ES2936471T3

ES2936471T3 - Método para fabricar una estructura aeronáutica

Info

Publication number: ES2936471T3
Application number: ES18382017T
Authority: ES
Inventors: Ruiz Francisco Javier Honorato; Fernandez Enrique Guinaldo; Nieto Carlos Garcia; Lopez Guillermo Hernaiz; Castro Jesús Javier Vazquez; Gil Diego Lastra; De Mendizabal Alonso Iker Velez; Hidalgo Alberto Arana
Original assignee: Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2018-01-17
Filing date: 2018-01-17
Publication date: 2023-03-17
Anticipated expiration: 2038-01-17
Also published as: EP3513947B1; US20190217536A1; EP3513947A1; CN110039795B; RU2019100528A; CA3029945A1; CN110039795A; RU2019100528A3; US11225015B2

Abstract

Un método para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica compuesta integral (10), siendo preferiblemente la estructura aeronáutica una superficie de control, en el que el método comprende los pasos de: a) proporcionar una herramienta de fabricación aditiva (20) que comprende un molde de depósito (23) conformar una superficie aerodinámica y al menos un cabezal (24) configurado para moverse sobre el molde de depósito (23) y depositar refuerzo de material fibroso y/o material fundible; b) depositar refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre el molde (23), construyéndose así al menos una capa de una lámina frontal aerodinámica inferior (11); c) depositar material fundible sobre al menos una parte de la capa exterior de dicha lámina frontal aerodinámica inferior (11), al menos una capa de estructura de núcleo (12) siendo construida de ese modo;yd) depositar un refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre al menos la capa exterior de dicha estructura de núcleo (12), construyéndose así al menos una capa de una lámina frontal aerodinámica superior (14); en donde los pasos b), c) y d) se realizan utilizando tecnología de fabricación aditiva. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Método para fabricar una estructura aeronáutica

Campo técnico de la invención

La presente invención pertenece al campo de la fabricación, en particular, al campo de la fabricación de estructuras aeronáuticas usando tecnología de Fabricación Aditiva. Más específicamente, la invención es de especial aplicación en la fabricación de elementos móviles y superficies de control de las aeronaves.

Antecedentes de la invención

Los elementos móviles y las superficies de control son estructuras de control de vuelo primarias a través de las cuales se controla la actitud de una aeronave durante el despegue, el vuelo y el aterrizaje. Debido a su responsabilidad en la operación de seguridad de aeronaves, los elementos móviles y las superficies de control se diseñan usando técnicas de fabricación bien conocidas que aseguran alcanzar los altos requisitos estructurales de las reglas de certificación. Por ejemplo, no mantener correctamente las tolerancias, el tamaño o el equilibrio de una superficie de control podría conducir a una desviación de la operación normal de la aeronave.

En resumen, el diseño de elementos móviles y superficies de control estándar comprende un larguero principal, un conjunto de nervaduras, una cubierta superior y una cubierta inferior.

Históricamente, los componentes de las aeronaves se han hecho de aleaciones de aluminio. En las últimas décadas, con el desarrollo de las tecnologías de fabricación de materiales compuestos, tales componentes estructurales se han fabricado con diferentes técnicas como, por ejemplo, unión conjunta o curado conjunto de piezas constituyentes de Plástico Reforzado con Fibra de Carbono (CFRP).

No obstante, todas estas tecnologías de fabricación requieren que los componentes pasen por diferentes etapas realizando operaciones con el fin de fabricar por separado diferentes piezas constituyentes, que después se ensamblarían entre sí. Esto constituye un proceso que requiere mucho tiempo predeterminando la tasa de producción de aeronaves. Como consecuencia, el componente final se logra después de una serie de diferentes pasos de fabricación que aumentan el coste y el tiempo de fabricación.

Por lo tanto, la fabricación en la industria aeroespacial es un proceso de múltiples pasos con mucha mano de obra que requiere una fabricación rápida, fiable y eficaz. La combinación de una serie de pasos y el número de componentes finales a fabricar (componentes de uso final) causa retrasos que dan pie al inconveniente clave para la industria aeronáutica.

El documento WO 2017/092764 describe una pala de aerogenerador que incluye una parte longitudinal que se extiende entre las regiones de raíz y punta y se hace a través de un proceso de fabricación aditiva, en donde esta parte longitudinal incluye una sección transversal en la que una primera región rodea una segunda región. Las densidades de la primera y segunda regiones varían de manera que la primera densidad sea mayor que la segunda densidad. Además, la parte longitudinal incluye una capa superficial que delimita la primera región, formando de este modo una superficie exterior, y estando configurada para resistir la degradación ambiental.

El documento WO/2015/164954 describe un aparato para formar un objeto tridimensional (3D) que incluye un cabezal de impresión 3D, para fabricar una primera parte formando una pluralidad de capas sucesivas de un primer material, y un cabezal de entrega para fabricar una segunda parte dispensando sobre la primera parte del objeto 3D una pluralidad de capas de un segundo material reforzado con fibras continuas.

