ES2822901T3

ES2822901T3 - Estructura de punta moldeada por inyección termoplástica para una aeronave

Info

Publication number: ES2822901T3
Application number: ES16382351T
Authority: ES
Inventors: Pena Soledad Crespo; Ruiz Francisco Javier Honorato; De Mendizabal Alonso Iker Velez; Nieto Carlos Garcia; Fernandez Enrique Guinaldo; Salas Alvaro Torres; Garrofe Pablo Cebolla; Casanova Alvaro Calero
Original assignee: Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2016-07-20
Filing date: 2016-07-20
Publication date: 2021-05-05
Anticipated expiration: 2036-07-20
Also published as: EP3272646B1; US20180022438A1; EP3272646A1; US10745105B2

Abstract

Estructura de punta moldeada por inyección termoplástica (1) para una aeronave, en la que la estructura de punta (1) es un cuerpo unitario termoplástico que comprende una zona de interfaz configurada para ser unida a una caja de torsión, y en la que la estructura de punta (1) se ha fabricado bien mediante un procedimiento de inyección de una única fase, o bien la estructura de punta se forma mediante dos o más partes, obteniéndose cada parte mediante un procedimiento de inyección, con una fase de fusión adicional para unir las partes entre sí; caracterizada porque el cuerpo unitario termoplástico comprende, además, un material conductor adecuado para soportar un suceso de caída de rayo; en la que la estructura de punta (1) comprende, además: - una cubierta de punta (2), en la que el material conductor es bien un material metálico o bien un material de resina dopada, ubicado sobre la superficie externa de la cubierta de punta (2) adecuada para soportar la caída de un rayo; - una estructura de refuerzo (3) ajustada internamente dentro de la cubierta de punta (2) para reforzar la misma, en la que dicha estructura de refuerzo (3) se ha obtenido durante el mismo procedimiento de moldeo por inyección junto con la cubierta de punta (2) utilizando el mismo material; y - al menos un refuerzo local (6) en forma de una capa de material compuesto de fibras de carbono continuo.

Description

DESCRIPCIÓN

Estructura de punta moldeada por inyección termoplástica para una aeronave

Objeto de la invención

La presente invención se refiere, en general, a la configuración de una estructura de punta para un perfil aerodinámico de una aeronave, tal como una superficie de control (alerones, aletas, elevadores, timones, etc.) y/o una superficie sustentadora (alas, HTP, VTP).

Un objeto de la invención es proporcionar una configuración de punta que se pueda fabricar en un procedimiento de una etapa, consiguiendo así elevadas tasas de producción y reduciendo los costes de fabricación.

Antecedentes de la invención

Las puntas de un perfil aerodinámico de una aeronave, por ejemplo, un plano de cola horizontal (HTP), son los carenados externos a ambos lados, es decir, los componentes del HTP que están más alejados del fuselaje. La figura 1A muestra la ubicación de las puntas en un HTP, en la que se puede apreciar que las puntas (1) completan la forma aerodinámica del borde de ataque del HTP.

Convencionalmente, las puntas se obtienen a partir de una aleación de aluminio y se forman mediante diversos componentes de revestimiento (2) conformados y soldados, que están reforzados internamente mediante una estructura (3) formada por nervaduras y/o largueros metálicos, en función del tamaño de la aeronave, a los cuales se remacha y/o se suelda el carenado de la punta. La figura 1B es un ejemplo de una estructura de punta convencional.

Las puntas (1) son, habitualmente, intercambiables debido al hecho de que son partes propensas a daños accidentales, colisiones, etc.

Las puntas para grandes aeronaves tienen estructuras complejas con múltiples nervaduras, que se pueden obtener a partir de materiales compuestos, como plástico reforzado con fibras de carbono (CFRP), comúnmente mediante un procedimiento de moldeo por transferencia de resina (RTM).

Dado que las puntas no son elementos estructurales primarios, se consideran, en general, estructuras secundarias y, entre otros, deben satisfacer los siguientes criterios de dimensiones y de funcionamiento:

1. Análisis de estabilidad en el caso de carga de presión aerodinámica crítica

2. Análisis de resistencia estática en cargas críticas

3. Sin deformación perjudicial para el caso de carga de crucero

4. Requisitos de caída de rayos

5. Requisitos de impacto de hielo e impacto de pequeños residuos

6. Requisitos de resistencia a la erosión para zonas de la punta propensas a la erosión

7. Análisis de interfaces con caja de torsión, borde de ataque, elevador, etc.

Así pues, las configuraciones de punta de la técnica anterior son complejas ya que se forman mediante diversos componentes que necesitan ser producidos por separado y montados entre sí a continuación, de modo que los procedimientos de fabricación asociados llevan mucho tiempo y, en consecuencia, son lentos y costosos. Adicionalmente, el uso de materiales metálicos implica una penalización en peso importante.

