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WO2012001207A2 - Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricacion - Google Patents

Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricacion Download PDF

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Publication number
WO2012001207A2
WO2012001207A2 PCT/ES2011/070478 ES2011070478W WO2012001207A2 WO 2012001207 A2 WO2012001207 A2 WO 2012001207A2 ES 2011070478 W ES2011070478 W ES 2011070478W WO 2012001207 A2 WO2012001207 A2 WO 2012001207A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
frames
fuselage
beams
section
complete
Prior art date
Application number
PCT/ES2011/070478
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English (en)
French (fr)
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WO2012001207A3 (es
Inventor
Elena ARÉVALO RODRÍGUEZ
Francisco José CRUZ DOMÍNGUEZ
Original Assignee
Airbus Operations S.L.
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations S.L. filed Critical Airbus Operations S.L.
Priority to EP11763746.2A priority Critical patent/EP2589532A2/en
Priority to CA2804095A priority patent/CA2804095A1/en
Priority to CN201180032881XA priority patent/CN102958802A/zh
Priority to RU2013103823/11A priority patent/RU2564476C2/ru
Publication of WO2012001207A2 publication Critical patent/WO2012001207A2/es
Publication of WO2012001207A3 publication Critical patent/WO2012001207A3/es

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    • Y10T29/49956—Riveting
    • Y10T29/49957—At least one part nonmetallic

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft fuselage and, more particularly, to an aircraft fuselage made entirely of composite materials as well as processes for its manufacture.
  • the main structural elements of aircraft fuselages are the lining, the stringers and the frames.
  • the coating is stiffened longitudinally with stringers to decrease its thickness and be competitive in weight, while the frames prevent general instability of the fuselage and may be subject to local loading introductions.
  • other structural elements such as beams, which serve as a framework for open sections of the fuselage or that serve to support the loads introduced by the cabin floor of the aforementioned aircraft.
  • the structure currently used for a fuselage consists, on the one hand, of a coating with integrated stringers, co-glued or co-cured and, on the other hand, of frames, floating or complete, which are manufactured separately and which are subsequently riveted to the fuselage lining.
  • US 5,242,523 describes such a structure.
  • An essential element of that structure is that in that fuselage that is configured by panels delimited by said frames and said stringers, which are oriented longitudinally, the passage between stringers is smaller than the passage between frames. In other words, the number of stringers per unit area of the coating is greater than the number of frames.
  • this structuring of the fuselage has the problem that the large number of stringers makes it difficult to achieve high levels of integration in the case of fuselages made of composite materials.
  • the present invention is oriented to the solution of these inconveniences.
  • An object of the present invention is to provide an aircraft fuselage, preferably made of composite and structured material so as to allow its manufacture with a high level of integration.
  • a section of the fuselage of an aircraft whose structure comprises a lining, a plurality of frames arranged transversely to the longitudinal axis of the fuselage and a plurality of longitudinal stiffening elements, in which the relationship between the passage of frames and the passage of longitudinal stiffening elements is smaller than the unit.
  • said longitudinal stiffening elements are stringers that are not attached to the frames at their intersections. This achieves a structured fuselage with a smaller number of stringers that facilitates its manufacture and reduces its cost.
  • said longitudinal stiffening elements are beams attached to the frames at their intersections. This achieves a fuselage resistant and tolerant to damage and whose structure facilitates its manufacture and reduces its cost.
  • the mentioned objects are achieved by a method of manufacturing a section of the fuselage comprising the following steps:
  • step a) is carried out by means of different sub-steps using co-curing or co-gluing techniques or secondary gluing or riveting techniques for joining the different components of the structure which, depending on the case, they would be provided as pre-forms or as cured components.
  • Figure 1 a schematically shows a set of longitudinally oriented panels of fuselages known in the art and Figure 1 b schematically shows a set of circumferentially oriented panels of fuselages according to the present invention.
  • Figures 2a and 2b show schematic perspective and cross-sectional views along the plane A-A of a fuselage according to a first embodiment of the present invention.
  • Figures 3a and 3b show schematic perspective and cross-sectional views along the plane A-A of a fuselage according to a second embodiment of the present invention.
  • Figure 4 is a partial perspective view of the internal structure of a fuselage according to a first embodiment of the present invention for a fuselage section whose longitudinal stiffening elements are stringers.
