ES2390318A1 - Estructura cerrada en material compuesto. - Google Patents

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Abstract

Estructura cerrada en material compuesto.Estructura cerrada (11) en material compuesto de forma tubular que comprende una pie (21) y una pluralidad de larguerillos longitudinales de refuerzo (23) con forma de omega, tal como una estructura de un fuselaje de una aeronave, que se fabrica como una pieza unitaria sobre un útil macho (13) de un material de un coeficiente de contracción mayor que el del material compuesto y se desmoldea según una dirección predeterminada, en la que: a) la superficie exterior (31) de la piel (21) forma un ángulo mayor >= 0º con la dirección de desmoldeo (35); b) cada uno de dichos larguerillos longitudinales (23) están conformados con una traza (41) que sigue una dirección desmoldeable y con una sección transversal que mantiene constantes a lo largo de la traza (41) su altura (Ho), la longitud de su cabeza (Lho) y la longitud entre sus pies (Lfo).

Description

ESTRUCTURA CERRADA EN MATERIAL COMPUESTO
CAMPO DE LA INVENCIÓN
5 La presente invención se refiere a una estructura cerrada fabricada en material compuesto como una pieza unitaria, tal como una sección del fuselaje de una aeronave, cuyos larguerillos de refuerzo tienen una sección transversal
en forma de omega.
1 O ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
La solicitud WO 2008/092971 describe una estructura cerrada en material compuesto para un fuselaje de aeronave conformada sobre un útil macho del que puede separarse en una determinada dirección. La estructura
15 está formada por una piel de una pieza y una pluralidad de rigidizadores longitudinales interiores con forma de omega integrados en dicho panel y se consolida en un autoclave. El útil macho incluye unos alojamientos para posicionar los larguerillos longitudinales en fresco sobre los que se encinta la piel y es de aluminio, material que tiene un coeficiente de contracción superior al
2 o del material compuesto, por lo que al enfriarse la estructura al salir del autoclave, se genera una holgura entre la estructura y el útil que permite el desmoldeo de la estructura según una dirección de desmoldeo predeterminada (próxima al eje X de la aeronave).
El diseño de los larguerillos longitudinales debe llevarse a cabo 2 5 compatibilizando distintas exigencias y, en particular, exigencias de desmoldeabilidad, resistencia estructural y fabricabilidad.
En el caso de componentes de fuselaje de gran tamaño, aunque su forma externa suele aproximarse en términos generales a la de una superficie de revolución cilíndrica o cónica, existen zonas locales donde eso no es así por
30 distintos motivos. Por su parte, el espesor de la piel no es constante ya que los esfuerzos a los que está sometido el fuselaje son muy distintos de una zona a otra y ello implica, entre otras consecuencias, que los pies de los larguerillos
longitudinales se apoyan en la piel a alturas distintas. Esas circunstancias
dificultan que el diseño de la sección de los larguerillos longitudinales en forma
de omega se lleve a cabo satisfaciendo simultáneamente las exigencias
mencionadas.
5
La presente invención está orientada a la solución de ese inconveniente.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Es un objeto de la presente invención proporcionar una estructura
10
cerrada realizada en material compuesto y dotada interiormente de larguerillos
de refuerzos con sección transversal con forma de omega, tal como una sección
del fuselaje de una aeronave fabricado como una pieza unitaria, en la que
dichos larguerillos estén conformados de manera que se logre un equilibrio
apropiado entre las exigencias de desmoldeabilidad, resistencia estructural y
15
fabricabilidad.
Es otro objeto de la presente invención proporcionar una estructura
cerrada realizada en material compuesto y dotada interiormente de larguerillos
de refuerzos con sección transversal con forma de omega, tal como una sección
del fuselaje de una aeronave fabricado como una pieza unitaria, en la que el
2 o
diseño de los larguerillos facilite su modelización para facilitar su análisis
detallado.
