ES2611462T3

ES2611462T3 - Sistema de acoplamiento previsto para uso entre revestimiento y elementos estructurales de soporte del mismo

Info

Publication number: ES2611462T3
Application number: ES09738259.2T
Authority: ES
Inventors: José Antonio ESTANCANO ERCILLA
Original assignee: Forplan Metales SA
Current assignee: Forplan Metales SA
Priority date: 2008-04-30
Filing date: 2009-04-20
Publication date: 2017-05-09
Anticipated expiration: 2029-04-20
Also published as: WO2009133222A1; EP2281745B1; RU2490165C2; RU2010148870A; PL2281745T3; ES2355998A1; HUE031521T2; CA2723316C; EP2281745A1; BRPI0907670A2; BRPI0907670B1; CA2723316A1; EP2281745A4; CN102046465B; JP2011518722A; PT2281745T; US20110168842A1; CN102046465A; ES2355998B1

Abstract

Sistema de unión entre revestimiento y elementos estructurales que los soportan, cuyos revestimientos están constituidos a base chapas finas (3) de aleaciones o materiales compuestos. Las chapas (3) y elementos estructurales (1 y 2) son portadores por sus superficies enfrentadas de medios de unión entre dichas chapas y elementos estructurales, cuyos medios están constituidos por conformaciones macho. (6) y hembra (7) de machihembrado, practicadas a lo largo de al menos parte de las zonas de contacto entre dichas chapas y elementos, estructurales.

Description

DESCRIPCION

Sistema de acoplamiento previsto para uso entre revestimiento y elementos estructurales de soporte del mismo.

5 La presente invencion se refiere a un sistema de union entre recubrimientos y los elementos estructurales que los soportan, particularmente aplicable a la junta entre los recubrimientos y los elementos estructurales resistentes de avion, particularmente aplicable al sector aeronautico y, en general, a todos esos sectores en los que los recubrimientos consisten en placas finas hechas de materiales compuestos o aleaciones especfficas y en las que la limpieza, la minimizacion de friccion y la no perforacion de superficies externas, debido a la debilidad que origina, 10 son caracterfsticas basicas deseables.

Antecedentes de la invencion

El documento US 3 296 759 A desvela en las figuras 1-3 una estructura adecuada para su uso en un avion, de 15 acuerdo con el preambulo de la reivindicacion 1.

Despues de analizar los tipos de juntos utilizados actualmente en la industria metalurgica en general, estos se pueden clasificar en juntas “de remache” (aquf se incluye cualquier junta que proporcione una parte diferente que tenga una funcion de transmision de tension entre las partes que se van a unir) y juntas soldadas. El buen resultado 20 producido por las juntas soldadas es bien conocido en ciertos sectores de la industria, tales como por ejemplo el sector de construccion naval, el sector de automocion, etc. No obstante, su aplicabilidad se reduce casi a la mitad en el caso de sectores tales como el sector aeronautico, donde la reduccion de los factores de seguridad y, por lo tanto, la necesidad de una previsibilidad de funcionamiento completa, peso y limpieza es crucial; de hecho, las soldaduras diffcilmente se utilizan en aviones y solamente en partes internas con requisitos de control muy estrictos.

25

En el estado actual de la tecnica, las placas finas que constituyen los recubrimientos de los fuselajes externos de los aviones estan unidas a las partes estructurales internas por remaches, ya que estos constituyen el tipo mas previsible de junta. Esta tecnica se utiliza tanto para unir las placas que forman los recubrimientos externos de los aviones con los cuadros y largueros que forman la estructura resistente del avion, tal como en las alas y otras 30 superficies, y para unir las nervaduras con los recubrimientos exteriores y, en algunos casos, con los largueros.

