ES2635122T3 - Capot monolítico mejorado de un motor de aeronave y método de fabricación - Google Patents
Capot monolítico mejorado de un motor de aeronave y método de fabricación Download PDFInfo
- Publication number
- ES2635122T3 ES2635122T3 ES13382070.4T ES13382070T ES2635122T3 ES 2635122 T3 ES2635122 T3 ES 2635122T3 ES 13382070 T ES13382070 T ES 13382070T ES 2635122 T3 ES2635122 T3 ES 2635122T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- longitudinal beams
- transverse frames
- hood
- transverse
- parts
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 14
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 6
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 4
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 claims 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 claims 1
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims 1
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 3
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 description 2
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 2
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 2
- 238000001721 transfer moulding Methods 0.000 description 2
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 1
- 238000006116 polymerization reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
- B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
- B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
- B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
- B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings or cowlings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Architecture (AREA)
- Civil Engineering (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Un capot curvilíneo (11) de un motor de aeronave hecho de un material compuesto que tiene un eje longitudinal paralelo al eje longitudinal de la aeronave; comprendiendo el capot (11) un revestimiento (13), cuadernas transversales (15) y vigas longitudinales (17, 19); estando configuradas las cuadernas transversales (15) con una sección transversal en omega comprendiendo una cabeza (12), dos almas (16, 16') y dos pies (20, 20'); estando formadas las vigas longitudinales (17, 19) por al menos una primera parte (21) en una zona de cruce con una cuaderna transversal (15) y al menos una segunda parte (23) en una zona que no cruza una cuaderna transversal (15); estando configurada cada primera parte (21) con una sección transversal en omega comprendiendo una cabeza (31), dos almas (30, 30') y dos pies (34, 34') y teniendo la misma forma que las cuadernas transversales (15) de modo que la primera parte (21) pueda ser superpuesta a una cuaderna transversal (15) en la zona de cruce, caracterizado porque: - cada segunda parte (23) de las vigas longitudinales (17, 19) está configurada con una sección transversal en I que comprende una cabeza, un alma (41) y un pie; - las almas (41) de las segundas partes (23) de las vigas longitudinales (17, 19) están dispuestas en un mismo plano (40); - el capot curvilíneo (11) es un conjunto monolítico. - la cabeza de al menos una viga longitudinal (17, 19) comprende al menos una primera porción con una anchura constante W1 a ambos lados del plano (40) de las almas (41) y al menos una segunda porción, configurada por ser utilizada como un área de unión de un herraje del motor, con una anchura W mayor que 2 x W1 en toda su longitud y teniendo una anchura variable para acomodar el cambio en anchura entre las cabezas (42) de las porciones centrales (25) de las segundas partes (23) y las cabezas (31) de las primeras partes (21).
Description
Capot monolftico mejorado de un motor de aeronave y metodo de fabricacion
Campo de la invencion
La invencion se refiere a un capot de un motor de aeronave y mas en particular a un capot monolftico hecho de material compuesto y a un metodo de fabricacion del mismo.
5 Antecedentes
La gondola de motores turbohelice de aeronave comprende capots derecho e izquierdo que cubren partes internas del motor que deben ser accionables para proporcionar acceso a los componentes internos del motor para fines de mantenimiento.
WO 99/26841 describe un capot que es un panel con un conjunto de vigas transversales y longitudinales que se fabrica 10 depositando material compuesto sobre un molde que tiene la forma del panel que se quiere obtener y calentandolo posteriormente para su polimerizacion.
EP 1 707 344 describe un metodo de fabricacion de un capot monolftico de material compuesto con vigas transversales y longitudinales con una seccion transversal en forma de omega.
Un inconveniente de los capots descritos en dichos documentos es que la geometria de las vigas longitudinales no esta 15 bien adaptada a las necesidades funcionales del capot respecto a la entrada de cargas.