  • Figure 5 is a perspective view of the internal structure of a fuselage according to a second embodiment of the present invention for a fuselage section whose longitudinal stiffening elements are beams.
  • step X between frames 17 is greater than step Y between stringers 14 while in the fuselage according to the present invention illustrated in Figure 1 b step X between frames the passage between stringers 14.
  • the typical value of the X Y ratio may be around 2.5 while in the fuselage according to the present invention that typical value may be around 0.6.
  • a first effect of the circumferential orientation of the panels is that the curvature of the fuselage is used to resist longitudinal loads, delaying the beginning of buckling.
  • the improvement of the postpander capacity of the panels allows to reduce the weight of the coating.
  • a second effect of the circumferential orientation of the panels is that it facilitates the transfer of circumferential loads to the frames, consequently reducing the level of circumferential load on the panels.
  • a third effect of the circumferential orientation of the panels is that it allows greater integration of the structure and a reduction in costs.
  • the "multiframe" structure of the fuselage according to the present invention corresponding to the circumferential orientation of the fuselage panels has the following advantages:
  • the fuselage 1 1 comprises a covering 13 structured to withstand longitudinal, transverse loads and, mainly, cut in the plane.
  • the stringers 14 are used (in a smaller number than those that would be used with longitudinally oriented panels) and to stabilize it with buckling, without increasing its thickness, avoiding the overall instability of the fuselage 1 1 they use the frames 17.
  • the liner 13 stiffened by the stringers 14 assumes the longitudinal load flows of the fuselage, while the frames 17 mostly support the transverse loads of the fuselage and maintain the aerodynamic surface.
  • Both the coating 13 and the stringers 14 and the frames 17 are formed of a composite material that can be both carbon fiber and glass fiber with thermosetting or thermoplastic resin.
  • a possible manufacturing and assembly solution would be to manufacture the one-piece frames (360 °) to avoid the joints between different sections, to manufacture the coatings (in two or more sections) on the other hand, and to join said coatings to the frames, taking advantage of the greater flexibility of said lining by having fewer longitudinal stiffening elements (stringers).
  • This fuselage structure is valid for any type of stringer section (T, omega, J, etc.) and frames (in C, I, omega, etc).
  • the manufacturing process of a section of the fuselage 1 1 with the structure that we have just described thus comprises the following steps: a) Provide the frames 17 as complete pieces. b) Provide in two or more sections the covering 13 with the stringers 14 attached thereto.
  • the internal structure of the fuselage 1 1 with complete frames 17 avoids problems of tolerances in the joints between the sections of the lining, reducing possible deviations from the theoretical aerodynamic contour. For its part, reducing the number of stringers 14 decreases the number of intersections with the frames 17 thereby facilitating the assembly of the fuselage section 1 1.
  • Figure 4 shows the internal structure of the fuselage comprising frames 17 with double T-shaped cross-section and T-shaped stringers 14 with a large opening 29 intended to receive, for example, a torsion box of a horizontal stabilizer of glue, to a drawer of the support element of the motors or other components in which two beams 15 act as a frame for said opening.
  • the frames 17 and the stringers 14 may have cross sections with different shapes, such as C, I or J shapes.
  • the fuselage 1 1 comprises a lining 13 structured to support longitudinal, transverse loads and, mainly, cut in the plane.
  • the beams 15 are used, and to stabilize it with buckling, without increasing its thickness, avoiding the overall instability of the fuselage 1 1, the frames 17 are used.
  • the beams 15 together with the lining 13 assume mainly the longitudinal load flows of the structure, while the frames 17 mostly support the transverse loads of the structure and maintain the aerodynamic surface.
  • the internal structure of the fuselage formed by complete frames 17 and beams 15 is manufactured, as we will see, as a single piece to minimize the joints between elements that compose it and on which the lining will finally be riveted (independently manufactured in two or more parts), thereby greatly simplifying the assembly process and thereby reducing costs. It is, therefore, a highly integrated internal fuselage structure, in which the frames 17 and beams 15 form a grid that has an effective structure in terms of strength and stiffness that facilitates the optimization in weight of the fuselage assembly. In addition, such an integrated configuration, in which there are no stringers, means a saving in assembly costs.
  • the lining 13 together with the beams 15 covers the flexion and the longitudinal load
  • the frames 17 avoid the overall instability of the fuselage 1 1, distribute and support together with the liner 13 the circumferential loads and can have introductions loading spaces and, finally, the grid formed by frames 17 and beams 15 joined at their intersections, together with the lining 13 supports the torsion loads.