Compendio de la invención

La presente invención proporciona una solución a los problemas antes mencionados, mediante un método para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica de material compuesto integral según la reivindicación 1 y una estructura aeronáutica, preferiblemente una superficie de control, según la reivindicación 15. En reivindicaciones dependientes, se definen realizaciones preferidas de la invención.

En un primer aspecto inventivo, la invención proporciona un método para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica de material compuesto integral, preferiblemente la estructura aeronáutica que es una superficie de control, en donde el método comprende los pasos de:

a) proporcionar una herramienta de fabricación aditiva que comprende un molde de deposición que conforma una superficie aerodinámica y al menos un cabezal configurado para ser movido sobre el molde de deposición y depositar refuerzo de material fibroso y/o material fundible;

b) depositar un refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible sobre el molde de deposición, siendo construida por ello al menos una capa de una lámina frontal aerodinámica inferior;

c) depositar un material fundible sobre al menos una parte de la capa externa de dicha lámina frontal aerodinámica inferior, siendo construida por ello al menos una capa de la estructura de núcleo; y

d) depositar un refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre al menos la capa exterior de dicha estructura de núcleo, siendo construida por ello al menos una capa de una lámina frontal aerodinámica superior;

en donde los pasos b), c) y d) se realizan usando tecnología de Fabricación Aditiva.

A lo largo de todo este documento, “Additive Manufacturing technologies” (AM) se entenderán como aquellas tecnologías que construyen objetos 3D añadiendo capa sobre capa de material, donde el material (o bien material fundible o bien material de matriz en el caso de materiales reforzados) cambia a líquido tras la aplicación de calor y se solidifica (o endurece) a un sólido cuando se enfría.

Comúnmente, estas tecnologías usan un ordenador con software de modelado 3D (Diseño Asistido por Ordenador o CAD), una herramienta de fabricación aditiva (por ejemplo, equipo de máquina) y material de capas. El boceto de CAD es un modelo electrónico 3D del objeto 3D final construido. La herramienta de AM es capaz de leer datos del archivo de CAD (tanto la geometría de la sección transversal como el patrón de la superficie) y coloca o deposita capas sucesivas de líquido, polvo, material laminar o similar, por al menos un cabezal en forma de capa sobre capa para fabricar un objeto 3D.

Muchas tecnologías están abarcadas dentro de las tecnologías de Fabricación Aditiva, dependiendo de la forma del material y la tecnología de máquina usada. Entre otros, se pueden señalar la Sinterización Selectiva por Láser (SLS), la Estereolitografía (SLA), el Modelado de Múltiples Chorros (MJM), la Impresión 3D (3DP) o la Fabricación de Filamentos Fundidos (FFF).

En una realización preferida del método de la invención, los pasos b), c) y d) se realizan usando Fabricación de Filamentos Fundidos (FFF).

La Fabricación de Filamentos Fundidos (FFF) es una fabricación orientada a procesos que implica el uso de materiales inyectados a través de al menos una boquilla de indexación sobre un molde de deposición. La boquilla o boquillas trazan el patrón superficial, que puede ser o bien plano o bien curvo, para cada capa particular con el material que se endurece antes de la aplicación de la siguiente capa. El proceso se repite hasta que se completa la construcción o la pieza. Preferiblemente, estos materiales son materiales termoplásticos o refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material termoplástico.

A lo largo de todo este documento, en la secuencia de deposición, la capa exterior se debería entender como la última capa depositada en cada paso realizado.

Según la invención, el refuerzo de material fibroso puede estar en la forma de fibrillas (fibras muy cortas y/o irregulares), nanofibras, rellenos de carbono, fibras cortas (longitud < 1 mm) o fibras continuas (extendidas continuamente a lo largo de todo el filamento y, de este modo, a lo largo de todo el largo/ancho de la pieza cuando se fabrica), por ejemplo. Además, el refuerzo de material fibroso puede ser fibras de vidrio, carbono, polímero o cualquier otro material convencional usado como refuerzo.

Según la invención, el material fundible puede ser un material termoplástico tal como PA (Poliamida), PEEK (Polieteretercetona), PAEK (Poliariletercetona) o PEKK (Polietercetonacetona), que pueden no estar reforzados o estar reforzados con fibras cortas. En una realización preferida, el material fundible tiene forma de filamento para un mejor almacenamiento y manejo.

En una realización preferida, el material fundible es un material termoplástico de cualquiera de los siguientes: PEKK, PAEK o PEEK. Más preferiblemente, el material fundible es PAEK o PEEK. Y más preferiblemente el material fundible es PEEK.