Un inconveniente de los metodos de fabricacion descritos en dichos documentos es que se utilizan, basicamente, materiales compuestos sin curar lo que implica altas tolerancias en las superficies finales del capot.
Sumario de la invencion
Es un objeto de la presente invencion proporcionar un capot de un motor de aeronave hecho de un material compuesto 20 con una estructura optimizada para soportar las cargas previstas y para ser capaz de ser fabricado como un conjunto monolftico con la geometria final deseada y en un tiempo mas corto que en la tecnica anterior.
En un primer aspecto, este y otros objetos se consiguen con un capot monolftico curvilineo de un material compuesto estructurado por un revestimiento, cuadernas de una seccion transversal cerrada con forma de omega dispuestas en una direccion transversal al eje longitudinal de la aeronave y vigas longitudinales que comprenden unas primeras partes 25 de una seccion transversal cerrada que se superponen a las cuadernas transversales en sus zonas de cruce y unas segundas partes de seccion transversal abierta con forma de I en zonas que no cruzan cuadernas transversales con sus almas dispuestas en un mismo plano. Esta estructura permite conseguir un capot de material compuesto con la resistencia necesaria y un capot que puede ser fabricado con la geometria requerida.
Las vigas longitudinales no tienen una anchura constante en toda su longitud. En aquellas porciones apropiadas para 30 utilizarse como areas de union de herrajes del motor, las cabezas tienen una anchura variable, mayor en toda su longitud a la anchura de las porciones de anchura constante.
En una realizacion, las cabezas de las primeras partes de las vigas longitudinales son asimetricas con respecto al plano de las almas de las segundas partes. Las segundas partes comprenden una porcion central con una cabeza y un pie de anchura constante (y opcionalmente costillas transversales en las zonas afectadas por cargas concentradas) y 35 porciones finales, con una cabeza y un pie de anchura variable, que terminan en las primeras partes. Las segundas partes tienen generalmente una altura constante (la misma altura que las primeras partes) pero una viga longitudinal puede incluir una segunda parte con una porcion central de una altura variable en una zona particular del capot. Esta configuracion esta bien adaptada a las necesidades de las vigas longitudinales de los capots de motor que estan preferiblemente situadas en sus extremos superior e inferior y en su zona central.
5
10
15
20
25
30
35
En un segundo aspecto, los objetos mencionados anteriormente se consiguen con un metodo de fabricacion de dicho capot curvilineo que comprende las siguientes etapas: a) proporcionar el revestimiento sin curar, las cuadernas transversales curadas y las vigas longitudinales curadas; incluyendo respectivamente las cuadernas transversales y las vigas longitudinales capas de adhesivo en sus caras internas en contacto con otros componentes; b) colocar el revestimiento en un util de autoclave, c) colocar dichas cuadernas transversales, con una bolsa de vacio insertada en su interior, sobre el revestimiento; d) colocar de dichas vigas longitudinales sobre las cuadernas transversales y el revestimiento; e) cubrir el conjunto con una bolsa de vacio; f) llevar a cabo un ciclo de autoclave bajo condiciones predeterminadas de temperatura y presion para co-pegar el revestimiento, las cuadernas transversales y las vigas longitudinales y para realizar un pegado secundario de las vigas longitudinales a las cuadernas transversales.
El uso de cuadernas transversales y vigas longitudinales curadas permite un mejor control de la geometria del capot y reduce el tiempo de fabricacion.
Otras caracteristicas deseables y ventajas de la invencion seran evidentes a partir de la siguiente descripcion detallada de la invencion y las reivindicaciones adjuntas, en relacion con las figuras que se acompanan.
Breve descripcion de las figuras
La Figura 1 es una vista esquematica de los componentes de un capot de un motor de aeronave y de su metodo de fabricacion segun la invencion.
La Figura 2 es una vista en perspectiva de una realizacion de una viga longitudinal de un capot de motor segun la invencion.