  • the beams 15 also provide support to the souls of the frames 17, so that no additional stiffeners are needed to prevent the buckling of said souls, thereby reducing the number of auxiliary parts and the number of joints between parts and its manufacturing process is simplified accordingly.
  • the frames 17 do not need to have holes (“mouseholes”) for their passage so that they are not structurally penalized and the reheating of said holes is eliminated from the manufacturing process.
  • the internal grid resulting from the union of frames 17 and beams 15 is a structure more tolerant of damage than the conventional configuration, so that, in the event of severe damage to a part of the fuselage, the remaining structure is better able to withstand solicitations to which it is subject without being catastrophic.
  • Both the coating 13 and the beams 15 and the frames 17 are made of a composite material that can be both carbon fiber and glass fiber with thermosetting or thermoplastic resin.
  • Figure 5 shows a preferred embodiment of the present invention in which the internal structure of the fuselage comprises frames 17 with omega-shaped cross-section and beams 15 with double-T-shaped cross-section.
  • frames 17 and beams 17 may have cross sections with different shapes, such as C, I or J shapes.
  • the present invention also relates to a method of manufacturing the fuselage with the structure that we have just described in which it proceeds, firstly, to the separate manufacture of the internal structure and the lining and, secondly, to joining the lining (divided, where appropriate, into panels) to the internal structure by rivets.
  • the manufacturing process of the internal structure in complete sections (360 °) or in two or three sectors, is based on the provision on a tool in the form of the grid of complete pre-forms or in parts of the frames 17 and beams 15 and in their co-curing in a single curing cycle or in co-gluing between beams 15 and frames 17 previously subjecting a first to the first or last curing cycle.
  • pre-forms of stabilizer ribs of the frames 17 in the crossing areas must also be prepared with the beams 15.
  • the aforementioned grid is created based on individual elements that are already integrated from its stack and assume various structural functions. This means having all the advantages that an integrated structure entails, but it also means greater manufacturing cost savings by having fewer independent parts, since the composite material requires a process of quite expensive curing, whereby having fewer independent parts reduces the number of curing cycles and thus the costs, while ensuring that there is a more uniform passage of loads between the elements that make up the structure.
  • the manufacture of the internal structure may require additional tooling dependent on the specific shapes of the cross sections of beams 15 and frames 17 to provide the proper connection and continuity of loads at their crossings, as well as introducing "rowings" (unidirectional fiber strips that must be of the same material as that used in the stacks or of a compatible material) to avoid gaps and thus ensure optimal co-curing.
  • the manufacture of the coating it is considered convenient to manufacture it in two or more parts to facilitate its attachment to the internal structure.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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  • Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricación. La estructura del fuselaje (11) comprende un revestimiento (13), una pluralidad de cuadernas (17) dispuestas transversalmente al eje longitudinal (9) del fuselaje (11) y una pluralidad de elementos rigidizadores longitudinales que pueden ser larguerillos (14) ó vigas (15), siendo la relación entre el paso (X) de cuadernas (17) y el paso (Y) de elementos rigidizadores longitudinales (14, 15) menor de la unidad. Si los rigidizadores son larguerillos (14), el procedimiento de fabricación se basa en montar el fuselaje (11) uniendo el revestimiento (13) con los larguerillos (14) a las cuadernas (17). Si los rigidizadores son vigas (14), el procedimiento de fabricación se basa en la unión del revestimiento (13) a una estructura interna formada por cuadernas (17) y vigas (15).

Description

FUSELAJE DE AERONAVE EN MATERIAL COMPUESTO Y PROCEDIMIENTOS PARA SU FABRICACION
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un fuselaje de aeronave y, más en particular, a un fuselaje de aeronave fabricado íntegramente con materiales compuestos así como a procedimientos para su fabricación. ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Es comúnmente conocido que la industria aeronáutica requiere estructuras que, por una parte, soporten las cargas a las que son sometidas, cumpliendo altas exigencias de resistencia y rigidez y que, por otra parte, sean lo más ligeras posible. Una consecuencia de este requisito es el uso cada vez más extendido de los materiales compuestos en estructuras primarias ya que, aplicando convenientemente los citados materiales compuestos, se puede conseguir en consecuencia un importante ahorro de peso frente a un diseño en material metálico.