Por otro lado, los patrones isogrid son estructuras bien conocidas que se caracterizan por su bajo peso y su elevada rigidez. Las estructuras isogrid se forman comúnmente a partir de una lámina de placa o cara reforzada con una matriz de largueros o refuerzos interconectados en sus extremos y que conforman aberturas triangulares equiláteras iguales. Estos patrones triangulares son muy eficientes, debido a que proporcionan rigidez, pero al mismo tiempo ahorran material y, por lo tanto, peso. El término isogrid se utiliza debido a que la estructura actúa como un material isotrópico, con propiedades iguales medidas en cualquier dirección.

Las patentes US-4012549Ay EP-0948085 (A2) describen ejemplos de estructuras isogrid. La solicitud de patente internacional WO2008/121005 A1 se refiere a conjuntos de ala, combinaciones de componentes para conjuntos de ala, moldes de revestimiento de ala y aeronaves relacionadas y/o sus fuselajes compatibles.

Sumario de la invención

La presente invención se define en la reivindicación independiente adjunta, se refiere a la configuración de una estructura de punta para una aeronave y supera satisfactoriamente los inconvenientes de la técnica anterior mencionados anteriormente, proporcionando una configuración de punta que se puede fabricar en una etapa (únicamente una fase de fabricación) utilizando un material con una relación resistencia-peso adecuada.

Un aspecto de la invención se refiere a una estructura de punta para una aeronave. La estructura de punta es una estructura única continua termoplástica, que se puede entender como un cuerpo unitario, que comprende una zona de interfaz configurada para unirse a una caja de torsión, y un material conductor adecuado para soportar un suceso de caída de rayo. La estructura de punta se ha fabricado bien en un procedimiento de inyección de una única fase, o en el caso de grandes estructuras, la estructura de punta se forma mediante dos o más partes, cada parte obtenida mediante un procedimiento de inyección, uniéndose a continuación las partes entre sí por fusión.

La estructura de punta comprende una cubierta de punta o carenado que se obtiene por un procedimiento de moldeo por inyección utilizando un material compuesto termoplástico que tiene fibras, partículas y/o nano-refuerzos dispersos en este.

Adicionalmente, un material metálico adecuado para soportar sucesos de caída de rayos, que proporciona conductividad eléctrica sin comprometer la integridad de la estructura, se aplica sobre la superficie externa de la cubierta de punta, de tal modo que el material metálico se forma integralmente con la cubierta de punta, lo que significa que el material metálico queda fijado (sin medios de fijación) a la cubierta de punta como consecuencia del procedimiento de fabricación.

La estructura de punta comprende además una estructura de refuerzo dispuesta internamente dentro de la cubierta de punta, y formada por nervaduras, refuerzos y/o largueros. La estructura de refuerzo se obtiene durante el propio procedimiento de moldeo por inyección; es decir, en el mismo momento que la cubierta de punta y utilizando el mismo material compuesto. Así pues, se podría decir que la estructura de refuerzo y la cubierta de punta son un cuerpo unitario ya que se forman integralmente.

Otro aspecto de la divulgación se refiere a un procedimiento para fabricar una estructura de punta para una aeronave que comprende los pasos de inyectar en un molde un material compuesto termoplástico que tiene fibras, partículas o nano-refuerzos dispersos en el mismo, para obtener una cubierta de punta moldeada, y preferentemente asimismo una estructura de refuerzo dentro de la cubierta de punta, de tal modo que tanto la cubierta de punta como la estructura de refuerzo se forman integralmente en un procedimiento de moldeo por inyección de una etapa utilizando el mismo material.

En lo que se refiere al material metálico, este se puede integrar con la cubierta de punta mientras esta se inyecta en un molde, o alternativamente el material metálico se forma integralmente con la cubierta de punta mediante cualquier procedimiento de deposición de metal conocido.

Algunas de las ventajas de la invención se pueden resumir como sigue:

- permite unas elevadas tasas de productividad por medio de técnicas de fabricación de inyección de plástico, consiguiendo así ahorros de costes significativos.

- elimina la producción y montaje posterior de componentes metálicos individuales, ahorrando peso y coste.

- proporciona una aproximación sencilla para la conexión de la punta a una caja de torsión sin penalizaciones en términos de peso.

- satisface todos los requisitos estructurales, de funcionamiento y aerodinámicos.

Breve descripción de los dibujos

A continuación, se describen realizaciones preferentes de la invención con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:

Figura 1.- Muestra, en el dibujo (A), una vista en perspectiva de un HTP genérico del estado de la técnica anterior y, en el dibujo (B), una vista en perspectiva de una estructura de punta del estado de la técnica anterior.