La Figura 3a es una vista en perspectiva ampliada de la zona de cruce de una viga longitudinal con una cuaderna transversal que muestra una primera parte y dos porciones finales de una segunda parte de ella.
La Figura 3b es una vista en perspectiva ampliada de la porcion central de una segunda parte de una viga longitudinal.
La Figura 4 es una vista en perspectiva de una zona del capot en uno de sus bordes.
La Figura 5 es una vista esquematica en seccion transversal del conjunto de los componentes del capot antes de la etapa de curado.
La Figura 6 es una vista en perspectiva del util usado para el curado del conjunto del capot.
Descripcion detallada de la invencion
Los componentes estructurales del capot curvilineo 11 de un motor de aeronave segun la realizacion de la invencion mostrada en las Figuras 1-4 son un revestimiento 13, cuadernas transversales 15 con una seccion transversal en forma de omega y vigas longitudinales 17, 19 (paralelas al eje longitudinal de la aeronave) con una seccion transversal en forma de I, excepto para las partes que se superponen a las cuadernas transversales 15. En esta realizacion la configuracion de las cabezas de las vigas longitudinales 17, 19 en sus zonas de cruce con las cuadernas transversales 15 esta adaptada para utilizarse como areas de union de herrajes del motor.
En la realizacion ilustrada en la Figura 1 las cuadernas transversales 15 estan espaciadas igualmente en la direccion longitudinal del capot 11, dos vigas longitudinales 17 estan colocadas sobre las cuadernas transversales 15 en los extremos superior e inferior del capot 11 y tres vigas longitudinales 19 estan colocadas sobre dos cuadernas transversales 15 en zonas interiores del capot 11.
Como se muestra en la Figura 2, las vigas longitudinales 17, 19 comprenden primeras partes 21 en sus zonas de cruce con las cuadernas transversales 15 y segundas partes 23 en el resto de su longitud, con sus almas dispuestas en un mismo plano.
Las vigas longitudinales 17 comprenden cuatro primeras partes 21 y tres segundas partes 23 mientras que las vigas 5 longitudinales 19 comprenden dos primeras partes 21 y una segunda parte 23 (ver Figura 1).
Como se muestra en las Figuras 3a y 3b, las primeras partes 21 de las vigas longitudinales 17, 19 comprenden una cabeza 31, dos almas 30, 30' y dos pies 34, 34' con una seccion transversal en forma de omega para ser superpuestas a las cuadernas transversales 15 y las segundas partes 23 comprenden una porcion central 25 y dos porciones extremas 27 con almas 41.
10 Las cabezas 31 de las primeras partes 21 no son simetricas con respecto al plano 40 de las almas 41 de las segundas partes 23. Tienen una primera area de ancho W1 a un lado del plano 40 de las almas 41 y una segunda area de ancho W2en el otro lado, siendo W2> W1.
La porcion central 25 de las segundas partes 23 es simetrica con respecto a su alma 41. Tiene una cabeza 42 y un pie 44 de una anchura constante W3. Como se muestra en la Figura 2 una viga longitudinal 17 puede tener una segunda 15 parte 23 con una porcion central de una altura variable para hacer frente a requerimientos especificos. Como se muestra en la Figura 3b, una porcion central 25 puede incluir costillas 50 como elementos de refuerzo en zonas especialmente cargadas, tales como zonas con herrajes de transmision de cargas de elementos externos.
En la realizacion mostrada en las Figuras, el borde de la primera area de las cabezas de las primeras partes 21 esta alineado con el borde correspondiente de la cabeza 42 de la porcion central 25 de las segundas partes 23 y, por lo 20 tanto, W3 = 2 x W1.
Las porciones extremas 27 de las segundas partes 23 no son simetricas con respecto al plano 40 de sus almas 41.
Las cabezas 37 de las porciones extremas 27 tienen una anchura variable para acomodar el cambio en la anchura entre las cabezas 42 de las porciones centrales 25 de las segundas partes 23 y las cabezas 31 de las primeras partes 21.
