ES2611033T3 - Cajón de torsión multilargero integrado de material compuesto - Google Patents

Cajón de torsión multilargero integrado de material compuesto Download PDF

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ES2611033T3 ES07730524.1T ES07730524T ES2611033T3 ES 2611033 T3 ES2611033 T3 ES 2611033T3 ES 07730524 T ES07730524 T ES 07730524T ES 2611033 T3 ES2611033 T3 ES 2611033T3
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Francisco José CRUZ DOMÍNGUEZ
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Abstract

Estructura integrada de cajón de torsión multilarguero de material compuesto para aeronave, que comprende un revestimiento inferior (12), un revestimiento superior (11), varios largueros (9), cada uno de los cuales comprende a su vez un cordón (13) y un alma (14), varios larguerillos (10) en el revestimiento inferior (12) yvarios larguerillos (10) en el revestimiento superior (11), caracterizada porque la estructura integrada de cajón de torsión mencionada se consigue mediante la unión de elementos estructurales unitarios con forma de U (15), elementos estructurales unitarios con forma de U con faldilla (16) y elementos estructurales unitarios con forma de C con faldilla (17). La invención se refiere también a un método de fabricación de una estructura de un cajón de torsión tal multilarguero de material compuesto para aeronave.

Description

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DESCRIPCION
Cajon de torsion multilargero integrado de material compuesto Campo de la invencion
La presente invencion se refiere a un metodo para fabricar una estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto.
Antecedentes de la invencion
Es comunmente conocido que la industria aeronautica requiere estructuras que por una parte soporten las cargas a las que son sometidas, cumpliendo altas exigencias de resistencia y rigidez, y por otra parte sean lo mas ligeras posibles. Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez mas extendido de los materiales compuestos en estructuras primarias de aeronaves, que suponen un importante ahorro en peso frente al uso de materiales metalicos.
La estructura principal de las superficies sustentadoras de los aviones se compone de borde ataque, cajon de torsion y borde de salida. El cajon de torsion de una aeronave esta a su vez compuesto por varios elementos estructurales. Tlpicamente, el proceso de fabricacion de un cajon de torsion es considerablemente manual y se realiza en numerosos pasos. Los elementos estructurales que componen el cajon se fabrican por separado y se unen mecanicamente con ayuda de utiles complicados para conseguir las tolerancias necesarias, que vienen dadas por requerimientos aerodinamicos y estructurales. Esto supone diferentes estaciones de montaje y gran cantidad de elementos de union, lo cual conlleva penalizaciones en peso, altos costes de produccion y ensamblaje, mayor capacidad loglstica necesaria y peor calidad aerodinamica en superficies exteriores. Si las piezas son de material compuesto, se fabrican apilando las diferentes capas de fibra y formando as! capa por capa el elemento deseado. El material compuesto requiere en este punto un proceso de curado bastante costoso para conseguir todas sus propiedades.
Por esta razon, en los ultimos anos se han dedicado grandes esfuerzos para conseguir un nivel cada vez mas alto de integracion en la produccion de cajones de torsion en material compuesto y evitar as! los inconvenientes mencionados anteriormente. El problema consiste fundamentalmente en originar la suficiente presion en todos los elementos durante el proceso de curado conjunto.
