processo de fresagem demorado e de custo intensivo dos recortes. Comparado com elementos de estrutura de várias seções resulta a desvantagem de que é oferecida diretamente uma estrutura, precisamente ajustada à subestrutura, sem a necessidade de rebitar entre si diferentes componentes e alinhar na

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5/14 aeronave nas longarinas. Pela conformação integral do recorte finalmente será oferecida uma estrutura especialmente estável e rígida que atende às elevadas exigências quanto à sua aplicabilidade de carga, ou seja, estabilidade mecânica, também em caso de sobrecarga. [00014] Em uma forma de realização, especialmente vantajosa, cada elemento de estrutura apresenta um flange voltado na direção da fuselagem, sendo que o flange, na região de um recorte, está disposto de modo correspondente ao contorno do recorte. Desta maneira, será oferecido um flange contínuo que na região dos recortes, não está interrompido. Nas regiões entre os recortes, o flange encosta na fuselagem onde poderá ser fixado, por exemplo, rebitado; nas regiões dos recortes, o flange será puxado em sentido ascendente, de maneira que o flange acompanha o contorno dos recortes. Por conseguinte, o flange acompanha em toda a projeção da estrutura o contorno da subestrutura que é formada pela fuselagem, ou seja, pelas longarinas. Com o auxílio do flange contínuo pode ser obtida uma estrutura bastante estabilizada por ser evitada uma redução da estabilidade pela ausência do flange do lado da fuselagem, na região dos recortes.

[00015] Para aumentar a rigidez da estrutura mostrou ser vantajoso que o elemento de estrutura apresenta uma seção transversal essencialmente em formato de T, I, Z ou preferencialmente, C.

[00016] Uma estrutura especialmente estável e leve poderá ser obtida quando cada elemento de estrutura consistir em fibras trançadas, ou seja, feixes de fibras e em uma matriz de material sintético.

[00017] Preferencialmente os elementos das estruturas são produzidos no processo da moldagem líquida, mostrando ser especialmente adequado o processo de injeção de resina, ou seja, RTM (Resin Transfer Moulding) - (moldagem por transferência de resina) e VARTM (Vacuum Assisted RTM) - (processo RTM assistido por vácuo) que mostraram ser adequados. No caso, as fibras secas serão

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6/14 introduzidas em uma forma fechada, quando a forma será evacuada e a resina líquida injetada de forma pressurizada. Finalmente, a resina será endurecia por aplicação de calor.

[00018] Alternativamente, cada estrutura também pode ser produzida no chamado processo Prepreg (fibras pré-impregnadas). No caso, fibras, feixes de fibras ou esteiras de fibras pré-impregnadas com material matricial, isto é, já embebidas, serão aplicadas sobre o núcleo, sendo ventiladas e endurecidas mediante pressão e calor na autoclave. [00019] Tendo em vista a maior carga dos elementos de estruturas nos pontos de conexão com elementos estruturais que podem estar previstos no compartimento interno da aeronave, especialmente um compartimento de passageiro, ou seja, a base de um compartimento de carga será vantajosa que cada elemento de estrutura apresente no lado afastado da fuselagem, concavidades para receberem elementos estruturais.

[00020] Em uma modalidade, especialmente vantajosa do processo da invenção, está previsto que fibras ou feixes de fibras sejam aplicados com fecho devido à forma sobre um núcleo, sendo que o núcleo, para a formação do recorte integral de cada elemento de estrutura, apresenta concavidades correspondentes aos recortes de cada elemento de estrutura. Em seguida, as fibras, por exemplo, fibras de carbono, vidros ou aramidas serão reunidas em feixes de fibras e posicionadas de modo estirado e bem justapostas sobre o núcleo. O núcleo atribui neste caso à estrutura, o seu formato posterior, sendo que a sua seção transversal corresponde à geometria de perfil desejada, especialmente o perfil C-, T-, I- ou Z- e o núcleo, além disso, apresenta as concavidades que correspondem aos recortes do elemento de estrutura acabado.

[00021] Ao todo é vantajoso que os feixes de fibras sejam entrançados reciprocamente no núcleo. Para tanto, está prevista uma máquina de entrançar, com a qual uma ou várias camadas das fibras,

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7/14 preferencialmente unidirecionais serão entrançadas no núcleo entrançado.