25 Como se ilustra en la Figura 3a el ensanchamiento de las cabezas 37 se concentra hacia la segunda area de las primeras partes 21. En el otro lado, las cabezas 37 incluyen un rebaje 38.
El metodo de fabricacion del capot curvilineo 11 de motores de aeronaves segun la presente invencion implica la fabricacion por separado del revestimiento 13, las cuadernas transversales 15, las vigas longitudinales 17, 19 y el ensamblado de dichos componentes en la secuencia ilustrada en la Figura 1.
30 Las cuadernas transversales 15 y las vigas longitudinales 17, 19 se proporcionan a la fase de ensamblado en un estado curado y el revestimiento 13 en un estado no curado.
El revestimiento 13 puede ser fabricado por un metodo de fabricacion que comprende las etapas siguientes:
- Colocacion automatizada de preimpregnado de fibra de carbono en un mandril cilindrico.
- Apilado de capas adicionales de proteccion contra rayos y/o erosion y/o proteccion contra impactos.
35 - Descarga del revestimiento 13 del mandril (los revestimientos para los capots izquierdo y derecho se pueden
hacer al mismo tiempo y luego separarse por un metodo de corte antes de la descarga del mandril) para ser
10
15
20
colocados en el util 61 usado en la etapa de ensamblado del capot 11.
Las cuadernas transversales 15 y las vigas longitudinales 17, 19 pueden ser fabricadas por cualquier metodo adecuado de fabricacion de CFRP ("Carbon Fiber Reinforced Plastic" o “Fibra de Carbono Reforzada con Plastico) y, en particular, por Moldeado con Transferencia de Resina (“Resin Transfer Moulding” o RTM) para lograr un buen control dimensional.
En referencia a las Figuras 5 y 6, se describiran ahora los pasos principales del metodo de fabricacion segun la invencion.
- El revestimiento 13 con una malla metalica 57 en su cara exterior se coloca sobre el util de autoclave 61.
- Se apila una capa adhesiva 51 en las caras interiores de las cuadernas transversales 15 en contacto con el revestimiento 13.
- Las cuadernas transversales 15, que comprenden una cabeza 12, dos almas 16, 16' y dos pies 20, 20', con una bolsa de vacio interior 49, se colocan sobre el revestimiento 13 mediante un utillaje puente especial (no mostrado) para controlar su posicion.
- Se apila una capa de relleno 55 con una tela adhesiva sobre ella sobre las cuadernas transversales 15 en las regiones sobre las que se superpondran las vigas longitudinales para cubrir posibles holguras que puedan existir entre ellas debidas a tolerancias.
- Se apila una capa adhesiva 53 sobre las caras interiores de las vigas longitudinales 17, 19 en contacto con las cuadernas transversales 15 y el revestimiento 13.
- Se colocan las vigas longitudinales 17, 19 sobre las cuadernas transversales 15.
- Se dispone una bolsa de vacio (no mostrada) sobre el conjunto.
- Se lleva a cabo un ciclo de curado en autoclave en condiciones predeterminadas de presion y temperatura.
En este paso se co-pega el revestimiento 13 con las cuadernas transversales 15 y las vigas longitudinales 17, 19 y se lleva a cabo un pegado secundario de las cuadernas transversales 15 con las vigas longitudinales 17, 19.
La etapa de ensamblado puede comprender tambien el apilado de parches locales de preimpregnado de fibra de vidrio en localizaciones especificas del revestimiento 13, las cuadernas transversales 15 y las vigas longitudinales 17, 19 en las que vayan a instalarse herrajes de aluminio.
Aunque la presente invencion se ha descrito en relacion con varias realizaciones, debe entenderse a partir de lo dicho que pueden hacerse combinaciones de elementos, variaciones o mejoras que pueden hacerse en el alcance de la proteccion definido en las reivindicaciones adjuntas.