Como se ha mencionado antes, estos recubrimientos consisten en placas finas de aleaciones de aluminio o materiales compuestos que tienen areas a lo largo de su superficie interna en las que entran en contacto con los elementos estructurales que los soportan, tales como cuadros y largueros, para soporte y sujecion de los mismos, y 35 con la posicion de equipo y otros elementos y componentes que se deben sujetar al recubrimiento. Las placas de recubrimiento finas se mecanizan a lo largo de su superficie interna, definiendo las areas ahuecadas para reducir su peso, llamadas “cavidades”, que estan limitadas por una red de nervaduras que constituyen las areas de contacto ya mencionadas. La mecanizacion interna de las placas se lleva a cabo generalmente por medio de fresado qufmico y el fresado mecanico se esta utilizando actualmente.

40

En la actualidad, se utilizan las placas de recubrimiento finas que se moldean en su forma aerodinamica final por medio de procesos de estirado o enrollado, de acuerdo con el tipo de deformacion que se va a conseguir, durante la cual el material se rebaja de aquellas areas en las que no es necesario, con el fin de cumplir con su mision de resistencia estructural, a traves de un proceso de fresado qufmico. En algunos ensamblajes con superficies de 45 soporte y siempre y cuando la tecnica y disponibilidad de material lo permitan, se utilizan recubrimientos integrales, particularmente en las superficies de las alas, hechos de una materia prima mas gruesa que se mecaniza en algunos casos para obtener las formas aerodinamicas de las superficies alrededor de cinco ejes en uno de sus lados y largueros en el otro, evitando la necesidad de remachado. En otros casos, los largueros integrados se mecanizan alrededor de tres ejes y la forma deseada de la parte se consigue posteriormente por medio de un proceso de 50 moldeado. Este esfuerzo, que evidentemente implica un coste, prueba la importancia de evitar las juntas de remache.

La decision relativa a que tipo de recubrimiento utilizar en un caso especffico esta condicionada tambien por sus posibilidades de fabricacion, la existencia de materia prima, su estructura interna resistente y, hasta cierto punto, su 55 produccion y costes de integracion.

Los recubrimientos exteriores hechos de materiales compuestos se utilizan tambien en la industria aeronautica donde su forma exterior se consigue mediante el uso de herramientas de moldeado y forma interna, que es similar a las placas de aleacion de metal, mediante la superposicion de las diferentes capas de tejido segun se requiera.

Estos recubrimientos se unen tambien a las estructuras internas por medio de remaches. La precision lograda con esta tecnologfa requiere el refuerzo de ciertas areas, donde sea necesario.

Las juntas de remache requieren la perforacion del recubrimiento externo. Los cilindros crean un area de “problema” 5 ya que se vuelve fragil y puede conducir a la formacion de grietas, la perdida de presurizacion en la conexion del area presurizada de la parte externa del avion y los puntos de friccion. Estos parametros son vitales para estos tipos de vehfculos. Con el fin de minimizar este efecto, se debe tener gran cuidado durante la perforacion, el escarpado, el avellanado y procesos de ensamblaje llevados a cabo en estos tipos de juntas, tolerancias restringidas hasta el punto permitido por la tecnologfa disponible, mediante el uso de selladores para garantizar la estanqueidad y 10 precision en los procesos de fabricacion de perforacion y avellanado del mismo, de forma que las cabezas de remache se camuflen adecuadamente. Todos estos requisitos que se deben incorporar en el diseno hacen el trabajo de ensamblaje y fabricacion altamente meticuloso, complicado y costoso.

La tecnica de fresado qufmico basicamente consiste en el ataque de una superficie, el grosor de la cual se desea 15 reducir, con acidos y protegiendo esas areas que no se desean reducir mediante enmascarado con el fin de mantener su grosor. Este ataque se lleva a cabo dentro de un tanque que contiene los acidos con parametros controlados, un componente de una habilidad mas compleja, ya que su aplicacion implica operaciones de enmascarado, recorte del area que se va a tratar, limpieza, ataque qufmico y neutralizacion para cada profundidad que se desee crear.