Especialmente las estructuras integradas han demostrado ser muy eficientes en este sentido. Se habla de estructura integrada cuando los distintos elementos estructurales están fabricados de una vez. Ésta es otra ventaja del uso de los materiales compuestos debido a que, por su condición de capas independientes que se pueden ir apilando en la forma deseada, ofrecen la posibilidad de integrar más y más la estructura, lo que además provoca a menudo un ahorro de costes -un factor esencial a la hora de competir en el mercado- al tener menos piezas individuales que ensamblar.
Como es bien sabido, los principales elementos estructurales de los fuselajes de aeronave son el revestimiento, los larguerillos y las cuadernas. El revestimiento se rigidiza longitudinalmente con larguerillos para disminuir su espesor y ser competitivo en peso, mientras que las cuadernas impiden la inestabilidad general del fuselaje y pueden estar sometidas a introducciones locales de carga. Dentro del fuselaje de una aeronave podemos encontrar otros elementos estructurales, como es el caso de vigas, que sirven de marco a secciones abiertas del fuselaje o bien que sirven para soportar las cargas introducidas por el suelo de la cabina de la citada aeronave.
La estructura más utilizada actualmente para un fuselaje consta, por un lado, de un revestimiento con larguerillos integrados, co-pegados o co-curados y, por otro lado, de cuadernas, flotantes o completas, que se fabrican aparte y que se remachan posteriormente al revestimiento del fuselaje. El documento US 5,242,523 describe una estructura de ese tipo.
Un elemento esencial de esa estructura es que en ese fuselaje que está configurado por unos paneles delimitados por dichas cuadernas y dichos larguerillos, que están orientados longitudinalmente, el paso entre larguerillos es menor que el paso entre cuadernas. Dicho en otros términos, el número de larguerillos por unidad de superficie del revestimiento es mayor que el número de cuadernas.
Entre otros, esa estructuración del fuselaje tiene el problema de que el gran número de larguerillos dificulta la consecución de altos niveles de integración en el caso de fuselajes realizados con materiales compuestos.
La presente invención está orientada a la solución de esos inconvenientes.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN Un objeto de la presente invención es proporcionar un fuselaje de aeronave realizado, preferentemente, con material compuesto y estructurado de manera que permita su fabricación con un alto nivel de integración.
Otro objeto de la presente invención es proporcionar un fuselaje de aeronave realizado, preferentemente, con material compuesto y estructurado de manera que tenga una alta tolerancia al daño. Otro objeto de la presente invención es proporcionar un fuselaje de aeronave realizado, preferentemente, con material compuesto y estructurado de manera que permita la inclusión de zonas con introducciones locales de carga.
En un aspecto, esos y otros objetos se consiguen con una sección del fuselaje de una aeronave cuya estructura comprende un revestimiento, una pluralidad de cuadernas dispuestas transversalmente al eje longitudinal del fuselaje y una pluralidad de elementos rigidizadores longitudinales, en la que la relación entre el paso de cuadernas y el paso de elementos rigidizadores longitudinales es menor de la unidad.
En una realización preferente dichos elementos rigidizadores longitudinales son larguerillos que no están unidos a las cuadernas en sus cruces. Se consigue con ello un fuselaje estructurado con un menor número de larguerillos que facilita su fabricación y reduce su coste.
En otra realización preferente dichos elementos rigidizadores longitudinales son vigas unidas a las cuadernas en sus cruces. Se consigue con ello un fuselaje resistente y tolerante al daño y cuya estructura facilita su fabricación y reduce su coste.
En otro aspecto, para el caso de un fuselaje cuyos elementos rigidizadores individuales son larguerillos, los objetos mencionados se consiguen mediante un procedimiento de fabricación de una sección del fuselaje que comprende los siguientes pasos:
a) Proporcionar las cuadernas como piezas completas, b) Proporcionar en dos o más tramos el revestimiento con los larguerillos unidos al mismo, c) Montar la sección del fuselaje uniendo dichos tramos a las cuadernas.