Claims (10)
- REIVINDICACIONES1. Un capot curvilfneo (11) de un motor de aeronave hecho de un material compuesto que tiene un eje longitudinal paralelo al eje longitudinal de la aeronave; comprendiendo el capot (11) un revestimiento (13), cuadernas transversales (15) y vigas longitudinales (17, 19); estando configuradas las cuadernas transversales (15) con una seccion transversal 5 en omega comprendiendo una cabeza (12), dos almas (16, 16') y dos pies (20, 20'); estando formadas las vigas longitudinales (17, 19) por al menos una primera parte (21) en una zona de cruce con una cuaderna transversal (15) y al menos una segunda parte (23) en una zona que no cruza una cuaderna transversal (15); estando configurada cada primera parte (21) con una seccion transversal en omega comprendiendo una cabeza (31), dos almas (30, 30') y dos pies (34, 34') y teniendo la misma forma que las cuadernas transversales (15) de modo que la primera parte (21) pueda 10 ser superpuesta a una cuaderna transversal (15) en la zona de cruce, caracterizado porque:- cada segunda parte (23) de las vigas longitudinales (17, 19) esta configurada con una seccion transversal en I que comprende una cabeza, un alma (41) y un pie;- las almas (41) de las segundas partes (23) de las vigas longitudinales (17, 19) estan dispuestas en un mismo plano (40);15 - el capot curvilfneo (11) es un conjunto monolitico.- la cabeza de al menos una viga longitudinal (17, 19) comprende al menos una primera porcion con una anchura constante W1 a ambos lados del plano (40) de las almas (41) y al menos una segunda porcion, configurada por ser utilizada como un area de union de un herraje del motor, con una anchura W mayor que 2 x W1 en toda su longitud y teniendo una anchura variable para acomodar el cambio en anchura entre las cabezas (42) de las porciones centrales 20 (25) de las segundas partes (23) y las cabezas (31) de las primeras partes (21).
- 2. Un capot curvilfneo (11) segun la reivindicacion 1, en el que:- las cabezas (31) de las primeras partes (21) de dicha viga longitudinal (17, 19) comprenden una primera area de anchura W1 en un lado del plano (40) de las almas (41) y una segunda seccion de anchura W2 en el otro lado, siendo W1<W2;25 - las cabezas de las segundas partes (23) de dicha viga longitudinal (17, 19) comprenden una cabeza (42) queesta centrada con respecto al alma (41) y de una anchura constante W3, siendo W3 = 2 x W1, y al menos una cabeza extrema (37), con un rebaje (38) a un lado del plano (40) de las almas (41), y una anchura variable W, aumentando desde w1 hasta W2, al otro lado.
- 3. Un capot curvilfneo (11) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-2, en el que las segundas partes (23) incluyen 30 costillas transversales (50) al alma (41).
- 4. Un capot curvilfneo (11) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en el que al menos una viga longitudinal (17, 19) comprende una segunda parte (23) con una porcion central (25) de una altura variable localizada entre dos porciones extremas (27).
- 5. Un capot curvilfneo (11) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-4, comprendiendo al menos dos vigas 35 longitudinales (17) superpuestas a todas las cuadernas transversales (15) en sus extremos superior e inferior.
- 6. Un capot curvilfneo (11) segun la reivindicacion 5, comprendiendo tambien al menos una viga longitudinal (19) superpuesta a un sub-grupo de cuadernas transversales (15) en zonas interiores del capot (11).101520
- 7. Metodo de fabricacion de un capot curvilfneo (11) segun cualquiera de las reivindicaciones 1-6 que comprende las siguientes etapas:a) proporcionar el revestimiento (13) no curado, las cuadernas transversales (15) curadas y las vigas longitudinales (17, 19) curadas; incluyendo las cuadernas transversales (15) y las vigas longitudinales (17, 19), respectivamente, capas de adhesivo (51,53) en sus caras interiores en contacto con otros componentes;b) colocar el revestimiento (13) en un util de autoclave (61);c) colocar dichas cuadernas transversales (15) con bolsas de vacio (49) en su interior sobre el revestimiento (13), siendo utilizadas las bolsas de vacio (49) durante un ciclo de autoclave;d) colocar dichas vigas longitudinales (17, 19) sobre las cuadernas transversales (15) y el revestimiento (13);e) cubrir el conjunto con una bolsa de vacio;f) llevar a cabo un ciclo de autoclave bajo condiciones predeterminadas de temperatura y presion para co- pegar el revestimiento (13), las cuadernas transversales (15) y las vigas longitudinales (17, 19) y para un pegado secundario de las vigas longitudinales (17, 19) a las cuadernas transversales (15).