Mediante la combinación sinérgica de depositar refuerzo de material fibroso con material fundible, se logra un diseño ligero porque se necesita menos cantidad de material para cumplir con el requisito estructural en comparación con usar únicamente material fundible.

En una realización preferida, este refuerzo de material fibroso se deposita para adaptarse mejor a los futuros requisitos de carga durante la operación. Por lo tanto, se logra una estructura aeronáutica optimizada con una disposición estructural (más precisa para adaptarse a las trayectorias de carga principales). También, esto permite un ahorro de peso debido a la optimización de elementos de refuerzo internos adicionales.

En resumen, la estructura aeronáutica en capas fabricada por el método según la invención tiene, entre otras, las siguientes características:

• Superficies de alta resolución, normalmente con una resolución de hasta 0,1 mm para material fundible y hasta 0,2 mm para refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible.

• No hay ninguna interfaz entre las láminas frontales aerodinámicas y la estructura de núcleo una vez que finaliza el método porque el material fundible funciona como un aglutinante que une la estructura de núcleo y las láminas frontales.

Esta última característica notable de no tener interfaz tiene ventajas adicionales, tales como la mejora frente a problemas de ingestión de agua y desprendimiento (no les gusta las tecnologías de fabricación de materiales compuestos convencionales que unen adhesivamente el núcleo a las láminas frontales), dado que la estructura aeronáutica está completamente integrada (el producto final es una estructura autosellada). También, hay una mejora de la operación debido al mejor comportamiento estructural de la estructura aeronáutica final construida. Con respecto a la herramienta de fabricación aditiva, dependiendo de la incrustación del refuerzo de material fibroso, se puede usar un tipo y número de cabezales diferentes. Según la invención, la herramienta de fabricación aditiva puede tener o bien un cabezal configurado para depositar material fundible y otro cabezal configurado para depositar refuerzo de material fibroso para ser incrustado dentro del material fundible, o solamente un cabezal configurado para cambiar el material a ser depositado. Además, el refuerzo de material fibroso se puede incrustar o bien:

• previamente a entrar en el cabezal (similar a los materiales compuestos preimpregnados), o bien

• in situ en el cabezal, o bien

• in situ sobre el componente, depositando el refuerzo de material fibroso y el material fundible por separado y una vez depositado, aplicando calor para fundir el material fundible.

Ventajosamente, el método según el primer aspecto inventivo permite un utillaje más simple, en vista de las tecnologías de fabricación de materiales compuestos convencionales que necesitaban autoclaves, embolsado al vacío, recorte, etc. Por lo tanto, se logra un ahorro de costes recurrentes. Además, dado que se reduce la relación de utilización de materiales (entendida como la relación entre la masa de material que se requiere para producir una pieza y la masa de material en la estructura aeronáutica terminada) frente a las tecnologías de fabricación de materiales compuestos actuales, también se ahorran costes recurrentes. Esto se debe a que en el método de la invención casi no hay ningún residuo de material.

Preferiblemente, en los pasos b) y d) del método según la invención, el cabezal está configurado para ser movido sobre el molde de deposición en los tres ejes de traslación (X, Y, Z) y/o rotaciones (alrededor de X, Y, Z). Como resultado, las láminas frontales aerodinámicas inferior y superior se forman por capas no limitadas al plano horizontal XY, teniendo de este modo una forma aerodinámica exterior. Sin embargo, en los pasos c) el cabezal preferiblemente se mueve solo en direcciones horizontales (X, Y) y, por lo tanto, la estructura de núcleo reproduce aproximadamente la forma exterior de una superficie aerodinámica mediante un conjunto de capas sustancialmente planas (es decir, como capas horizontales en el plano XY) apiladas verticalmente.

En una realización particular, entre los pasos c) y d) el método comprende además cubrir al menos un borde de al menos una capa de la estructura de núcleo depositando refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre tanto al menos una parte de la capa exterior de la lámina frontal aerodinámica inferior como la estructura de núcleo.

Como resultado de este paso, se construye al menos un elemento estructural, siendo este elemento estructural un elemento de rigidización en el sentido de la envergadura comúnmente conocido como larguero que también se integra con el resto de la estructura dado que se une mediante el material fundible tanto a las láminas frontales como al núcleo.

Ventajosamente, el al menos un elemento estructural que cubre al menos un borde de al menos una capa de la estructura de núcleo compensa el efecto de escalera de la estructura de núcleo (si se deposita más de una capa). El efecto de escalera es el resultado de la aproximación de superficies en ángulo por el espesor de capa como la altura de un escalón durante la fabricación. Por lo tanto, las propiedades mecánicas de la estructura aeronáutica final también se mejoran en la dirección Z, es decir, sustancialmente perpendicular al molde de deposición.