En otro aspecto, para el caso de un fuselaje cuyos elementos rigidizadores individuales son vigas, los objetos mencionados se consiguen mediante un procedimiento de fabricación de una sección del fuselaje que comprende los siguientes pasos: a) Proporcionar la estructura interna formada por cuadernas y vigas en una pieza, b) Proporcionar el revestimiento, c) Unir el revestimiento a dicha estructura interna mediante remaches. En realizaciones preferentes el paso a) se lleva a cabo mediante distintos sub-pasos utilizando técnicas de co-curado ó de co-pegado ó de pegado secundario ó de remache para la unión de los distintos componentes de la estructura que, según el caso, se proporcionarían como pre-formas o como componentes curados.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan. DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 a muestra esquemáticamente un conjunto de paneles, orientados longitudinalmente, de fuselajes conocidos en la técnica y la Figura 1 b muestra esquemáticamente un conjunto de paneles, orientados circunferencialmente, de fuselajes según la presente invención.
Las Figuras 2a y 2b muestran vistas esquemáticas en perspectiva y en sección transversal por el plano A-A de un fuselaje según una primera realización de la presente invención.
Las Figuras 3a y 3b muestran vistas esquemáticas en perspectiva y en sección transversal por el plano A-A de un fuselaje según una segunda realización de la presente invención.
La Figura 4 es una vista parcial en perspectiva de la estructura interna de un fuselaje según una primera realización de la presente invención para una sección de fuselaje cuyos elementos rigidizadores longitudinales son larguerillos.
La Figura 5 es una vista en perspectiva de la estructura interna de un fuselaje según una segunda realización de la presente invención para una sección de fuselaje cuyos elementos rigidizadores longitudinales son vigas.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN Orientación circunferencial de los paneles del fuselaje
La idea básica de la presente invención es estructurar el fuselaje de una aeronave de manera que sus paneles estén orientados circunferencialmente en lugar de longitudinalmente como sucede en los fuselajes conocidos. En éstos, tal como se ilustra en la figura 1 a el paso X entre cuadernas 17 es mayor que el paso Y entre larguerillos 14 mientras que en el fuselaje según la presente invención ilustrado en la Figura 1 b el paso X entre cuadernas es menor que el paso entre larguerillos 14.
En los fuselajes conocidos, el valor típico de la relación X Y puede cifrarse en torno a 2,5 mientras que en los fuselaje según la presente invención ese valor típico puede cifrarse en torno a 0,6.
Un primer efecto de la orientación circunferencial de los paneles es que se aprovecha la curvatura del fuselaje para resistir las cargas longitudinales, retrasando el comienzo del pandeo. La mejora de la capacidad de postpandeo de los paneles permite reducir el peso del revestimiento.
Un segundo efecto de la orientación circunferencial de los paneles es que facilita la transferencia de las cargas circunferenciales a las cuadernas, reduciendo consiguientemente el nivel de carga circunferencial en los paneles.
Un tercer efecto de la orientación circunferencial de los paneles es que permite una mayor integración de la estructura y una reducción de costes.
Entre otras, la estructura "multiframe" del fuselaje según la presente invención correspondiente a la orientación circunferencial de los paneles del fuselaje tiene las siguientes ventajas:
- Es más tolerante al daño que la estructura convencional, al tener más caminos de carga.
- Es especialmente adecuada para zonas con entradas locales de carga (VTP, Pylon, etc) ya que al tener un mayor número de cuadernas, se consiguen reducir los flujos circunferenciales en el revestimiento. Además, en dichas zonas con introducciones de carga importantes, al tener más cuadernas, se consigue reducir la carga en cada una de ellas, por lo que es más sencilla la fabricación de dichas cuadernas en material compuesto.
Esos y otros efectos y ventajas se apreciarán mejor en las dos realizaciones de la invención que pasamos a describir.
Fuselaje con un número reducido de larguerillos
Siguiendo las Figuras 2a, 2b y 4, puede observarse que, en una primera realización de la invención, el fuselaje 1 1 comprende un revestimiento 13 estructurado para soportar cargas longitudinales, transversales y, principalmente, cortadura en el plano. Para conseguir la suficiente rigidez a flexión del revestimiento 13 se utilizan los larguerillos 14 (en un número menor de los que se utilizarían con paneles orientados longitudinalmente) y para estabilizarlo a pandeo, sin aumentar su espesor, evitando la inestabilidad global del fuselaje 1 1 se utilizan las cuadernas 17. El revestimiento 13 rigidizado por los larguerillos 14 asume los flujos de carga longitudinales del fuselaje, mientras que las cuadernas 17 soportan mayoritariamente las cargas transversales del fuselaje y mantienen la superficie aerodinámica.