- 8. Metodo segun la reivindicacion 7, en el que la etapa d) tambien comprende la colocacion de una capa de relleno (55) sobre las areas de las cuadernas transversales (15) que deben ser cruzadas por las vigas longitudinales (17, 19).
- 9. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 7-8, que tambien comprende el apilado de parches de una capa de proteccion contra la corrosion aquellos lugares del revestimiento (13), las cuadernas transversales (15) y las vigas longitudinales (17, 19) previstos para la instalacion de herrajes metalicos.
- 10. Metodo segun cualquiera de las reivindicaciones 7-9, en el que en la etapa a) el revestimiento no curado (13) esta provisto de una capa de proteccion contra rayos (57) en su cara exterior.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP13382070.4A EP2774854B1 (en) | 2013-03-04 | 2013-03-04 | An improved monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2635122T3 true ES2635122T3 (es) | 2017-10-02 |
Family
ID=47913351
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES13382070.4T Active ES2635122T3 (es) | 2013-03-04 | 2013-03-04 | Capot monolítico mejorado de un motor de aeronave y método de fabricación |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9677409B2 (es) |
| EP (1) | EP2774854B1 (es) |
| ES (1) | ES2635122T3 (es) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11059206B2 (en) * | 2016-02-05 | 2021-07-13 | Rohr, Inc | Method for fabricating composite structures using combined resin film and dry fabric |
| US10479517B2 (en) * | 2016-12-05 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Composite fan cowl with a core having tailored thickness |
| CN114060305B (zh) * | 2020-07-29 | 2024-07-12 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种风扇包容机匣及其制备方法 |
| IT202000032414A1 (it) * | 2020-12-24 | 2022-06-24 | Aeronautical Service S R L | Portellone aeronautico e metodo di produzione. |
| FR3121660B1 (fr) * | 2021-04-12 | 2023-04-14 | Safran Nacelles | Raidisseur courbe pour nacelle de turbomachine et méthode de fabrication d’un tel raidisseur |
| US11993388B2 (en) * | 2021-09-02 | 2024-05-28 | Rohr, Inc. | Corrugated stiffening devices utilizing peaks and valleys and methods of manufacture |
| DE102022206242A1 (de) | 2022-06-22 | 2023-12-28 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zur Herstellung eines Triebwerksbauteils aus mindestens einem faserverstärkten Kunststoff |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4471609A (en) * | 1982-08-23 | 1984-09-18 | The Boeing Company | Apparatus and method for minimizing engine backbone bending |
| US5297765A (en) * | 1992-11-02 | 1994-03-29 | Rohr, Inc. | Turbine engine nacelle laminar flow control arrangement |
| FR2771331B1 (fr) * | 1997-11-21 | 2000-08-04 | Aerospatiale | Panneau en materiau composite a bordures et/ou surface exterieure protegees des chocs ou de l'erosion et procedes de fabrication d'un tel panneau |
| FR2771330B1 (fr) | 1997-11-26 | 2004-02-27 | Aerospatiale | Procede de fabrication d'un panneau composite monolithique articule avec des moyens raidisseurs integres, panneau articule obtenu et capot articule dans un aeronef |
| US6458309B1 (en) * | 1998-06-01 | 2002-10-01 | Rohr, Inc. | Method for fabricating an advanced composite aerostructure article having an integral co-cured fly away hollow mandrel |