20

Aunque se puede fabricar cualquier tipo de recubrimientos basandose en esta tecnologfa, es una tecnica que solamente permite la mecanizacion de esas superficies paralela a la cara atacada, debido a lo cual es una tecnologfa que solo se puede utilizar cuando la mecanizacion de una amplia superficie y pequeno grosor, siempre paralela, se requiere; adicionalmente, es un proceso que requiere gran esfuerzo y, ademas, no cumple los requisitos 25 medioambientales cada vez mas estrictos. De hecho, los fabricantes principales han anunciado su intencion de abandonar este tipo de “fresado”, que conduce a una evolucion hacia el fresado mecanico para producir el mismo tipo de partes.

Descripcion de la invencion

30

El objeto de la presente invencion es un sistema de union entre las placas finas que forman los recubrimientos y los elementos estructurales que los soportan, particularmente en avion, que evita los inconvenientes ya mencionados y ofrece ventajas considerables sobre los sistemas de union basados en remache tradicionales.

35 En el sistema de la invencion, como en el caso de los sistemas de union basados en remache, las placas finas que constituyen los revestimientos tienen areas ahuecadas o cavidades en el interior de las mismas limitadas por tiras no ahuecadas de mayor grosor, generalmente lisas, que determinan una red de nervaduras que coinciden de forma posicional con los elementos estructurales para soporte y sujecion de los mismos. Las placas finas que constituyen los recubrimientos tendran tambien nervaduras que coincidiran de forma posicional con el equipo y otros 40 componentes que deben estar sujetos o relacionados con dichos recubrimientos.

El sistema de la invencion esta caracterizado porque las placas que constituyen los recubrimientos y los elementos estructurales incluye, a lo largo de sus superficies opuestas, medios de union entre dichas placas y elementos estructurales, formando dichos medios de union parte o siendo obtenidos de las placas y elementos estructurales en 45 sf mismos. En el sistema de la invencion, los medios de union ya mencionados consisten en formaciones de ranura y lengueta macho y hembra, preferiblemente en formacion de cola de milano. Estas formaciones se han dispuesto a lo largo de las areas de contacto entre las partes que se van a unir. Por ejemplo, en las placas que constituyen los recubrimientos, a lo largo al menos de parte de las nervaduras que limitan las cavidades, y en los elementos estructurales a lo largo de las secciones coincidentes con dichas partes de nervadura.

50

La cola de milano se deberfa entender como cualquier acoplamiento o junta formada por una formacion macho en la forma de una nervadura y una formacion hembra en la forma de una ranura, teniendo ambas la misma seccion transversal, donde la seccion transversal del perfil macho aumenta hacia su borde longitudinal libre y la seccion transversal del perfil hembra aumenta hacia abajo, de tal manera que el acoplamiento entre las formaciones macho 55 y hembra solo se puede conseguir a traves de la insercion en uno de sus extremos y deslizandose entre las formaciones.

De acuerdo con otra caracterfstica de la invencion, las formaciones macho y hembra de las placas de recubrimiento y elementos estructurales seran discontinuas a lo largo de los lados de las cavidades, determinando proyecciones y

huecos en dichas formaciones que coinciden en numero, posicion y dimensiones. Las formaciones macho y hembra estan acopladas juntas a traves de la oposicion y la insercion de las proyecciones de una de las formaciones con los huecos de la otra formacion y deslizamiento longitudinal relativo posterior entre las dos formaciones a lo largo de una longitud igual a la de dichas proyecciones, hasta las proyecciones de las formaciones macho estan 5 posicionadas detras de las proyecciones de las formaciones hembra y los huecos de ambas partes estan posicionados opuestos entre si.

Aunque las formaciones macho y hembra pueden estar dispuestas indiscriminadamente en las placas de recubrimiento o en los elementos estructurales, las formaciones macho estaran dispuestas preferiblemente en las 10 placas de recubrimiento a lo largo de los bordes de las nervaduras de dichas placas, mientras que las formaciones hembra estaran dispuestas en los elementos estructurales.