[00022] Um processo especialmente eficiente e com economia de custo para produzir uma estrutura poderá ser obtido quando o núcleo envolto com as fibras, ou seja, com os feixes de fibras entrançados forem divididos essencialmente em um plano central de sua projeção longitudinal, de maneira que são oferecidas duas estruturas. A seguir, neste processo preferido, inicialmente será produzida uma pré-forma, sendo que fibras ou feixes de fibras são aplicados no núcleo, especialmente trançados no núcleo, sendo em seguida impregnados e endurecidos. Esta pré-forma será, em seguida, dividida, preferencialmente em um plano central da pré-forma, de maneira que são obtidos dois elementos de estruturas, de simetria especular.

[00023] Isto poderá ser empregado com especial vantagem em núcleo de seção transversal essencialmente quadrada, sendo que com uma divisão da pré-forma em um plano central são disponibilizadas duas estruturas de seção transversal, essencialmente em formato de C. [00024] Caso a estrutura deva ser conformada como um corpo oco, será vantajoso que o núcleo finalmente seja removido. Por exemplo, o núcleo de material espumante pode ser quimicamente dissolvido. Não obstante, é especialmente vantajoso um núcleo hidrossolúvel que é prensado de areia ou de gesso e que finalmente pode ser lavado e removido com água. Por outro lado, podem também ser usados núcleos reutilizáveis, por exemplo, de alumínio. Principalmente, todavia, também é possível que um núcleo permaneça dentro da estrutura pronta.

[00025] A seguir, a invenção será explicitada com base em modalidades preferidas apresentadas no desenho, mas não devem ficar restritas a estes exemplos. Detalhadamente, as figuras mostram:

Figura 1 - vista em perspectiva de um segmento de uma

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8/14 fuselagem de aeronave,

Figura 2 - vista em corte da fuselagem de aeronave, de acordo com a figura 1,

Figura 3 - vista de um detalhe de uma estrutura de duas seções, de acordo com o estado da técnica,

Figuras 4a, 4b apresentando uma vista em perspectiva de uma estrutura de reforço com uma estrutura e várias longarinas, de acordo com o estado da técnica,

Figura 4c - vistas frontais para o elemento das estruturas, de acordo com a figura 4b;

Figuras 5a, 5b - vista em perspectiva de uma estrutura de reforço com uma estrutura C, de acordo com a invenção, e várias longarinas,

Figura 6 - vista de detalhe em perspectiva da estrutura 6, de acordo com as figuras 5a e 5b, e

Figuras 7a, 7b - vista em detalhe em perspectiva dos pontos de união de uma base do compartimento de passageiros com a estrutura C, de acordo com as figuras 5a, 5b e 6.

[00026] A figura 1 apresenta esquematicamente uma fuselagem 2 de aeronave de formato essencialmente cilíndrico. No lado interno da fuselagem 2 está previsto um grande número de estruturas 1, regularmente distanciadas, estendendo-se em formato anelar, de modo correspondente à curvatura interna da fuselagem 2. Transversalmente para com as estruturas, na direção longitudinal da fuselagem 2, as distâncias angulares, preferencialmente regulares, estão previstas longarinas, ou seja, suportes longitudinais 4 que juntamente com as estruturas 1 formam uma estrutura de reforço ou de enrijecimento bidimensional da fuselagem 2.

[00027] No compartimento interno da fuselagem 2 estão previstos outros elementos estruturais 20 como, por exemplo, uma base de um

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9/14 compartimento de carga ou de passageiros 20. A base, ou seja, a estrutura inferior do compartimento de passageiros 20 apresenta várias vigas de suporte, essencialmente, verticalmente dispostas, com as quais a estrutura, ou seja, a base 20 é apoiada na fuselagem 2; além disso, está previsto um grande número de vigas transversais, regularmente distanciadas, dispostas perpendicularmente para com as vigas de suporte e, de forma tradicional, estão fixamente unidas com estas vigas.

[00028] A estrutura 1 pode consistir em vários elementos de estruturas 3; na figura 2 são apresentados três elementos de estruturas 3 que nos seus respectivos segmentos terminais estão unidos, através de elementos de união já conhecidos como alças retentoras ou semelhantes unidades, de maneira que ao todo é oferecida uma estrutura 1, em formato anelar.

[00029] Conforme pode ser visto na figura 2, no lado das estruturas 3, voltado na direção da fuselagem 2, estão previstos recortes 5, através dos quais se estendem longarinas 4, não mostradas, por motivo de maior visibilidade. São formuladas exigências especiais à conexão dos suportes de apoio, ou seja, as vigas transversais de uma base de compartimento de passageiros com as estruturas 1, tendo em vista a aplicabilidade de carga. Para tanto, diferentes estruturas 3, na região dos pontos de conexão com a base do compartimento de passageiros podem apresentar pontos reforçados, especialmente concavidades 18, nas quais estão presas as respectivas estruturas de suporte, ou seja, vigas transversais da base do compartimento de passageiros 20, conforme será explicado mais detalhadamente em conexão com as figuras 7a e 7b.