En una realización particular, en el paso entre los pasos c) y d) el refuerzo de material fibroso comprende fibras continuas. Ventajosamente, esto permite una mejor resistencia de carga de la estructura aeronáutica debido a la alta resistencia y rigidez de las fibras continuas incrustadas dentro de un material fundible. El material fundible actúa como una matriz conectiva, que permite la presión y transmisión de esfuerzos cortantes entre las fibras.

Además, como el refuerzo de material fibroso comprende fibras continuas, es posible que se oriente durante el proceso de construcción para adaptarse mejor a los futuros requisitos de carga durante la operación.

En una realización preferida, en el paso entre los pasos c) y d) el refuerzo de material fibroso es todo de fibras continuas.

En una realización particular, el refuerzo de material fibroso depositado en el paso b) comprende fibras continuas. Ventajosamente, esto mejora la resistencia de carga de la estructura aeronáutica y reduce el efecto de deformación, es decir, la distorsión del componente debido a la contracción de la capa superior, manteniendo por lo tanto la forma aerodinámica.

En una realización particular, el refuerzo de material fibroso depositado en el paso d) comprende fibras continuas. De manera similar, esto mejora la resistencia de carga de la estructura aeronáutica y el mantenimiento de su forma aerodinámica.

En una realización particular, el paso c) comprende depositar un refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible. Preferiblemente, el refuerzo de material fibroso es fibra corta.

En una realización particular, en el paso c) se forman espacios huecos libres de material durante la deposición de o bien material fundible o bien refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible. Como resultado, se construye una estructura de núcleo no homogénea. Ventajosamente, esto permite una estructura más precisa en vista de trayectorias de carga futuras durante la operación. También, esto permite ahorrar peso. En esta realización, el paso c) se puede realizar en un inicio y detención de la deposición y/o en una tasa volumétrica no constante. En una realización particular, la densidad de la estructura de núcleo no homogénea varía a lo largo de la longitud de la envergadura y/o la longitud de la cuerda de la estructura aeronáutica.

En una realización particular, la estructura de núcleo comprende geometría de tipo fractal o geometría de panal de abeja. Ventajosamente, esto permite una geometría de núcleo de alto rendimiento que mejora las aplicaciones acústicas y de resistencia al impacto de la estructura aeronáutica.

En una realización particular, el elemento estructural resultante del paso adicional entre los pasos c) y d) es un elemento estructural en forma de viga, siendo preferiblemente un larguero.

En una realización particular, el elemento estructural en forma de viga es un larguero en forma de Z, y:

• la deposición sobre al menos una parte de la capa exterior de la lámina frontal aerodinámica inferior construye un pie inferior del larguero en forma de Z, y

• la deposición sobre el borde del al menos una capa de la estructura de núcleo construye un alma del larguero en forma de Z.

En una realización particular, la deposición sobre la estructura de núcleo también construye un pie superior del larguero en forma de Z configurado para formar una superficie continua con la capa exterior de la estructura de núcleo.

En una realización particular, el alma del larguero en forma de Z es recta y en ángulo con las láminas frontales aerodinámicas superior e inferior correspondientes a la escalera de la estructura de núcleo.

En una realización particular, las uniones entre el pie inferior y el alma, y/o el pie superior y el alma, del larguero en forma de Z comprenden un radio de curvatura.

En un segundo aspecto inventivo, la invención proporciona una estructura aeronáutica, preferiblemente una superficie de control, que se fabrica usando el método según cualquiera de las realizaciones del primer aspecto inventivo.

Descripción de los dibujos

Estas y otras características y ventajas de la invención llegarán a ser entendidas claramente en vista de la descripción detallada de la invención que llega a ser evidente a partir de una realización preferida de la invención, dada solo como ejemplo y sin que se limite a la misma, con referencia a los dibujos.

Figura 1: Esta figura muestra una herramienta de fabricación aditiva.

Figura 2: Esta figura muestra un método para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica de material compuesto integral según la invención.

Figura 3: Esta figura muestra el método de la Fig. 2 para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica de material compuesto integral que comprende adicionalmente un elemento estructural interno.

Figura 4: Las Figuras 4a-4b muestran una estructura aeronáutica de material compuesto integral fabricada por el método de o bien la figura 2 o bien la figura 3, que comprende una estructura de núcleo no homogénea. Las figuras 4c-4g muestran ejemplos de estructuras de núcleo no homogéneas.

Figura 5: Esta figura muestra diferentes ventajas obtenidas cuando se deposita un refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible.