Las nervaduras pueden estar limitadas lateralmente por bordes longitudinales que tienen un perfil recto, generalmente paralelo, estando dispuestas las formaciones a lo largo de dichos bordes longitudinales. Los bordes 15 longitudinales pueden tener un perfil escalonado, al menos a lo largo de una porcion adyacente a su base libre, donde la seccion transversal de la nervadura disminuye hacia dicha base libre, con lo cual las formaciones estan dispuestas a lo largo de los bordes longitudinales de cualquiera de los niveles, preferiblemente el nivel mas externo.

Las formaciones definidas por los medios de union se obtendran por fresado mecanico de las nervaduras y 20 elementos estructurales, en el caso de las partes de aleacion de metal o en el caso de las partes de material compuesto, de perfiles de metal incrustados en estas partes. Gracias a los avances conseguidos en la mecanizacion de recubrimientos a gran escala, durante la mecanizacion de la superficie interna de la placa para la formacion de areas ahuecadas o cavidades, la mecanizacion de las formaciones correspondientes para la junta de cola de milano con los elementos estructurales se puede llevar a cabo simultaneamente. La mecanizacion o ahuecado de las 25 placas se puede llevar a cabo tambien por medio de fresado qufmico y, a continuacion, el conformado de las formaciones macho y hembra por medio de fresado mecanico. En el caso de recubrimientos y elementos estructurales en compuestos, las formaciones macho y hembra estan dispuestas en perfiles que estan incrustados en las partes compuestas en si mismas durante la fabricacion de las mismas.

30 Con el fin de que las partes mantengan su posicion final una vez ensambladas y de evitar el deslizamiento longitudinal entre los medios de union, se pueden utilizar las deformaciones plasticas de las formaciones, por ejemplo de la parte hembra o adhesivos estructurales o una combinacion de ambos.

Aunque el sistema de union que es objeto de la presente invencion es particularmente aplicable al campo de la 35 aeronautica, se puede aplicar tambien a otros sectores en los que, como se ha mencionado anteriormente, la limpieza, la minimizacion de la friccion y la no perforacion de las superficies externas es una caracterfstica basica deseable. De manera adicional, el sistema de la invencion se puede aplicar a la junta entre los componentes de la estructura o marco y tambien para la sujecion del equipo, los componentes y elementos auxiliares al recubrimiento.

40 El sistema de la invencion tiene ventajas considerables sobre los sistemas de union basados en remache tradicionales. Una de las ventajas es la disminucion en la friccion en la eliminacion de los remaches, lo cual permite una limpieza mayor de la superficie de recubrimiento externa, a la vez que se evita el riesgo de fugas de presion entre el interior y el exterior, con perdidas de presurizacion.

45 Una ventaja adicional del sistema de la invencion es que al eliminar los cilindros de remache, los puntos fragiles se eliminan tambien, ademas para mejorar el resto de las caracterfsticas de junta, manteniendo la resistencia significativa a la traccion y garantizando su resistencia al cizallamiento.

Otra ventaja es la simplificacion extraordinaria de operaciones de ensamblaje en la eliminacion de las operaciones 50 de perforacion y de remache, permitiendo tambien el uso de materiales metalicos mas ligeros. Al mismo tiempo, los requisitos de mantenimiento se reducen al eliminar las operaciones de revision de estado de remache.

Una ventaja adicional del sistema de la invencion es la reduccion en peso debido a la eliminacion de remaches, la eliminacion de material en refuerzos debido a las formaciones de cola de milano y el ahuecado o almenado de la 55 misma y la eliminacion de selladores necesarios en todos los orificios en los sistemas de remache. El sistema de la invencion permite tambien la eliminacion de las partes de union, tales como las que estan relacionadas transversalmente con los cuadros.

Otra ventaja adicional del sistema de la invencion es la reduccion en los costes de produccion y ensamblaje en la

eliminacion de la perforacion y los tiempos de posicionamiento de remache.