[00030] As figuras 3 e 4a até 4c apresentam estruturas 3 convencionais para uma fuselagem de aeronave 2, conforme já são conhecidos do estado da técnica. Especialmente está apresentada na

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10/14 figura 3 uma estrutura 3a, 3b de duas seções que consiste em um quadro 3a inteiriço, por exemplo, um perfil C, 3a e de uma base de estrutura 3b. A base de estrutura 3b apresenta um flange 7 inferior que passa a encostar no lado interno da fuselagem 2 e que serve para a fixação da estrutura 3a, 3b na fuselagem 2. O perfil C 3a, na região do seu lado afastado em relação à fuselagem 2, está fixamente unido com a base de estrutura 3b,especialmente atarraxado e rebitado, de maneira que é oferecida ao todo uma estrutura de seção transversal, essencialmente em formato de F. Na base da estrutura 3, no lado voltado na direção da fuselagem 2, estão previstos recortes 5 chanfrados para a passagem das longarinas 4.

[00031] As figuras 4a e 4b apresentam vistas em perspectiva de estruturas 3 conhecidas com uma variedade de elementos longitudinais 4, que transfixam os recortes 5. A estrutura 3 apresentada, apresenta um perfil F, com flange 7 inferior, alinhado de modo especular invertida, sendo que o perfil F pode estar conformado ou em duas seções, conforme explicado em conexão com a figura 3, ou pode ser inteiriço. Na figura 4c, no lado esquerdo, é mostrado um perfil F de duas seções com uma base de estrutura 3c e um perfil C 3a preso na base da estrutura 3b; no lado direito da figura 4c é representada uma estrutura F inteiriça.

[00032] Nas duas técnicas conhecidas, os recortes 5 serão conformados por fresagem, cortes e semelhantes procedimentos nas estruturas. Como pode ser visto especialmente na figura 4b isto é acompanhado, todavia, por um enfraquecimento desvantajoso da estrutura, porque nas regiões dos recortes 5 será removido o flange 7 inferior.

[00033] O chamado princípio freio 6 - Fall-Safe, de acordo com o qual os efeitos de uma falha das estruturas devem ser conformados com o menor índice de perigo possível, condiciona nas estruturas

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11/14 conhecidas uma geometria de perfil com vários flanges, especialmente a geometria F, mostrada na figura 4c, a fim de manter em reduzido nível o efeito desvantajoso do flange 7a ausente na região dos recortes 5, em relação à estabilidade da estrutura.

[00034] Outras geometrias de perfil seriam depois acentuadamente aquecidas pela remoção parcial do flange inferior com a chanfradura dos recortes 5; um perfil C, por exemplo, na região dos recortes 5, perderia cerca de 40% de sua face transversal, de maneira que a aplicabilidade de carga necessária, inicialmente com relação à solicitação de pressão, não mais seria assegurada de modo confiável.

[00035] As figuras 5a e 5b apresentam uma estrutura 3, de acordo com a invenção, a qual é produzida de forma inteiriça de material sintético reforçado com fibras, sendo que os recortes 5 são conformados como recorte integral 6, isto é, não são conformadas por medidas complexas e de custo elevado como chanfragem, cortes e semelhantes processos na estrutura 3. Pela conformação integral do recorte 6, além disso, será observada a condição chamada freio 6 - Fail-Safe, sendo que a estrutura não é enfraquecida pelo processo da chanfradura dos recortes 5. Como pode ser visto na figura 5a, a conformação integral do recorte 6 apresenta uma seção transversal em formato de C com o que vantajosamente o peso da estrutura, em comparação com perfis F ou outras geometrias com três ou mais flanges, pode ser consideravelmente reduzido.

[00036] Preferencialmente, os recortes 5 estão dispostos a distâncias regulares ao longo da circunferência de cada estrutura 3. No exemplo de execução apresentado, os recortes 5 apresentam o formato de um prisma com face básica essencialmente trapezoidal, sendo que aqui também podem ser imaginadas outras formas de realização, por exemplo, uma face básica retangular e especialmente também uma geometria com cantos arredondados.