Descripción detallada de la invención

La invención define un método para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica de material compuesto integral (10). El método comprende los siguientes pasos:

a) proporcionar una herramienta de fabricación aditiva (20) que comprende un molde de deposición (23) que conforma una superficie aerodinámica y al menos un cabezal (24) configurado para ser movido sobre el molde de deposición (23) y depositar refuerzo de material fibroso incrustado en material fundible y/o material fundible; proporcionar refuerzo de material fibroso y proporcionar un material fundible, preferiblemente un material termoplástico o resina, más preferiblemente un material termoplástico;

b) depositar refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre el molde de depositado (23), siendo construida por ello al menos una capa de una lámina frontal aerodinámica inferior (11);

c) depositar material fundible sobre al menos una parte de la capa exterior de dicha lámina frontal aerodinámica inferior (11), siendo construida por ello al menos una capa de estructura de núcleo (12); y

d) depositar refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre al menos la capa exterior de dicha estructura de núcleo (12), siendo construida por ello al menos una capa de una lámina frontal aerodinámica superior (14);

La figura 1 muestra una realización de una herramienta de fabricación aditiva (20) utilizable en el método de la invención. La herramienta de fabricación aditiva (20) comprende:

• un carrete (25) que almacena o bien material fundible, o bien refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible, ambos preferiblemente en forma de filamento;

• un molde de deposición (23), que conforma la superficie aerodinámica externa de una lámina frontal aerodinámica inferior (11) o armazón; y

• al menos un cabezal (24) configurado para ser movido sobre el molde de deposición (23) y depositar al mismo tiempo el material almacenado en el carrete (25) trazando el patrón superficial para cada capa particular con el material que se endurece antes de la aplicación de la capa posterior.

En una realización, el cabezal (24) está configurado para ser movido sobre el molde de deposición en los tres ejes de traslación (X, Y, Z) y/o rotaciones (alrededor de X, Y, Z). Opcionalmente, el cabezal (24) también se puede configurar para ser movido sobre el molde de deposición solo en direcciones horizontales (X, Y) mientras que el movimiento en la dirección vertical Z se realiza por el molde de deposición (23), implementando de este modo la denominada fabricación 2.5D. El movimiento del cabezal (24) y/o del molde de deposición se puede lograr mediante actuadores y/o servos, uno para cada dirección y/o rotación.

El material almacenado en el carrete (25) se conduce al cabezal (24). El cabezal (24) comprende además un extrusor (24.1) que usa sistemas de par y pinzamiento para alimentar y retraer el material alimentado, con el fin de accionar la cantidad requerida de material a ser depositado. El cabezal (24) también comprende un bloque calentador (24.2) para calentar el material fundible hasta una temperatura precisa. Una vez que se calienta el material, se expulsa por una boquilla (24.3) mediante una reducción de su diámetro para depositar el material con más precisión.

En una realización, el bloque calentador (24.2) está dispuesto directamente en la boquilla (24.3).

Cada material a ser depositado, incluso si el material fundible es el mismo, puede necesitar una diferente temperatura para ser fundido dependiendo de su forma o tamaño. En otras palabras, se pueden requerir diferentes temperaturas para fundir el refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible o únicamente material fundible y, por lo tanto, se puede usar más de un cabezal. Con propósitos ilustrativos, solamente se ha mostrado un cabezal (24).

Opcionalmente, un cabezal (24) puede comprender dos alojamientos cada uno con una boquilla (24.3), uno destinado a impulsar material fundible y el otro a impulsar refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible, o únicamente refuerzo de material fibroso.

Método para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica de material compuesto integral (10)

La figura 2 muestra esquemáticamente una realización del método para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica de material compuesto integral (10) según la invención.

Una vez que se han proporcionado la herramienta de fabricación aditiva (20) y el material requerido, el refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible se deposita o coloca sobre el molde de deposición (23), preferiblemente como fibras continuas incrustadas dentro de material fundible en forma de filamento. Este paso se muestra esquemáticamente en la Figura 2a.

Este proceso se realiza a medida que el cabezal (24) se mueve sobre los tres ejes de traslación (X, Y, Z) y/o rotaciones (cada una alrededor de un eje X, Y, Z), siguiendo el forma de la superficie aerodinámica a ser construida. La boquilla (24.3) deposita cada capa de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.1) con el material que se endurece antes de la aplicación de la siguiente capa (2) y este paso se repite hasta que se depositen todas las capas (2.1) requeridas y se construya completamente la lámina frontal aerodinámica inferior (11). Con propósitos ilustrativos, solamente se representa en las Figuras 2a-2c una capa de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.1).

A lo largo de las figuras 2 y 3 se ha dibujado una flecha que representa la ubicación del cabezal (24) en cada paso. Esto es solamente con propósitos ilustrativos.