Esos y otros objetos se consiguen proporcionando una estructura cerrada
de las características mencionadas que se fabrica como una pieza unitaria
sobre un útil macho de un material de un coeficiente de contracción mayor que
2 5
el del material compuesto, cuya superficie exterior forma un ángulo mayor o
igual que 0° con la dirección de desmoldeo y en la que cada uno de dichos
larguerillos longitudinales está conformado con una traza que sigue una
dirección desmoldeable en relación con la dirección de desmoldeo y con una
sección transversal que mantiene constantes a lo largo de la traza su altura
30
(Ho), la longitud de su cabeza (Lho) y la longitud entre sus pies (Lfo).
En una realización preferente dicha sección transversal cumple dos
condiciones en relación con una superficie de referencia perpendicular a la
superficie exterior de la piel a lo largo de la traza: los vértices de los pies están
ubicados en la intersección de la superficie interior de la piel con superficies
paralelas a dicha superficie de referencia a una distancia predeterminada (Lfo/2)
de ella; la cabeza está delimitada por unas superficies paralelas a dicha
5
superficie de referencia a una distancia predeterminada (Lho/2) de ella, es
paralela a una hipotética superficie entre los vértices de los pies y está situada a
una distancia predeterminada (Ho) de ella. Se consigue con ello una
conformación de larguerillos fácilmente modelizable.
En otra realización preferente, la estructura cerrada forma parte del
1o
fuselaje de una aeronave. Se consigue con ello fabricar secciones de fuselaje
de aeronaves de una sola pieza con las consiguientes ventajas en términos de
costes, plazos de ejecución y un menor peso del componente.
Otras caracterfsticas y ventajas de la presente invención se harán
evidentes de la siguiente descripción detallada de las realizaciones, ilustrativas
15
de su objeto, junto con las figuras adjuntas.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra un componente de un fuselaje de aeronave con una
2 o
piel de una sola pieza reforzada por larguerillos longitudinales en forma de
omega realizados en material compuesto que está siendo separado del útil
utilizado para su conformado.
La Figura 2 muestra en sección transversal un detalle de una zona de la
piel del componente de un fuselaje de aeronave donde se produce un cambio
2 5
de espesor.
La Figura 3 ilustra la geometría de un larguerillo longitudinal de refuerzo
de la piel del componente de un fuselaje de aeronave según la presente
invención.
La Figura 4 ilustra la sección transversal de un larguerillo longitudinal de
3 o
refuerzo de la piel del componente de un fuselaje de aeronave según la
presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Describiremos detalladamente la invención en relación con un componente 11 de un fuselaje de una aeronave fabricado en material 5 compuesto como una pieza unitaria. La Figura 1 muestra ese componente 11 en un momento del proceso de desmoldeo del útil 13 según la dirección de
desmoldeo 35. El componente 11, que generalmente tiene forma tronco-cónica o cilfndrica, está formado por una piel 21 y una pluralidad de larguerillos 1 O longitudinales 23 con forma de omega en su interior y el útil 13 incluye unos cajeados 15 de forma similar a la de dichos larguerillos longitudinales 23.
El proceso de fabricación del componente 11 con un material compuesto tal como un CFC ("Carbon Fibre Composite") comprende, básicamente, una primera etapa en la que se disponen los rigidizadores longitudinales 23 en forma
15 de omega en estado "fresco" en dichos cajeados 15, una segunda etapa en la que se lamina el material compuesto sobre dicho útil para conformar la piel 21, una tercera etapa en la que se consolida el componente 11 en un autoclave y una cuarta etapa en la que se desmoldea el componente 11 separándolo del útil
13.