Tanto el revestimiento 13 como los larguerillos 14 como las cuadernas 17 están formados de un material compuesto que puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con resina termoestable o termoplástico.
La idea es conseguir una estructura más eficiente no sólo en peso sino también en costes. Por ello, una posible solución de fabricación y montaje sería fabricar las cuadernas de una pieza (360°) para evitar las uniones entre diferentes tramos, fabricar por otro lado los revestimientos (en dos o más tramos) y unir dichos revestimientos a las cuadernas, aprovechando la mayor flexibilidad de dichos revestimiento al tener menor número de elementos de rigidización longitudinal (larguerillos).
Esta estructura del fuselaje es válida para cualquier tipo de sección de larguerillos (T, omega, J, etc) y cuadernas (en C, I, omega, etc).
El procedimiento de fabricación de una sección del fuselaje 1 1 con la estructura que venimos de describir, comprende, pues, los siguientes pasos: a) Proporcionar las cuadernas 17 como piezas completas. b) Proporcionar en dos o más tramos el revestimiento 13 con los larguerillos 14 unidos al mismo.
c) Montar la sección del fuselaje 1 1 uniendo dichos tramos a las cuadernas 17.
Al estar formada la estructura interna del fuselaje 1 1 con cuadernas 17 completas se evitan problemas de tolerancias en las uniones entre los tramos del revestimiento, reduciendo posibles desviaciones respecto al contorno aerodinámico teórico. Por su parte, la reducción del número de larguerillos 14 disminuye el número de intersecciones con las cuadernas 17 facilitando consiguientemente el montaje de la sección de fuselaje 1 1 .
La Figura 4 muestra la estructura interna del fuselaje que comprende cuadernas 17 con sección transversal en forma de doble T y larguerillos 14 en forma de T con una gran abertura 29 destinada a recibir, por ejemplo, a un cajón de torsión de un estabilizador horizontal de cola, a un cajón del elemento de soporte de los motores ú otros componentes en la que dos vigas 15 hacen de marco de dicha abertura.
En otras realizaciones de la presente invención las cuadernas 17 y los larguerillos 14 pueden tener secciones transversales con formas diferentes, tales como formas en C, I o J.
Fuselaje con vigas
Siguiendo las Figuras 3a, 3b y 5 puede observarse que, en una segunda realización de la invención, el fuselaje 1 1 comprende un revestimiento 13 estructurado para soportar cargas longitudinales, transversales y, principalmente, cortadura en el plano. Para conseguir la suficiente rigidez a flexión del revestimiento 13 se utilizan las vigas 15, y para estabilizarlo a pandeo, sin aumentar su espesor, evitando la inestabilidad global del fuselaje 1 1 se utilizan las cuadernas 17. Las vigas 15 junto con el revestimiento 13 asumen principalmente los flujos de carga longitudinales de la estructura, mientras que las cuadernas 17 soportan mayoritariamente las cargas transversales de la estructura y mantienen la superficie aerodinámica. La estructura interna del fuselaje formada por cuadernas completas 17 y vigas 15 se fabrica, como veremos, como una pieza única para reducir al máximo las uniones entre elementos que la componen y sobre la que finalmente se remachará el revestimiento (fabricado independientemente en dos o más partes), simplificando considerablemente con ello el proceso de montaje y reduciendo por tanto los costes. Se trata, pues, de una estructura interna de fuselaje, altamente integrada, en la que las cuadernas 17 y vigas 15 forman una rejilla que tiene una estructura eficaz en cuanto a resistencia y rigidez que facilita la optimización en peso del conjunto del fuselaje. Además, una configuración tan integrada, en la que no existen larguerillos, supone un ahorro en costes de montaje.
Así pues, con esa estructura, el revestimiento 13 junto con las vigas 15 cubre la flexión y la carga longitudinal, las cuadernas 17 evitan la inestabilidad global del fuselaje 1 1 , distribuyen y soportan junto con el revestimiento 13 las cargas circunferenciales y pueden tener introducciones locales de carga y, finalmente, la rejilla formada por cuadernas 17 y vigas 15 unidas en sus cruces, junto con el revestimiento 13 soporta las cargas de torsión.
A su vez, las vigas 15 dan, además, apoyo a las almas de las cuadernas 17, por lo que no se necesitan rigidizadores adicionales para evitar el pandeo de dichas almas, con lo que se reduce el número de piezas auxiliares y el número de uniones entre piezas y se simplifica consiguientemente su proceso de fabricación.