| US6358014B1 (en) * | 2000-03-24 | 2002-03-19 | General Electric Company | Composite spinner and method of making the same |
| ES2356319T3 (es) * | 2005-03-30 | 2011-04-06 | Eads Construcciones Aeronáuticas S.A. | Proceso de fabricación de un capot de motor monolítico. |
| ES2396328B1 (es) * | 2010-06-30 | 2014-02-06 | Airbus Operations, S.L. | Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricación. |
| DE102011012319A1 (de) * | 2011-02-25 | 2012-08-30 | Daimler Ag | Verfahren zum Fügen eines Bauteils aus einem faserverstärktem Verbundwerkstoff mit einem Bauteil aus einem Metall und Verbindungsanordnung solcher Bauteile |
-
2013
- 2013-03-04 EP EP13382070.4A patent/EP2774854B1/en active Active
- 2013-03-04 ES ES13382070.4T patent/ES2635122T3/es active Active
-
2014
- 2014-03-04 US US14/196,330 patent/US9677409B2/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20140248143A1 (en) | 2014-09-04 |
| EP2774854B1 (en) | 2017-05-03 |
| EP2774854A1 (en) | 2014-09-10 |
| US9677409B2 (en) | 2017-06-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5801885B2 (ja) | 一体型補剛材を有する複合構造物およびその作製方法 | |
| JP7409885B2 (ja) | 成形された複合ストリンガー | |
| ES2523443T3 (es) | Estructura de aeronave en material compuesto | |
| US9284035B2 (en) | Composite tubular-reinforced integrated structural panels with mutually intersecting stiffeners and fabrication processes | |
| JP6005661B2 (ja) | 滑らかなランナウトを持つ一体型補剛材を有する複合構造物およびその作製方法 | |
| ES2788529T3 (es) | Método de fabricación de un cajón infundido altamente integrado hecho de material compuesto | |
| ES2674659T3 (es) | Método para fabricar una caja de torsión aeronáutica, caja de torsión y herramienta para fabricar una caja de torsión aeronáutica | |
| ES2793300T3 (es) | Proceso de cocurado para la unión de estructuras de material compuesto | |
| ES2744478T3 (es) | Estructura de aeronave para un retorno de gran capacidad | |
| ES2383986B1 (es) | Cuaderna de fuselaje de aeronave en material compuesto con alma estabilizada. | |
| US9302446B2 (en) | Skin-stiffened composite panel | |
| US9677409B2 (en) | Monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof | |
| WO2008092970A1 (es) | Cuaderna de carga de aeronave en material compuesto | |
| ES2707864T3 (es) | Estructura de una aeronave realizada en material compuesto | |
| US20130020438A1 (en) | Flexible Truss Frame and Method of Making the Same | |
| CN106275370A (zh) | 加强机身部件以及用于制造加强机身部件的方法和装置 | |
| RU2013103823A (ru) | Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления | |
| US20190283856A1 (en) | Panel structure of optimally constructed and subsequently integrated components and method of making same | |
| CN109747809A (zh) | 用于飞行器结构中的开口的加固组件 | |
| ES2832348T3 (es) | Procedimientos para fabricar elementos estructurales alargados de material compuesto | |
| US20070176327A1 (en) | Method of manufacturing an elongate structural element configured for stiffening a shell structure, and a method for manufacturing a rigid shell structure integrated with at least one elongate stiffening element | |
| US9452561B2 (en) | Method of producing a composite shell element, composite shell element, means of transport and use | |
| JP6732626B2 (ja) | コーナーテンションフィッティング | |
| ES2781182T3 (es) | Procedimiento de fabricación de una cuaderna circundante de abertura para un fuselaje de aeronave, y cuaderna | |
| WO2007074178A1 (es) | Proceso de fabricación de estructuras de materiales compuestos con útiles precurados embebidos |