El sistema de la invencion permite tambien que las juntas laterales esten dispuestas entre las placas de recubrimiento consecutivas, cuando se hacen coincidir sus bordes en un elemento estructural, por ejemplo en un 5 larguero o nervadura, con lo cual la mitad de la formacion macho esta dispuesta en cada una de las placas de recubrimiento. Como se ha mencionado anteriormente, las formaciones macho y hembra son discontinuas, definiendo pequenas almenas a lo largo de estas, que cooperan en la reduccion de peso. Se consigue una respuesta mayor a la elasticidad, que representa una solucion ventajosa para la simplificacion del ensamblaje. Las dimensiones de los almenados dependera de los requisitos de resistencia solicitados y las proyecciones y huecos 10 tendran preferiblemente unos elementos estructurales y unas nervaduras de placa identicas. En general, los huecos pueden ser mayores en longitud que las proyecciones, lo que permitira una reduccion adicional en el peso.

El sistema de la invencion se puede aplicar particularmente a la aeronautica, tanto al fuselaje como a las alas y otras superficies, tales como los estabilizadores y al carenado a gran escala. Tanto en las nervaduras como en los 15 elementos estructurales, el conformado de las formaciones macho y hembra se podrfa llevar a cabo en un perfil auxiliar que se sujetarfa posteriormente a dichas nervaduras o elementos estructurales. La sujecion del perfil auxiliar a las nervaduras se podrfa conseguir, por ejemplo, por medio del acoplamiento de cola de milano, mediante el deslizamiento del perfil auxiliar sobre la formacion correspondiente dispuesta en las nervaduras. La sujecion a los elementos estructurales se podrfa llevar a cabo de la misma manera o por remachado. El sistema de la invencion se 20 podrfa utilizar tambien para unir las partes compuestas, por medio del fresado mecanico o las partes de fibra de carbon o mediante la incrustacion de partes de metal dentro del revestimiento de tejido de las partes. Por ejemplo, en el caso de los recubrimientos compuestos, las placas pueden incluir un perfil de metal incrustado donde las formaciones macho y hembra estarfan dispuestas previamente para la cola de milano.

25 El sistema puede incluir tambien las formaciones macho y hembra que tienen una ruta curvada coincidente dispuesta, por ejemplo, en los nudos o puntos de cruce de las nervaduras de placa y pueden servir para unir un cuadro, largueros y recubrimiento en un punto por medio de rotacion.

Breve descripcion de los dibujos

30

Las figuras adjuntas muestran un ejemplo de forma de realizacion, la descripcion de la cual puede ayudar a comprender mejor las caracterfsticas y ventajas del sistema de la invencion.

En los dibujos:

35

La figura 1 muestra una vista en perspectiva interna de parte del fuselaje de un avion donde las placas que constituyen los recubrimientos estan sujetas a los elementos estructurales mediante el uso del sistema de la invencion.

La figura 2 muestra una vista en perspectiva interna de una de las placas de recubrimiento.

40 La figura 3 muestra una vista de seccion transversal del fuselaje, que coincide con uno de los cuadros de la estructura resistente, tomada a lo largo de la lfnea II-II de la figura 1.

La figura 4 muestra una seccion transversal parcial del fuselaje, tomada a lo largo de la lfnea III-III de la figura 3.

La figura 5 muestra una vista en perspectiva parcial de uno de los cuadros de la estructura resistente.

La figura 6 corresponde al detalle A de la figura 5, en una escala ampliada.

45 La figura 7 muestra una vista en perspectiva interna de las placas que forman el recubrimiento, en el area que coincide con el cuadro de la figura 5.

La figura 8 corresponde al detalle B de la figura 7, en una escala ampliada.

La figura 9 muestra una vista en perspectiva en despiece de la junta entre un larguero y una placa de recubrimiento. La figura 10 muestra una vista en seccion transversal de las proyecciones de las formaciones macho de las placas 50 de recubrimiento dispuestas en oposicion a las formaciones hembra de los elementos estructurales.