Asl, existen varios documentos conocidos en los que se describen metodos de fabricacion que con ayuda de utiles especiales de curado logran integrar algunos de los elementos estructurales tlpicos, ensamblando los demas en los siguientes estadios de montaje. Es el caso de las patentes US5216799 (integracion de costillas
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con largueros), EP1074466A1 (integracion de costillas) y US5735486 (integracion larguerillos-revestimientos). Otros niveles de integracion se consiguen con las soluciones presentadas en la patente US6237873B1, donde se trata la fabricacion de secciones transversales cerradas y su union posterior, y US6190484B1, referido a un “Proceso de fabricacion de un ala monolltica de material compuesto”, donde se van juntando cajones contiguos para ser curados conjuntamente. El documento US 6190484B1 describe un metodo de fabricacion de un ala monolltica de materiales compuestos sin utilizar sujetadores mecanicos. El proceso comienza con la formacion de una caja de ala central en combinacion con un par de largueros, riblets y un par de moldes de piel incluyendo el envolver y la union de la caja por medio de cintas de material compuesto impregnadas de resina. A continuacion, las celdas adicionales se unen contiguamente a cada lado del armazon actual y un proceso para envolver y de union continua alrededor del armazon actual. El procedimiento para envolver y de union superpuesto proporciona mayor rigidez a la torsion y un peso estructural reducido. Todas las celdas hasta los bordes de ataque y de salida seran incluidos en el proceso de montaje. Los conductos para transportar combustible, fluido hidraulico y cableado electrico tambien se instalaran en celdas designadas. Finalmente, el ala terminada se curara en un autoclave a presion y temperatura uniformes.
El documento EP 0217315 A2 describe un "Panel de cubierta de caja de ala y metodo de fabricacion del mismo” en el que una pluralidad de miembros en forma de canal se situan longitudinalmente a lo largo de la superficie interior de un revestimiento exterior. Cada elemento tiene un alma y dos rebordes. Los miembros son situados lateralmente de manera contigua entre si de manera que, cuando el revestimiento externo y los miembros se curan juntos, las almas forman una parte de revestimiento interior y los rebordes adyacentes forman refuerzos de cuchilla. Un miembro generalmente en forma de L esta situado para extenderse longitudinalmente a lo largo de la superficie interna del revestimiento exterior adyacente a cada borde lateral del revestimiento, con una pata del miembro contigua a un reborde modificado del miembro en forma de canal. Cuando el revestimiento externo y los miembros se curan juntos, la pata y el reborde forman un cordon de larguero. Las fibras de refuerzo en el revestimiento resisten la cizalla a torsion. Las fibras de refuerzo en los refuerzos y en los cordones de los largueros resisten las cargas de flexion.
Los documentos de patente EP0582160A1, US6896841B2, US5454895, W02004/000643A2 y US5817269 se centran en el sistema de utillaje para posibilitar la fabricacion de la pieza completa en un solo curado con buena calidad, bien sea con utiles que se inflan durante el curado o que utilizan la diferencia de expansion termica de diferentes materiales para ejercer presion durante el curado a altas temperaturas.
Sin embargo, estas soluciones parten de la base de "pre-apilar” individualmente los elementos estructurales basicos y, con los utiles adecuados, curarlos conjuntamente, lo cual no constituye una integracion completa real, al tiempo que los costes de fabricacion por el elevado numero de piezas a apilar son altos, existiendo ademas un paso no uniforme de cargas entre los elementos apilados.
La presente invention esta orientada a la solution de estos inconvenientes.
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Sumario de la invencion
La presente invencion se encuentra completamente definida en la reivindicacion 1 y en resumen se refiere a un metodo de fabrication de una estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto para aeronave, que comprende las etapas siguientes:
1) apilado de un compuesto con o sin refuerzos integrados, realizado por cualquier procedimiento manual o automatico;
2) doblado del laminado o laminados mediante la aplicacion del ciclo apropiado y con el util pertinente;
3) union de los diversos elementos que compondran la estructura deseada;
4) consolidation de la estructura completa mediante la aplicacion de un unico ciclo de presion y temperatura,
en el que se introducen tiras de fibra unidireccionales llamadas rovings en el paso de union de los distintos elementos para conformar la estructura integrada de cajon de torsion multilarguero.
Por tanto, de acuerdo con la invencion, los rovings (tiras de fibra unidireccionales que deben ser del mismo material que las usadas en los apilados o de un material compatible) se introducen en el paso 3 para evitar huecos y as! asegurar un co-curado optimo.
La estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto para aeronave comprende los siguientes elementos estructurales:
- Revestimiento inferior
- Revestimiento superior
- Varios largueros, que a su vez se componen de:
- Cordon
- Alma
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- Varios larguerillos en el revestimiento superior
- Varios larguerillos en el revestimiento inferior
El cajon de torsion anterior se crea partiendo de elementos individuales en material compuesto que estan integrados ya desde el apilado y que asumen a su vez varias funciones estructurales (forman parte de larguerillo, larguero y/o revestimiento al mismo tiempo), consiguiendose, al unir varios de estos elementos antes de la fase final de co-curado, una estructura completa integrada requerida. Esto significa tener todas las ventajas que una estructura integrada conlleva, ademas de un mayor ahorro de costes en fabricacion al tener menos piezas que apilar y un paso mas uniforme de cargas entre los elementos apilados.
Otras caracterlsticas y ventajas de la presente invencion se desprenderan de la descripcion detallada que sigue de una realizacion ilustrativa de su objeto en relacion con las figuras que le acompanan.
Descripcion de las figuras
La figura 1 muestra un cajon de torsion de un estabilizador horizontal de una aeronave con una estructura multicostilla tlpica.
La figura 2a muestra el interior del ala de un avion militar con una estructura multilarguero tlpica.
La figura 2b muestra una seccion transversal del interior del ala de un avion militar con una estructura multilarguero tlpica.
La figura 2c muestra un larguero tlpico de un ala de un avion militar con una estructura multilarguero tlpica.
La figura 3 muestra esquematicamente una seccion transversal de un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
La figura 4 muestra esquematicamente una seccion transversal de un cajon multilarguero con los elementos estructurales que lo componen, objeto de la presente invencion.
La figura 5 muestra en esquema un elemento estructural tipo 1 en U que compone un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
La figura 6 muestra en esquema un elemento estructural tipo 2 en U con faldilla que compone un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
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La figura 7 muestra en esquema un elemento estructural tipo 3 en C con faldilla que compone un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
La figura 8 muestra el apilado en plano de un elemento estructural que compone un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
La figura 9 muestra esquematicamente el doblado de un elemento estructural que compone un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
La figura 10 muestra el resultado de un doblado y el de un posible segundo doblado de un elemento estructural que compone un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
La figura 11 muestra la union de dos elementos estructurales, formando panel y larguerillos en forma de I, que componen un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
La figura 12 muestra la union de dos elementos estructurales, formando panel y largueros y larguerillos en forma de T, que componen un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
La figura 13 muestra la posicion de los rowings que unen dos elementos estructurales que componen un cajon multilarguero con rigidizadores longitudinales, objeto de la presente invencion.
Description detallada de la invencion
La invencion se refiere a una estructura integrada de un cajon de torsion multilarguero de material compuesto con rigidizadores integrados con section transversal en forma de T o de I, todo ello co-curado. El material compuesto puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con resina termoestable o termoplastica. El principal campo de aplicacion son estructuras aeronauticas de superficies sustentadoras, si bien puede aplicarse tambien a otras estructuras con caracterlsticas similares.
Se habla de estructura integrada cuando los distintos elementos estructurales sometidos a diferentes esfuerzos (cortantes, normales, etc.), estan fabricados de una vez o parten de una misma pieza. Esta es otra ventaja del uso de los materiales compuestos ya que, por su condition de capas independientes que se pueden ir apilando en la forma deseada, ofrecen la posibilidad de integrar mas la estructura, lo que ademas provoca un ahorro de costes al tener menos piezas individuales que ensamblar.
La estructura principal de las superficies sustentadoras de los aviones se compone de borde ataque, cajon de torsion y borde de salida. El cajon de torsion es una estructura tlpica compuesta por un panel superior y un panel
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inferior de paredes delgadas, y largueros anterior 2 y posterior 3. Dentro del cajon de torsion podemos encontrar otros elementos estructurales como costillas 4 y larguerillos 5, siendo tambien necesarios elementos rigidizadores en algunos de estos componentes dada su extrema delgadez.