2o Para conseguir el desmoldeo del componente 11 hay que asegurar, en primer lugar, que lo haga la superficie exterior de su piel 21 y ello implica que esa superficie debe formar un ángulo ;;:: 0°, con respecto a la dirección de desmoldeo en cada punto. Pero si consideramos el desmoldeo de la superficie interior de la piel 21 tenemos que tener en cuenta que esta superficie interior
2 5 está generada enteramente a partir de superficies paralelas a la superficie exterior que serán desmoldeables siempre que la superficie exterior lo sea. Pero la superficie interior también está generada por superficies de transición entre los diferentes cambios de espesor de la piel 21 que generan mesetas o valles que dan lugar a que, a priori, las superficies de transición no sean
3o desmoldeables. Como se ilustra en la Figura 2 si en una sección de piel21, dispuesta con una cierta holgura sobre el útil 13, hay distintos espesores entre la superficie
Fiber Composite"). Como es sabido, la contracción relativa del útil 11 frente al conjunto piel 21 + larguerillos longitudinales 23 a la salida del autoclave es debido a que la fibra de carbono cura a una temperatura de 180° C y durante el enfriamiento del conjunto útil 13 -piel 21 nos encontramos que, dado que la 5 diferencia entre el coeficiente de contracción del aluminio y el CFC es del orden de un 3/1000, en el momento del desmoldeo se produce una holgura radial a lo largo de toda la superficie entre el útil 13 y la piel 21 que es fundamental para conseguir el desmoldeo del componente 11. En particular la diferente contracción del útil 13 frente al componente 11 resulta fundamental para que se
1o puedan desmoldear los pies de los larguerillos 23 que, debido al festoneado, no son desmoldeables per se y también para ayudar al desmoldeo de los larguerillos 23 con la sección transversal que pasamos a describir (que no sería desmoldeable si no existiese la holgura mencionada).
La definición de la sección transversal de los larguerillos 23 con forma de
15 omega según la presente definición se lleva a cabo en primer término en relación a su superficie interior y partiendo de los parámetros básicos de su geometría que aseguran su comportamiento resistente. Tras ello se define la superficie exterior mediante paralelas a la superficie interior inicialmente obtenida, definiendo así los espesores necesitados y se unen esas superficies
2 o exteriores mediante las áreas cuNadas de transición correspondientes. El proceso de obtención de la superficie interior de la sección transversal de los larguerillos 23 con forma de omega representada en la Figura 4 consta de los siguientes pasos: a) Se genera la traza 41 sobre la superficie exterior de la piel 21 como
2 5 hemos mencionado anteriormente. b) A partir de la traza 41 se genera una superficie de referencia 43 que contenga dicha traza 41 y que sea perpendicular en todo momento a la superficie exterior 31 de la piel 21.
e) Los pies 51, 53 y la cabeza 55 de la omega se relimitan mediante
30 paralelas a la superficie de referencia 43. Las paralelas que limitan la dimensión de la cabeza 55 se generan a una distancia Lho/2 mitad de la longitud predeterminada Lho de la cabeza 55 mientras que la distancia a la que han de encontrarse las superficies generadoras de los pies 51, 53 es la distancia Lfo/2 mitad de la longitud predeterminada Lfo entre pies. La cabeza 55 de la omega se genera como una paralela a una distancia predeterminada Ha de una superficie 45 generada a partir de la superficie interior 33 de la piel 21 entre los
5 vértices de los pies 51, 53. De esa manera los ángulos de apertura de la omega y1, y2 (que en la Figura 4 tienen una magnitud en torno a 50°) pueden variar a lo largo de la traza y tener una magnitud distinta en cada sección. Así por ejemplo en la sección representada en la Figura 4 y1 es algo mayor que y2.
Obviamente los parámetros geométricos Lho, Lfo y Ho utilizados en la 1o definición de la sección transversal así como el espesor de la omega vienen definidos por consideraciones resistentes.
Debido a que la superficie de referencia 43 no es desmoldeable por definición, la sección de la omega no lo será; pero debido al hecho de que localmente las desviaciones de esta superficie 43 con respecto al plano 47 del
15 larguerillo 23 que está definido como desmoldeable, y que están representadas por el ángulo a en la Figura 4, son pequeñas, nos encontramos con que la superficie de la omega puede desmoldear gracias a la holgura mencionada anteriormente y a la conicidad de las geometrías de la propia omega y del componente 11: a la vez que la omega sale del útil 13 según una dirección
2 o longitudinal, también se va despegando del útil 13 debido a la conicidad del componente 11. Entre las características relevantes de la sección transversal de los larguerillos 23 que venimos de describir cabe citar las siguientes: -Se encuentra definida en todo momento. 2 5 -Es fácilmente modelizable mediante las herramientas proporcionadas por los sistemas CAD.