Por otra parte, al no haber larguerillos, las cuadernas 17 no necesitan tener agujeros ("mouseholes") para su paso por lo que no se penalizan estructuralmente y se elimina del proceso de fabricación el recanteado de dichos agujeros.
La rejilla interna resultante de la unión de cuadernas 17 y vigas 15 es una estructura más tolerante al daño que la configuración convencional, de tal forma que, ante un daño severo en una parte del fuselaje, la estructura remanente es capaz de soportar mejor las solicitaciones a las que se encuentra sometida sin que sea catastrófico. Tanto el revestimiento 13 como las vigas 15 como las cuadernas 17 están fabricados con un material compuesto que puede ser tanto fibra de carbono como fibra de vidrio con resina termoestable o termoplástico.
La Figura 5 muestra una realización preferente de la presente invención en la que la estructura interna del fuselaje comprende cuadernas 17 con sección transversal en forma de omega y vigas 15 con sección transversal en forma de doble T.
En otras realizaciones de la presente invención las cuadernas 17 y las vigas 17 pueden tener secciones transversales con formas diferentes, como formas en C, I ó J.
La presente invención también se refiere a un procedimiento de fabricación del fuselaje con la estructura que venimos de describir en el que se procede, en primer término, a la fabricación separada de la estructura interna y el revestimiento y en segundo término, a unir el revestimiento (dividido, en su caso, en paneles) a la estructura interna mediante remaches.
El procedimiento de fabricación de la estructura interna, en secciones completas (360°) o bien en dos o tres sectores, se basa en la disposición sobre un útil con la forma de la rejilla de pre-formas completas ó en partes de las cuadernas 17 y las vigas 15 y en su co-curado en un ciclo único de curado ó en el co-pegado entre vigas 15 y cuadernas 17 sometiendo previamente a un primer ciclo de curado a las primeras o a las últimas. En el caso de unas cuadernas 17 con una sección en forma de omega (ú otro tipo de sección cerrada) como las ilustradas en la Figura 5, deben prepararse además unas pre-formas de unas costillas estabilizadoras de las cuadernas 17 en las zonas de cruce con las vigas 15.
En el caso de conformación de la estructura mediante co-curado, se crea la mencionada rejilla partiendo de elementos individuales que desde su apilado ya están integrados y asumen varias funciones estructurales. Esto significa tener todas las ventajas que una estructura integrada conlleva, pero además supone un mayor ahorro de costes de fabricación al tener menos piezas independientes, ya que el material compuesto requiere un proceso de curado bastante costoso, con lo cual, al tener menos piezas independientes se reduce el número de ciclos de curado y así los costes, al tiempo que se consigue que haya un paso más uniforme de cargas entre los elementos que componen la estructura.
Como bien comprenderá el experto en la materia, la fabricación de la estructura interna puede requerir utillaje adicional dependiente de las formas concretas de las secciones transversales de vigas 15 y cuadernas 17 para proporcionar la debida conexión y continuidad de cargas en sus cruces, así como introducir "rowings" (tiras de fibra unidireccionales que deben ser del mismo material que el utilizado en los apilados o de un material compatible) para evitar huecos y asegurar así un co-curado óptimo.
A su vez, el experto en la materia comprenderá que la preparación de las pre-formas mencionadas de cuadernas y costillas se llevará a cabo utilizando técnicas convencionales para su apilado y conformado.
También es factible conformar la estructura interna proporcionando las cuadernas 17 y las vigas 15 curadas, completas ó en partes y uniéndolas en sus zonas de cruce mediante un pegado secundario ó un remachado.
Respecto a la fabricación del revestimiento, se considera conveniente fabricarlo en dos o más partes para facilitar su unión a la estructura interna.
Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES
1 .- Sección del fuselaje (1 1 ) de una aeronave cuya estructura comprende un revestimiento (13), una pluralidad de cuadernas (17) dispuestas transversalmente al eje longitudinal (9) del fuselaje (1 1 ) y una pluralidad de elementos rigidizadores longitudinales (14, 15), caracterizada porque la relación entre el paso (X) de cuadernas (17) y el paso (Y) de elementos rigidizadores longitudinales (14, 15) es menor de la unidad.