Dependiendo de los requerimientos tanto estructurales, como de fabricacion, mantenibilidad, certification, etc. todos estos elementos pueden ser o no imprescindibles, y resultar mas o menos eficaces.
La estructura mas utilizada actualmente para un cajon de torsion comprende interiormente entre los largueros anterior 2 y posterior 3 varias costillas 4 transversales cuyas funciones principales son dar rigidez a torsion, limitar los revestimientos y los larguerillos longitudinalmente para discretizar las cargas de pandeo y mantener la forma de la superficie aerodinamica (ver Figura 1). Esta estructura suele ademas estar rigidizada longitudinalmente por larguerillos 5.
Otro concepto estructural de un cajon de torsion es el “multilarguero” (ver Figura 2), donde se prescinde de las costillas y se introducen multiples largueros 6, los cuales comprenden a su vez un cordon o pie 7 y un alma 8.
El objetivo de esta invention es la creation de una estructura altamente integrada de cajon de torsion sin costillas, con varios largueros 9 y rigidizadores longitudinales 10 (larguerillos) en forma de I o T, para conseguir una estructura eficaz en cuanto a resistencia/rigidez y bajo peso. Una configuration integrada puede as! suponer un ahorro en costes de fabricacion y una mejora de la calidad.
El cajon multilarguero objeto de la presente invencion se compone de revestimientos 11 y 12, que son los elementos que cierran el cajon superior e inferiormente, y se caracterizan por soportar principalmente cargas de compresion-traccion y cortadura en el plano. Para conseguir la suficiente rigidez de estos paneles 11 y 12 y estabilizarlos a pandeo, sin aumentar su espesor, se han introducido larguerillos 10. Los larguerillos 10 asumen tambien parte de los flujos longitudinales resultantes de momentos de flexion.
Por otra parte estan los multiples largueros 9, que son, al igual que los revestimientos 11 y 12, estructuras tlpicas de pared delgada. Han de soportar mayoritariamente cargas de flexion y torsion. De una manera simplificada, los flujos de cortadura resultantes seran soportados por el alma del larguero 9, mientras que los pies o cordones de los largueros 9 soportaran las cargas de traction y compresion que resultan de la flexion.
Por lo tanto, el cajon desde el punto de vista estructural, comprende los elementos siguientes:
o Revestimiento inferior 12
o Revestimiento superior 11
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o Varios largueros 9, que a su vez se componen de: o Cordon 13 o Alma 14
o Varios larguerillos 10 en el revestimiento superior 11 o Varios larguerillos 10 en el revestimiento inferior 12
El proceso de production de un cajon de torsion segun la presente invention se realiza de tal forma que, en el momento de apilar las capas de fibra 20, se van formando individualmente elementos con forma de U 15 (tipo 1), U con faldilla 16 (tipo 2) o C con faldilla 17 (tipo 3). Cada uno de estos elementos 15, 16, 17 asume varias funciones estructurales que al unirlos dan como resultado la configuration completa deseada. En una ultima etapa se cura todo el componente en un solo ciclo y se consigue una estructura completamente integrada de cajon multilarguero incluyendo larguerillos 10.
Seguidamente se van a describir los pasos detallados del proceso de fabrication de un cajon de torsion multilarguero de material compuesto, que se divide en cuatro etapas:
En la etapa 1 se apilan en plano las capas 20 de fibra de vidrio o carbono de las que se compone cada elemento 15, 16, 17, por separado. Estos apilados pueden perfectamente llevar refuerzos 19, sufrir cambios de plano y tener cambios de apilado segun vaya a representar luego parte de un panel 11, 12, 15 larguero 9 o larguerillo 10, segun se muestra en la Figura 8.