La figura 11 muestra una vista en seccion transversal de los huecos de las formaciones macho en oposicion a los huecos de las formaciones hembra de los elementos estructurales.

La figura 12 muestra una vista en seccion transversal, a mayor escala, del acoplamiento entre los elementos macho y hembra que definen los medios de union entre las placas de recubrimiento y los elementos estructurales.

55 La figura 13 muestra una vista en seccion, tomada a lo largo de la lfnea XIII-XIII de la figura 12, del acoplamiento entre los elementos macho y hembra de los medios de union y la oposicion entre los huecos de las formaciones macho y hembra.

La figura 14 muestra una vista similar a la de la figura 9, que muestra la junta entre dos placas de recubrimiento.

La figura 15 muestra una vista en perspectiva de dos placas de recubrimiento unidas por medio de un larguero.

Descripcion detallada de una forma de realizacion

La figura 1 muestra una vista en perspectiva interna de un avion, que incluye una estructura resistente compuesta de 5 cuadros transversales (1) y largueros (2) donde se sujetan las placas (1) de la figura 2 que forman un recubrimiento (3').

La figura 2 muestra una vista en perspectiva interna de una de estas placas (3), que tienen areas ahuecadas (4), llamadas cavidades, limitadas por tiras no ahuecadas (5) que determinan una red de nervaduras coincidente con los 10 cuadros (1) y los largueros (2) para la sujecion a la misma. Las cavidades (4) permiten una reduccion en el peso de las placas de recubrimiento (3).

De acuerdo con la presente invencion, los elementos estructurales donde estan sujetas las placas (3) de

recubrimiento (3'), definidos en la figura 1 por los cuadros (1) y los largueros (2), ademas de las placas de

15 recubrimiento (3) incluyen medios de union que, como se puede observar en las figuras 3 y 4, estan definidos por formaciones de cola de milano macho (6) y hembra (7). Las formaciones macho (6) formaran parte preferiblemente de las placas de recubrimiento, obteniendose a lo largo al menos de parte de las nervaduras (5) que limitan las cavidades (4), sin alcanzar los nudos o puntos de cruce de dichas nervaduras, mientras que las formaciones hembra (7) estaran dispuestas en los elementos estructurales, por ejemplo en los cuadros (1) mostrados en las figuras 3 y en 20 los largueros (2) mostrados en la figura 9. Ademas de los cuadros y los largueros, cualquier tipo de elemento o equipo que requiera sujecion al recubrimiento se puede sujetar al mismo mediante el uso de esta invencion, conformando las partes correspondientes de las formaciones macho y hembra en las areas de contacto de las

partes que se van a unir. Las formaciones macho (6) y hembra (7) seran discontinuas, como se puede observar en

las figuras 5 y 8, en las que las formaciones hembra (7) determinan proyecciones (8) y huecos (9), figuras 5 y 6, 25 mientras que las formaciones macho (6) de las placas de recubrimiento (3) determinan proyecciones (10) y huecos (11), siendo las proyecciones (8) y los huecos (9) de las formaciones hembra coincidentes en numero, posicion y dimensiones con las proyecciones (10) y los huecos (11), respectivamente, de las formaciones macho (6) de las placas de recubrimiento (3). Las formaciones macho (6) de las placas de recubrimiento (3) y las formaciones hembra (7) de los largueros (2) adoptaran el mismo formato, como se muestra en la figura 9.

30

Las proyecciones y huecos de las formaciones macho y hembra determinan un almenado donde los huecos (9) y (11) permitiran una reduccion en el peso de las formaciones macho y hembra. Tanto las formaciones macho (6) como hembra (7) y los huecos (9) y (11) se obtendran preferiblemente por medio de fresado mecanico, llevando a cabo de manera simultanea la operacion de fresado de la formacion macho (6) y el ahuecado de las cavidades (4) 35 de la placa de recubrimiento (3).