Una vez que se construye la lámina frontal aerodinámica inferior (11), se deposita material fundible sobre al menos una parte de la capa exterior de dicha lámina frontal aerodinámica inferior (11), siendo construida por ello al menos una capa de estructura de núcleo (12). Este paso, mostrado esquemáticamente en la Figura 2b, se realiza a medida que el cabezal (24) se mueve sobre los dos ejes de traslación (X, Y), realizando de este modo una fabricación 2.5D. La boquilla (24.3) deposita cada capa de material fundible (1) con el material que se endurece antes de la aplicación de la siguiente capa (1) y el proceso se repite hasta que se depositen todas las capas (1) requeridas y se construya completamente la estructura de núcleo (12). A medida que las capas (1) se depositan o apilan verticalmente en el paso b), con el fin de aproximar los ángulos, se puede crear un efecto de escalera con el espesor de la capa como la altura de un escalón. Como resultado, la estructura de núcleo reproduce aproximadamente la forma exterior de una superficie aerodinámica mediante un conjunto de capas sustancialmente planas (es decir, como capas horizontales en X, Y) apiladas verticalmente.

Como se representará con más detalle en la Figura 4, este paso se puede realizar dejando espacios huecos (12.2) libres de material durante la deposición. Por lo tanto, la estructura de núcleo (12) construida puede no ser homogénea, o puede comprender una geometría de tipo fractal y/o una geometría de panal de abeja.

Una vez que se construye la estructura de núcleo (12), el refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible se deposita sobre al menos la capa exterior de dicha estructura de núcleo (12), preferiblemente como fibras continuas incrustadas dentro del material fundible en forma de filamento. Este paso, mostrado esquemáticamente en la Figura 2c, se realiza como se describe en relación con la Figura 2a, con el cabezal (24) que se mueve sobre los tres ejes de traslación (X, Y, Z) y/o rotaciones (alrededor de X, Y, Z ), depositando una capa de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.2) sobre las capas (1) de la estructura de núcleo (12) para reproducir la forma de una superficie aerodinámica de una lámina frontal aerodinámica superior (14). Por razones ilustrativas, solamente se representa una capa de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.2).

La boquilla deposita cada capa (2.2) con el material que se endurece antes de la aplicación de la siguiente capa (2.2) y el paso se repite hasta que se depositan todas las capas (2.2) requeridas y se construye completamente la lámina frontal aerodinámica superior (14).

Realizando los pasos descritos, se construye por ello una estructura aeronáutica (10). La estructura aeronáutica, preferiblemente una superficie de control, comprende dos direcciones principales: una dirección en el sentido de la envergadura, es decir, desde la raíz hasta la punta, y una dirección en el sentido de la cuerda, es decir, desde el borde de ataque al borde de salida.

Ventajosamente, dado que el cabezal (24) deposita el material según la forma de las partes constituyentes de la estructura aeronáutica (10) (no horizontalmente como se hace en la fabricación 2.5D), se evita un efecto de escalera en la formación de las láminas frontales aerodinámicas inferior y superior. Además, no hay necesidad de un recorte final para llegar a las dimensiones finales en la medida que la estructura aeronáutica (10) se construye cerca de su forma neta.

Además, este proceso es capaz de fabricar estructuras aeronáuticas de uso final (10), evitando también pasar por encima de diferentes etapas de fabricación. Por lo tanto, este proceso se puede entender como un proceso de fabricación de una sola vez porque la estructura construida, una vez extraída de la herramienta de fabricación aditiva (20), es definitiva.

La figura 3 muestra un método como se describe en conexión con la Figura 2 en el que la estructura aeronáutica (10) comprende además un elemento estructural interno (13). En esta realización, los pasos de construcción de la lámina frontal aerodinámica inferior (11) y la estructura de núcleo (12), representadas esquemáticamente en las Figuras 3a y 3b, respectivamente, son las mismas que se describen en conexión con las Figuras 2a y 2b. En esta realización se realiza un paso adicional, según el cual se deposita un refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre tanto al menos una parte de la capa exterior de la lámina frontal aerodinámica inferior (11) como la estructura de núcleo (12), preferiblemente como fibras continuas incrustadas dentro del material fundible en forma de filamento.

Por lo tanto, al menos un borde (12.1) de al menos una capa (1) de la estructura de núcleo (12) está cubierto por las fibras continuas incrustadas dentro del material fundible. En el caso de que estén presentes varios bordes (12.1), pueden formar un lateral de la estructura de núcleo (12). En la Figura 3b, los bordes (12.1) de la estructura de núcleo (12) se muestran con una línea de puntos.

Este proceso se realiza como se describió para los pasos a) y c) en conexión con la Figura 2. El cabezal (24) se mueve sobre los tres ejes de traslación (X, Y, Z) y/o rotaciones (alrededor de X, Y, Z), depositando una capa de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.3) tanto sobre al menos una parte de la lámina frontal aerodinámica inferior (11) como cubriendo al menos parcialmente un borde (12.1) de al menos una capa (1) de la estructura de núcleo (12), construyendo por ello un elemento estructural (13). Este paso se representa esquemáticamente en la Figura 3c. Por razones ilustrativas, solamente se representa una capa de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.3).