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12/14 [00037] No caso, o flange inferior 7 do elemento de estrutura 3 em formato de C acompanha a estrutura inferior formada pela fuselagem 2 e pelo grande número de longarinas 4. Na região dos recortes 5, o flange 7 está disposto, projetando-se de modo correspondente aos contornos dos recortes 5, passando a ficar posicionado sobre as longarinas 4. Como o flange 7 acompanha o contorno dos recortes 5, ou seja, das longarinas 4 de conformação complementar, o flange 7 também se estende na região dos recortes 7, sem interrupções. Pela elevação, ou seja, deslocamento descendente do flange 7 na região dos recortes 6 integrais é perdida apenas uma reduzida superfície, porque o flange 7 não é removido pelo processo da fresagem dos recortes 5.

[00038] Naturalmente, pela conformação integral do recorte 6, também em outras geometrias de perfis, é lograda uma aplicabilidade de carga majorada. São imagináveis neste contexto, por exemplo, elementos de estruturas 3 de seção transversal em formato de I, Z ou T.

[00039] A figura 6 apresenta uma vista de um detalhe do elemento de estrutura 3, de acordo com a invenção, sendo que para melhor visibilidade, não foi feita uma apresentação das longarinas 4. No caso, a estrutura 3 consiste em fibras, ou seja, feixes de fibras de carbono, vidro, aramida ou semelhante material, reciprocamente entrançados, que estão impregnados com um material matricial de material sintético, por exemplo, resina de epóxido.

[00040] Para prover a estrutura 3 mostrada, de seção transversal em formato de C, um núcleo será precisamente enrolado com as fibras, ou seja, com os feixes de fibras. De preferência, um grande número de fibras unidirecionais é unido em forma de feixes de fibras e, em seguida, entrançados no núcleo de entrançar. A forma do núcleo entrançado corresponde no caso precisamente ao formato desejado do elemento de estrutura a ser produzido. Para tanto, o núcleo apresenta grande

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13/14 número de concavidades que nos seus formatos correspondem aos recortes 5 da estrutura pronta. Desta maneira, os recortes 5 serão conformados como recortes integrais 6 e não precisam ser separadamente chanfrados ou recortados em uma etapa complexa e dispendiosa.

[00041] As fibras são unidas com uma matriz de um material sintético, sendo que a impregnação, antes da aplicação sobre o núcleo de entrançamento (no chamado processo Prepreg) ou pode ser feito após o entrançamento no núcleo entrançado (com o auxílio do processo de moldagem de transferência de resina, ou seja, processo de moldagem de transferência de resina assistida com vácuo).

[00042] Na produção das estruturas, inicialmente será produzida uma pré-forma ou um pré-molde, sendo que feixes de fibras em um núcleo de entrançamento de seção transversal quadrada e correspondendo ao formato das reentrâncias da posterior estrutura com as concavidades passam a ser entrançadas. Em seguida, a pré-forma ou pré-molde será seccionado e aberto no seu plano central para que desta forma sejam obtidos dois elementos de estruturas C especularmente invertidos. O núcleo pode em seguida ser removido e ser reutilizado; na presença de um núcleo de espuma, ou seja, de um núcleo de areia e de gesso prensado, o núcleo também poderá ser quimicamente dissolvido, ou seja, poderá ser removido com rinsagem com água.

[00043] As figuras 7a e 7b apresentam vistas de detalhes de pontos de conexão das vigas de suporte, ou seja, das vigas transversais da base do compartimento de passageiros 20, com os respectivos elementos de estruturas 3. Os segmentos terminais dos suportes, ou seja, das vigas transversais estão rebitados com regiões correspondentes dos elementos de estruturas 3 ou firmemente unidos de modo confiável, de outra maneira. Para resistir a maior carga nos

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14/14 pontos de união, os elementos de estruturas 3 apresentam nesta região concavidades 18 com as quais a face transversal do perfil em C é aumentada. As concavidades 18 serão produzidas por ao menos a previsão de uma camada adicional de fibras, ou seja, de feixes de fibras entrançados nesta região.

[00044] No exemplo de execução apresentado, estende-se a concavidade 18, essencialmente na direção do compartimento interno, sendo que a região da união entre o flange 7 do lado da fuselagem e o flange afastado da fuselagem do perfil em C, é ampliado na região dos pontos de união; para reforço adicional dos pontos de união, os flanges poderão receber uma projeção maior em sentido longitudinal da fuselagem 2.