Con el fin de acoplar o unir las placas de recubrimiento (3) a los elementos estructurales, definidos en el ejemplo representado en la figura 1 por los cuadros (1) y los largueros (2), las proyecciones (10) de las formaciones macho (6) de las placas (3) de recubrimiento (3') estan dispuestas en oposicion a los huecos (9) de las formaciones hembra 40 (7) de los elementos estructurales, por ejemplo de los cuadros (1), como se muestra en la figura 10, a la vez que se depositan simultaneamente los huecos (11) de las formaciones macho (6) de las placas de recubrimiento (3) en oposicion a las proyecciones (8) de las formaciones hembra (7) de los elementos estructurales, como se muestra en la figura 11. En esta situacion, las placas de recubrimiento (3) estan unidas a los elementos estructurales (1) de forma que las formaciones macho (6) se introduzcan en las formaciones hembra (7) en la posicion descrita en las 45 figuras 10 y 11. Las placas (3) estan hechas a continuacion para deslizarse longitudinalmente contra los elementos estructurales (1), de una manera tal que las proyecciones (10) de las formaciones macho (6) esten dispuestas bajo las proyecciones (8) de los elementos estructurales, como se muestra en la figura 12, completando de este modo la junta de cola de milano entre las placas de recubrimiento (3) y los elementos estructurales definidos por los cuadros (1) y los largueros (2). Este sistema permite un ajuste hermetico que evita de manera practica la separacion o 50 deslizamiento entre las placas de recubrimiento y los elementos estructurales. Para mayor seguridad, los medios de inmovilizacion consisten en sustancias adhesivas o deformaciones plasticas realizadas, por ejemplo, en las formaciones hembra o elementos de inmovilizacion auxiliares tales como cunas o tornillos de presion, se pueden aplicar a esta junta.

55 La figura 13 muestra la posicion final de las proyecciones y huecos de las formaciones macho y hembra despues de estar dispuestas en la posicion de acoplamiento. Las proyecciones (10) de las formaciones macho (6) estan dispuestas en una posicion que coincide con las proyecciones (8) de las proyecciones hembra (7) y por debajo de estas, como se describe con referencia a la figura 12, mientras que los huecos (9) de las formaciones hembra (7) de los elementos estructurales estan dispuestos en oposicion a los huecos (11) de las formaciones macho (6) de las

placas de recubrimiento.

Aunque el ejemplo descrito previamente corresponde a la junta entre las placas y los elementos estructurales del fuselaje de un avion, el sistema de union de la invencion se puede aplicar al ala y a otras superficies, tales como 5 estabilizadores y al carenado a gran escala. El sistema de union de la invencion se puede aplicar tambien a sectores distintos del sector aeronautico, en los que, como se ha mencionado anteriormente, la limpieza, la minimizacion de la friccion y la no perforacion de superficies externas son caracterfsticas basicas deseables.

El sistema de la invencion permite tambien las juntas laterales entre las placas de recubrimiento (3), mediante el uso 10 de los cuadros (1) y los largueros (2), como se muestra en las figuras 14 y 15, donde dos placas de recubrimiento (3) estan dispuestas en contrafuerte entre si, cada una de las cuales incluye la mitad (6') de las formaciones macho (6) y disponiendo cada una de dichas mitades de las proyecciones (10) y huecos (11) correspondientes. En esta posicion, la formacion macho completa (6) esta acoplada a la formacion hembra (7) de un larguero (2), por ejemplo, de la misma manera que se ha descrito, con lo cual las dos placas de recubrimiento (3) estan unidas por medio del 15 larguero o elemento estructural coincidente con la formacion macho (6).

Las formaciones macho (6) y hembra (7) pueden estar formadas en perfiles de metal auxiliares que se incorporan y sujetan a las partes que se van a unir, las cuales incluiran estas formaciones. Esta forma de realizacion serfa particularmente aplicable cuando los recubrimientos y los elementos estructurales se obtengan de los materiales 20 compuestos. Los perfiles de metal ya mencionados se incrustaran, al menos parcialmente, en las partes correspondientes. Los perfiles ya mencionados se pueden obtener por medio de extrusion.