La boquilla (24) deposita cada capa (2.3) con el material que se endurece antes de la aplicación de la siguiente capa (2.3) y se repite el paso hasta que se depositen todas las capas (2.3) requeridas y se construya completamente el elemento estructural (13). Preferiblemente, el elemento estructural (13) construido es un elemento estructural en forma de viga.

Ventajosamente, el al menos un elemento estructural (13) que cubre al menos un borde (12.1) de al menos una capa de la estructura de núcleo (12) compensa el efecto de escalera de la estructura de núcleo (12).

El elemento estructural en forma de viga (13) mostrado en la Figura 3c es un larguero en forma de Z, que comprende:

• un pie inferior (13.1) construido mediante la deposición de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.3) sobre al menos una parte de la capa exterior de la lámina frontal aerodinámica inferior (11); • un alma (13.2) construida mediante la deposición de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.3) sobre el borde (12.1) (o lateral) de al menos una capa (o varias capas) de la estructura de núcleo (12); y

• un pie superior (13.3) construido mediante la deposición de refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible (2.3) sobre una parte de la estructura de núcleo (12), formando una superficie continua con la capa exterior de la estructura de núcleo (12), como se puede ver en la Figura 3c.

El alma (13.2) del larguero en forma de Z (13) puede ser o bien recta y en ángulo con las láminas frontales aerodinámicas superior (14) e inferior (11) correspondientes a la escalera de la estructura de núcleo (12), o bien puede comprender un radio de curvatura en las uniones entre el pie inferior (13.1) y el alma (13.2), y/o el pie superior (13.3) y el alma (13.2).

El radio de curvatura puede ser aconsejable para evitar la colisión del cabezal (24) con algún componente de la estructura aeronáutica (10) cuando se está depositando refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible.

Además, colocando fibras continuas incrustadas dentro del material fundible (2.1, 2.2) para construir las superficies aerodinámicas inferior (11) y superior (14) de la estructura aeronáutica (10), se puede producir una estructura aeronáutica (10) que comprende curvaturas suaves, mejorando de este modo la aerodinámica de la misma.

La figura 4 muestra diferentes estructuras aeronáuticas de material compuesto integrales (10) correspondientes al método de fabricación de la figura 2 (correspondiente a la Figura 4a) o figura 3 (correspondiente a la Figura 4b), que comprenden además una estructura de núcleo (12) no homogénea.

Como se puede ver tanto en la Figura 4a como en la 4b, la estructura de núcleo (12) se fabrica en estas realizaciones dejando espacios huecos (12.2). En las Figuras 4c a 4g se muestran ejemplos adicionales de esta estructura de núcleo (12).

En la Figura 4c la estructura de núcleo (12) comprende geometría de tipo fractal. En la Figura 4d, la estructura de núcleo (12) comprende una geometría de panal de abeja. En las Figuras 4e-4g, la estructura de núcleo (12) comprende una estructura de núcleo no homogénea cuya densidad varía. En particular, la densidad aumenta a medida que se acerca a las láminas frontales aerodinámicas superior (14) e inferior (11) de la estructura aeronáutica (10).

La Figura 5 muestra las ventajas de combinar la deposición de material fundible únicamente, y refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible.

Entre otras, las principales ventajas de tal combinación son de la siguiente manera. Con propósitos ilustrativos en cada figura, se muestra un contraste entre la deposición de material fundible y la deposición de refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible, en donde en la parte inferior de las figuras se muestra la deposición de material fundible solamente y en la parte superior de las figuras se muestra la deposición de refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible:

Figura 5a: Reducción de la deformación.

Como la fabricación de Fabricación Aditiva usa el efecto físico de la fusión y el endurecimiento a través del cambio de temperatura, la expansión y la contracción térmicas causan tensiones internas en los componentes construidos. En el caso de que se construyan estructuras grandes y planas por deposición de material, esto conduce a una distorsión en el componente debido a la contracción de las capas (1). Sin embargo, con la incrustación de refuerzo de material fibroso con un coeficiente de expansión térmica favorable, tal como fibras de carbono, se puede reducir significativamente la deformación de las capas (2.1) de refuerzo de material fibroso incrustadas dentro del material fundible.

Figura 5b: Puenteado de huecos.

En algunos casos, la fabricación de Fabricación Aditiva puede producir voladizos hasta cierto ángulo sin necesidad de una estructura de soporte. Sin embargo, los voladizos completamente planos sin estructura de soporte solamente son posibles con huecos estrechos; de otro modo, la hebra de material fundible fundido (1) puede alargarse hacia abajo. Sin embargo, incrustando un refuerzo de material fibroso (2.2), este alargamiento se reduce, de modo que los huecos más grandes (12.2) se puedan puentear sin una estructura de soporte.