-
Se puede modelizar sin tener definida la superficie interior 33 de la piel 21 y cuando se tenga obtener fácilmente las secciones definitivas de las omegas mediante las herramientas proporcionadas por los sistemas CAD.
3o -Su sección y área interior varían muy poco a lo largo de la traza 41 del larguerillo, características esenciales para facilitar su fabricación.
Finalmente hay que señalar que dado que
un larguerillo 23 con una
sección transversal en forma de omega definida de la manera descrita no es
desmoldeable
por definición es preciso realizar una serie de análisis
cinemáticos entre la piel 21 y el útil 13 en unas condiciones lo más parecidas
5
posibles a las condiciones finales utilizando sistemas CAD. En este sentido, es
importante tener en cuenta que pequeñas variaciones en la superficie exterior
del avión o en la posición de los larguerillos 23 pueden hacer que una región
que
era desmoldeable deje de serlo. De manera que cada vez que se
introduzca algún cambio de este tipo en la sección, por pequeño que sea, es
1o
recomendable rehacer los estudios de desmoldeo para seguir asegurando la
desmoldeabilidad.
Mediante
estos estudios se pueden detectar eventuales problemas
locales de desmoldeabilidad que pueden resolverse mediante modificaciones
puntuales del diseño del larguerillo.
15
Se pueden introducir en la realización preferente que hemos descrito
todas aquellas modificaciones que estén comprendidas
en el ámbito de las
reivindicaciones siguientes.

Claims (4)

  1. REIVINDICACIONES
    1.-Estructura cerrada (11) de forma tubular realizada con un material compuesto que comprende una piel (21) y una pluralidad de larguerillos longitudinales de refuerzo (23) con forma de omega, que se fabrica como una pieza unitaria sobre un útil macho (13) de un material de un coeficiente de contracción mayor que el del material compuesto y se desmoldea según una dirección predeterminada, caracterizado porque:
    a) la superficie exterior (31) de la piel (21) forma un ángulo mayor ó igual de 0º con la dirección de desmoldeo (35);
    b) cada uno de dichos larguerillos longitudinales (23) están conformados con una traza (41) que sigue una dirección desmoldeable en relación con la dirección de desmoldeo (35) y con una sección transversal que mantiene constantes a lo largo de la traza (41) su altura (Ho), la longitud de su cabeza (Lho) y la longitud entre sus pies (Lfo).
  2. 2.-Estructura cerrada (11) de forma tubular según la reivindicación 1, caracterizada porque dicha sección transversal cumple las siguientes condiciones en relación con una superficie de referencia (43) perpendicular a la superficie exterior (31) de la piel (21) a lo largo de la traza (41):
    -
    b1) los vértices de los pies (51, 53) están ubicados en la intersección de la superficie interior (33) de la piel (11) con superficies paralelas a dicha superficie de referencia (43) a una distancia predeterminada (Lfo/2) de ella;
    -
    b2) la cabeza (55) está delimitada por unas superficies paralelas a dicha superficie de referencia (43) a una distancia predeterminada (Lho/2) de ella, es paralela a una hipotética superficie (45) entre los vértices de los pies (51, 53) y está situada a una distancia predeterminada (Ho) de ella.
  3. 3.-Estructura cerrada (11) de forma tubular según cualquiera de las reivindicaciones 1-2 caracterizada porque tiene forma cilíndrica o troncocónica.
  4. 4.-Estructura cerrada de forma tubular (11) según cualquiera de las reivindicaciones 1-3 caracterizada porque es una estructura que forma parte del fuselaje de una aeronave.
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