Como se entendera, con el fin de evitar las concentraciones de tension, todos los angulos longitudinales y bordes de las formaciones se redondearan.

25

Claims

REIVINDICACIONES

1. Ensamblaje de estructura de avion que comprende:

5 placas (3) que tienen tiras y areas ahuecadas a lo largo de su superficie interna, elementos estructurales (1, 2)

medios de union para el establecimiento de la junta entre dichas placas (3) y dichos elementos estructurales (1, 2), 10 que comprenden las formaciones de cola de milano macho (6) y hembra (7), estando definida una de dichas formaciones a lo largo de al menos parte de las tiras de dichas placas (3) y estando las otras formaciones definidas en secciones de los elementos estructurales (1, 2) que coinciden con dichas tiras, y

medios de inmovilizacion que evitan el deslizamiento relativo entre las formaciones de cola de milano macho (6) y 15 hembra (7),

caracterizado porque

las formaciones de cola de milano macho (6) estan equipadas con proyecciones (10) y huecos (11) definidos

20 alternativamente en cada borde lateral, y las formaciones de cola de milano hembra (7) estan equipadas con los

huecos correspondientes (9) y las proyecciones (8) definidas alternativamente en cada borde lateral interno,

donde dichas proyecciones (10, 8) y huecos (9, 11) estan definidos en numero, posicion y dimensiones en cada formacion macho o hembra de tal manera que puedan estar acoplados, por la oposicion e insercion de las

25 proyecciones (10, 8) de una formacion macho o hembra en los huecos (9, 11) de la otra formacion macho o hembra

y el deslizamiento longitudinal relativo entre las mismas hasta que las proyecciones (10) de las formaciones macho (6) esten dispuestas en oposicion unas a otras y por debajo de las proyecciones (8) de las formaciones hembra (7) y los huecos (9, 11) de ambas formaciones (6, 7) estan posicionadas en oposicion unas a otras.

30 2. Ensamblaje de estructura de avion de acuerdo con la reivindicacion 1 caracterizado porque las

formaciones macho (6) y hembra (7) de cola de milano forman una pieza de aleacion fresada unica con el elemento estructural o la placa correspondiente.
3. Ensamblaje de estructura de avion, de acuerdo con la reivindicacion 2, caracterizado porque las 35 formaciones macho (6) son fresadas en las placas (3) y las formaciones hembra son fresadas en los elementos

estructurales (1,2).
4. Ensamblaje de estructura de avion, de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado porque los medios de inmovilizacion consisten en una sustancia adhesiva aplicada entre las formaciones macho (6) y hembra

40 (7).
5. Ensamblaje de estructura de avion, de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado porque los medios de inmovilizacion consisten en deformaciones plasticas aplicadas al menos a una de las formaciones macho (6) o hembra (7).

45
6. Ensamblaje de estructura de avion, de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado porque al menos parte de las formaciones macho (6) estan definidas entre los bordes de dos placas consecutivas (3).
7. Ensamblaje de estructura de avion, de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado porque los 50 huecos (11, 9) de las formaciones macho (6) y hembra (7) son mas largos que las proyecciones (10, 8) de las

formaciones macho (6) y hembra (7).
8. Ensamblaje de estructura de avion, de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado porque las formaciones macho (6) y hembra (7) tienen una ruta curvada coincidente.

55
9. Ensamblaje de estructura de avion, de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado porque todos los bordes y angulos longitudinales de las formaciones macho (6) y hembra (7) tienen un perfil redondeado.
10. Ensamblaje de estructura de avion de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 o 4-9

caracterizado porque las placas (3) estan hechas de material compuesto y las formaciones de cola de milano se definen en perfiles de metal auxiliares correspondientes al menos parcialmente incrustados en las areas de contacto de dichas placas (3) y en los elementos estructurales (1,2).