En la etapa 2 el apilado se dobla. Este doblado puede realizarse de diferentes maneras, preferiblemente mediante la aplicacion de un ciclo de temperatura 22 y vaclo que moldea el apilado con la geometrla requerida mediante el pertinente util 21 el que copia su geometrla interior, segun se muestra en la Figura 9.
Si se requiere un larguerillo 10 con forma de I, podrla ser necesario doblar una segunda vez (Figura 10) para conseguir un elemento 16 del tipo 2.
En la etapa 3 los distintos elementos se unen para formar la estructura integrada, segun las figuras 11 y 12. Se introducen “rovings” (tiras de fibra unidireccionales que deben ser del mismo material que el utilizado en los apilados o de un material compatible) en esta fase para evitar huecos y asegurar as! un co-curado optimo (Figura 13). Es muy posible tambien que se requieran apilados continuos en el exterior del cajon, lo que corresponded a revestimientos puros, elementos 18 del tipo 4.
En la etapa 4 se lleva a cabo el curado de la estructura completa mediante la aplicacion de un ciclo de presion y temperatura, con la ayuda del pertinente sistema de utillaje que permita la adecuada compactacion de todas las zonas de la estructura.
En la realizacion que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro 5 del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims (7)

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    REIVINDICACIONES
    1. - Metodo de fabricacion de una estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto para aeronave, que comprende las etapas de:
    a) para cada uno de los elementos (15, 16, 17) que constituiran colectivamente la seccion transversal de la estructura integrada de cajon de torsion multilarguero, apilar en plano por separado las capas de fibra;
    b) para cada uno de dichos elementos (15, 16, 17), doblar el apilado para formar una seccion transversal del elemento respectivo con forma de U (15), con forma de U con una faldilla (16) o con forma de C con una faldilla (17);
    c) union de los distintos elementos (15, 16, 17) para conformar la estructura integrada del cajon de torsion multilarguero; y
    d) curado de la estructura completa mediante la aplicacion de un ciclo de presion y temperatura, con la ayuda de un sistema de utillaje (21) que permita la adecuada compactacion de todas las zonas de la estructura,
    caracterizado por que se introducen tiras de fibra unidireccionales llamadas rovings (23) en el paso c) de union de los distintos elementos (15, 16, 17) para conformar la estructura integrada de cajon de torsion multilarguero.
  2. 2. - Metodo de fabricacion de una estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto para aeronave segun la reivindicacion 1, caracterizado por que los apilados de las capas (20) de fibra de las que se compone cada elemento (15, 16, 17) comprenden refuerzos (19).
  3. 3. - Metodo de fabricacion de una estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto para aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1-2, caracterizado por que los apilados de las capas (20) de fibra de las que se compone cada elemento (15, 16, 17) sufren cambios de plano y cambios de apilado segun vayan a formar parte posteriormente de un panel (11, 12), de un larguero (9) o de un larguerillo (10).
  4. 4. - Metodo de fabricacion de una estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto para aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado por que el doblado del apilado de las capas (20) de fibra de las que se compone cada elemento (15, 16, 17) se realiza mediante la aplicacion de un ciclo de temperatura (22) y vaclo que moldea el apilado con la geometrla requerida mediante un util (21) que copia su geometrla interior.
  5. 5. - Metodo de fabricacion de una estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto para aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado por que las tiras de fibra unidireccionales son del mismo material que el del apilado.
  6. 6. - Metodo de fabricacion de una estructura integrada de cajon de torsion multilarguero de material compuesto 5 para aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado por que las tiras de fibra
    unidireccionales son de un material compatible con el material del apilado.
  7. 7. - Metodo de fabricacion de una estructura integrada de cajon de torsion 10 multilarguero de material compuesto para aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque en la etapa de union de los distintos elementos (15, 16, 17) para conformar la estructura integrada del cajon de torsion
    10 multilarguero se introducen apilados continuos en el exterior del citado cajon de torsion, que corresponden a revestimientos puros (18).
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