Esta ventaja es de especial interés durante la construcción de la estructura de núcleo (12) con espacios huecos (12.2) (como se mostró en la Figura 4), y por tanto en la estructura de núcleo (12) con un núcleo no homogéneo, o que comprende una geometría de tipo fractal, o que comprende una geometría de panal de abeja.

Figura 5c: Reducción del efecto de escalera y endurecimiento en la dirección Z

Como la deposición de fabricación de Fabricación Aditiva en dos ejes horizontales (X, Y) produce un efecto de escalera debido a la aproximación de ángulos, depositando capas adicionales de una forma no plana cubriendo los bordes se logra una compensación de los umbrales. Además, como las fibras continuas tienen las más altas propiedades mecánicas en su eje longitudinal y las capas de material fundible (1) se depositan horizontalmente, hay cargas de resistencia débiles en la dirección Z (sustancialmente perpendicular al molde de deposición). Sin embargo, incrustando un refuerzo de material fibroso depositado en capas (2.3), se aumenta esta resistencia de carga, de modo que se mejoren en todas las direcciones las propiedades mecánicas del componente (10) construido.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Un método para fabricar capa sobre capa una estructura aeronáutica de material compuesto integral (10), preferiblemente la estructura aeronáutica que es una superficie de control, en donde el método comprende los pasos de:

a) proporcionar una herramienta de fabricación aditiva (20) que comprende un molde de deposición (23) que conforma una superficie aerodinámica y al menos un cabezal (24) configurado para ser movido sobre el molde de deposición (23) y depositar refuerzo de material fibroso y/o material fundible;

b) depositar refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre el molde de deposición (23), siendo construida por ello al menos una capa de una lámina frontal aerodinámica inferior (11);

d) depositar un refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre al menos la capa exterior de dicha estructura de núcleo (12), siendo construida por ello al menos una capa de una lámina frontal aerodinámica superior (14);

2. El método según la reivindicación 1, en donde entre los pasos c) y d) el método comprende además cubrir al menos un borde de al menos una capa de la estructura de núcleo (12.1) depositando refuerzo de material fibroso incrustado dentro del material fundible sobre tanto al menos una parte de la capa exterior de dicha lámina frontal aerodinámica inferior (11) como la estructura de núcleo (12), siendo construido por ello al menos un elemento estructural (13), preferiblemente un elemento estructural en forma de viga.

3. El método según la reivindicación 2, en donde en el paso entre los pasos c) y d) el refuerzo de material fibroso son fibras continuas.

4. El método según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el refuerzo de material fibroso depositado en el paso b) comprende fibras continuas.

5. El método según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el refuerzo de material fibroso depositado en el paso d) comprende fibras continuas.

6. El método según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el paso c) comprende depositar un refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible, el refuerzo de material fibroso preferiblemente que es fibra corta.

7. El método según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde en el paso c) se forman espacios huecos (12.2) libres de material durante la deposición de o bien material fundible o bien refuerzo de material fibroso incrustado dentro de material fundible, siendo construida por ello una estructura de núcleo (12) no homogénea con diferentes densidades.

8. El método según la reivindicación anterior, en donde la densidad de la estructura de núcleo (12) no homogénea varía a lo largo de la longitud de la envergadura y/o la longitud de la cuerda de la estructura aeronáutica (10).

9. El método según cualquiera de las reivindicaciones 1-8 y la reivindicación 2, en donde el elemento estructural (13) es un elemento estructural en forma de viga, siendo preferiblemente un larguero.

10. El método según la reivindicación 9, en donde el elemento estructural en forma de viga (13) es un larguero en forma de Z, y en donde:

• la deposición sobre al menos una parte de la capa exterior de la lámina frontal aerodinámica inferior (11) construye un pie inferior (13.1) del larguero en forma de Z (13), y

• la deposición sobre el borde de la al menos una capa de la estructura de núcleo (12) construye un alma (13.2) del larguero en forma de Z (13).

11. El método según la reivindicación anterior, en donde la deposición sobre la estructura de núcleo (12) también construye un pie superior (13.3) del larguero en forma de Z (13) configurado para formar una superficie continua con la capa exterior de la estructura de núcleo (12).

12. El método según cualquiera de las reivindicaciones 10 u 11, en donde el alma (13.2) del larguero en Z (13) es recta y en ángulo con las láminas frontales aerodinámicas superior (14) e inferior (11), el ángulo que corresponde a la escalera de la estructura de núcleo (12).

13. El método según cualquiera de las reivindicaciones 10 u 11, en donde las uniones entre el pie inferior (13.1) y el alma (13.2), y/o el pie superior (13.3) y el alma (13.2), del larguero en Z (13) comprenden un radio de curvatura.

14. El método según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde la estructura de núcleo (12) comprende una geometría de tipo fractal o una geometría de panal de abeja.

15. Una estructura aeronáutica (10), preferiblemente una superficie de control, que se fabrica usando el método según cualquiera de las reivindicaciones 1-14.