[00045] O trabalho de pesquisa que resultou na presente invenção foi promovido pela União Europeia em conexão com o sétimo programa estrutural (FP7/2007-2013), segundo a convenção de promoção N° 213371.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Estrutura (1) para reforçar a fuselagem (2) de um veículo, especialmente de uma aeronave, com ao menos um elemento de estrutura (3), conformada ao menos de acordo com a curvatura da fuselagem (2), possuindo recortes (5) no lado (16), voltado na direção da fuselagem (2), destinados à passagem de longarinas (4) do veículo, sendo que cada elemento de estrutura (3) apresenta um flange (7), voltado na direção da fuselagem (2), sendo que cada estrutura (3) é produzida de forma inteiriça de um material plástico composto reforçado com fibras, e os recortes (5) são conformados como concavidades integrais (6) de cada elemento de estrutura (3), sendo que cada elemento de estrutura (3) é produzido de fibras ou feixes de fibras entrançados e de uma matriz de material sintético, caracterizada pelo fato de que o flange (7) está disposto na região de um recorte (5) de modo correspondente ao contorno do recorte (5).
2. Estrutura (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que cada elemento de estrutura (3) apresenta uma seção transversal essencialmente em formato de T, I, Z, ou preferencialmente, C.
3. Estrutura (1) de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizada pelo fato de que cada elemento de estrutura (3) é produzido no processo de moldagem líquida.
4. Estrutura (1) de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizada pelo fato de que cada elemento de estrutura (3) é produzido no processo Prepreg (fibras pré-impregnadas).
5. Estrutura (1) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizada pelo fato de que cada elemento de estrutura (3) apresenta no lado (13), afastado em relação ao flange (7), concavidades (18) para receber elementos estruturais (20).
6. Estrutura (1) de acordo com qualquer uma das

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2/3 reivindicações 1 a 5, caracterizada pelo fato de que cada recorte (5) apresenta a forma de um prisma de face básica, essencialmente trapezoidal, sendo que as arestas do recorte (5) são preferencialmente arredondadas.
7. Estrutura (1) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, caracterizada pelo fato de que as concavidades (5) estão dispostas preferencialmente a distâncias angulares, regulares ao longo da circunferência de cada elemento de estrutura (3).
8. Processo para produzir uma estrutura (1), consistindo ao menos em um elemento de estrutura (3), para reforçar a fuselagem (2) de um veículo, especialmente de uma aeronave, sendo que cada elemento de estrutura (3) é moldado de modo correspondente à curvatura da fuselagem (2) e no lado (16), voltado na direção da fuselagem (2), estão previstas concavidades (5) para a passagem de longarinas (4), sendo que cada elemento de estrutura (3) apresenta um flange (7), voltado na direção da fuselagem (2), caracterizado pelo fato de que o flange (7) se projeta na região de uma concavidade (5) de modo correspondente ao contorno da concavidade (5), sendo que cada elemento de estrutura (3) é produzido de forma inteiriça de um material composto plástico, reforçado com fibras, e as concavidades (5) são conformadas como recorte integral (6) de cada elemento de estrutura (3), sendo que fibras ou feixes de fibras são aplicados sobre um núcleo, com fecho devido à forma, e o núcleo apresenta, para o efeito da conformação do recorte integral (6) de cada elemento de estrutura (3), concavidades de modo correspondente aos recortes (5) de cada elemento de estrutura (3) e as fibras ou feixes de fibras são entrançados reciprocamente no núcleo.
9. Processo para produzir uma estrutura (1) de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que cada elemento de estrutura (3) é moldado como perfil T, I, Z, ou preferencialmente C.

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10. Processo para produzir uma estrutura (1) de acordo com a reivindicação 8 ou 9, caracterizado pelo fato de que para conformação do material composto plástico, reforçado com fibras, as fibras serão impregnadas com um material matricial sintético.
11. Processo para produzir uma estrutura (1) de acordo com qualquer uma das reivindicações 8 a 10, caracterizado pelo fato de que o material composto plástico de fibras, aplicado sobre o núcleo, finalmente será retirado e endurecido sob regime de pressão e de calor.
12. Processo para produzir uma estrutura (1) de acordo com qualquer uma das reivindicações 8 a 11, caracterizado pelo fato de que o núcleo envolto com as fibras ou feixes de fibras entrançados, essencialmente é dividido em um plano central de sua projeção longitudinal, de maneira que são oferecidos dois elementos de estruturas (3).
13. Processo para produzir uma estrutura (1) de acordo com qualquer uma das reivindicações 8 a 12, caracterizado pelo fato de que o núcleo apresenta uma seção transversal, essencialmente quadrada.
14. Processo para produzir uma estrutura (1) de acordo com qualquer uma das reivindicações 8 a 13, caracterizado pelo fato de que o núcleo é removido ao final.