2.- Sección del fuselaje (1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 1 , caracterizada porque dichos elementos rigidizadores longitudinales son larguerillos (14) que no están unidos a las cuadernas (17) en sus cruces.
3. - Sección del fuselaje (1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 2, caracterizada porque dicho revestimiento (13), dichas cuadernas (17) y dichos larguerillos (14) están fabricados con material compuesto.
4. - Sección del fuselaje (1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 1 , caracterizada porque dichos elementos rigidizadores longitudinales son vigas (15) y porque dichas vigas (15) están unidas a las cuadernas (17) en sus cruces.
5. - Sección del fuselaje (1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 4, caracterizada porque dicho revestimiento (13), dichas cuadernas (17) y dichas vigas (14) están fabricados con material compuesto
6. - Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje (1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 3, ó de un sector de la misma, caracterizado porque comprende los siguientes pasos:
a) proporcionar las cuadernas (17) como piezas completas; b) proporcionar el revestimiento (13) con los larguerillos (14) unidos al mismo;
c) montar la sección del fuselaje (1 1 ) uniendo el revestimiento (13) con los larguerillos (14) a las cuadernas (17).
7.- Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje (1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 5, ó de un sector de la misma, caracterizado porque comprende los siguientes pasos:
a) proporcionar la estructura interna formada por cuadernas (17) y vigas (15);
b) proporcionar el revestimiento (13);
c) unir el revestimiento (13) a dicha estructura interna mediante remaches.
8.- Procedimiento según la reivindicación 7, caracterizado porque dicho paso a) se lleva a cabo mediante los siguientes sub-pasos:
a1 ) proporcionar un útil apropiado;
a2) proporcionar pre-formas completas o en partes de cuadernas (17) y vigas (15), de manera que puedan conformarse cuadernas (17) y/o vigas (15) continuas y/o discontinuas, y colocarlas sobre el útil.
a3) llevar a cabo un ciclo de curado de la estructura interna.
9. - Procedimiento según la reivindicación 8, caracterizado porque si dichas cuadernas (17) tienen una sección transversal cerrada, el sub-paso a2) también comprende proporcionar pre-formas de costillas de estabilización en las zonas de cruce con vigas (15).
10. - Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje (1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 7, ó de un sector de la misma, caracterizado porque dicho paso a) se lleva a cabo mediante los siguientes sub- pasos: a1 ) proporcionar un útil apropiado;
a2) proporcionar cuadernas (17) y/o vigas (15) curadas, completas ó en partes, y colocarlas sobre el útil.
a3) proporcionar las pre-formas de cuadernas (17) y/o vigas (15), completas ó en partes, para conformar la estructura interna y colocarlas sobre el útil.
a4) co-pegar dichas pre-formas a dichas cuadernas (17) y/o vigas (15) curadas en un ciclo de curado.
1 1 .- Procedimiento según la reivindicación 10, caracterizado porque si dichas cuadernas (17) tienen una sección transversal cerrada el sub-paso a3) también comprende proporcionar costillas de estabilización en zonas de cruce con vigas (15).
12.- Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje
(1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 7, ó de un sector de la misma, caracterizado porque dicho paso a) se lleva a cabo mediante los siguientes sub- pasos:
a1 ) proporcionar un útil apropiado;
a2) proporcionar cuadernas (17) y/o vigas (15) curadas, completas ó en partes, para conformar la estructura interna;
a3) unir cuadernas (17) y vigas (15) en sus zonas de cruce mediante un pegado secundario.
13.- Procedimiento según la reivindicación 12, caracterizado porque si dichas cuadernas (17) tienen una sección transversal cerrada, el sub-paso a2) también comprende proporcionar costillas de estabilización en zonas de cruce con vigas (15).
14.- Procedimiento de fabricación de una sección completa del fuselaje
(1 1 ) de una aeronave según la reivindicación 7, ó de un sector de la misma, caracterizado porque dicho paso a) se lleva a cabo mediante los siguientes sub- pasos:
a1 ) proporcionar un útil apropiado;
a2) proporcionar cuadernas (17) y/o vigas (15) curadas, completas o en partes, para conformar la estructura interna;
a3) unir cuadernas (17) y vigas (15) en sus zonas de cruce mediante remaches.
15.- Procedimiento según la reivindicación 14, caracterizado porque si dichas cuadernas (17) tienen una sección transversal cerrada, el sub-paso a2) también comprende proporcionar costillas de estabilización en zonas de cruce con vigas (15).
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