Figura 2.- Muestra una vista en planta superior de una aeronave convencional (dibujo A) y una vista lateral de una sección trasera de una aeronave (dibujo B). Las zonas potenciales de aplicación de la invención se muestran rodeadas por un círculo.

Figura 3.- Muestra en vista en perspectiva, diversos modos de realización de estructuras de punta de acuerdo con la invención.

Figure 4.- Muestra una vista en planta superior de un modo de realización preferente de una estructura de punta de acuerdo con la invención, incluyendo unos refuerzos de capa continua en las zonas de unión.

Figura 5.- Muestra en una vista en perspectiva un modo de realización ejemplar de una estructura de refuerzo configurada como un patrón isogrid.

Figura 6.- Ilustra un ejemplo preferente del procedimiento de fabricación de la invención, en el que el termoplástico se inyecta en una malla metálica colocada dentro de un molde.

Figura 7.- Ilustra un procedimiento de fabricación alternativo de la invención, en el que el material metálico se aplica mediante un procedimiento de metalización superficial.

Realización preferente de la invención

La figura 3 muestra diversos modos de realización de estructuras de punta de acuerdo con la invención. Cada estructura de punta (1) comprende una cubierta de punta (2) y una estructura de refuerzo (3) ajustada internamente dentro de la cubierta de punta (2) para reforzar la misma. La estructura de refuerzo (3) comprende nervaduras (5) en distintas cantidades y disposiciones, como se muestra en los dibujos (A-D), adicionalmente comprende largueros y/o larguerillos, pero todos ellos se obtienen en un procedimiento de moldeo por inyección de termoplástico en una etapa.

La cubierta de punta (2) y las nervaduras (5) se fabrican de un material compuesto termoplástico reforzado con fibras cortas, ya sean fibras de carbono o de vidrio, dispersas en el material, y se obtienen preferentemente por un procedimiento de moldeo por inyección de una única fase.

Preferentemente, el material compuesto termoplástico comprende poliaril éter cetona (PAEK), o poliéter éter cetona (PEEK). Preferentemente, el material compuesto termoplástico comprende hasta aproximadamente un 40 % en peso de fibras de carbono o fibras de vidrio. Los materiales de PAEK y PEEK proporcionan propiedades de resistencia mecánica, al desgaste y química, mientras que el contenido de fibras cortas mejora el comportamiento mecánico, a la vez que permite al mismo tiempo la fabricación del componente por moldeo por inyección.

Los procedimientos de moldeo por inyección permiten la producción de componentes con formas muy complejas e integradas. De este modo, como se muestra en la realización preferente de la figura 5, la estructura de refuerzo (3) se configura como un patrón isogrid diseñado para cada aplicación particular.

En la realización de la figura 4, la estructura de punta (1) incluye un refuerzo local (6) que consiste en una capa continua o un laminado de capas continuas de material compuesto de fibras de carbono, que se aplica durante el procedimiento de fabricación en zonas críticas tales como zonas de unión. En la realización de la figura 4, este refuerzo local (6) se extiende a lo largo de la totalidad del borde libre de la cubierta de punta (2).

Con el fin de satisfacer el requisito de caída de rayos, la estructura de punta incluye un material metálico aplicado sobre la superficie externa de la cubierta de punta, en el que el material metálico es adecuado para proporcionar conductividad eléctrica en el caso de la caída de un rayo. Adicionalmente, este material metálico proporciona una capacidad antierosión a las zonas propensas a la erosión de la cubierta de punta y una primera barrera dúctil para impactos de baja energía.

Se prefieren los dos procedimientos de fabricación siguientes para obtener el material metálico:

- En la realización preferente de la figura 6, una malla de bronce o una capa (6) de lámina de cobre expandido (ECF) se coloca en una superficie interna de una parte de molde hembra (7) (dibujo 6A), y a continuación se aplica una parte de molde macho (8) contra la parte hembra, de tal modo que se define un hueco entre las partes de molde (7, 8) con la forma deseada para la cubierta de punta. En un paso subsiguiente (dibujo 6C) con el molde cerrado, se inyecta en el molde (7, 8) un material termoplástico (9) que tiene fibras cortas dispersadas aleatoriamente en el mismo, de modo que el termoplástico fundido se aplica sobre la malla metálica o sobre la ECF (6). Como se muestra en el dibujo 6E, en un paso final el molde se abre y se obtiene una cubierta de punta (2) con una malla de bronce o ECF (6) integrada.

- Alternativamente, en el procedimiento de la figura 7 se obtiene una cubierta de punta (2) mediante un procedimiento de moldeo por inyección similar al descrito en conexión con la figura 6, pero el material metálico se obtiene mediante un procedimiento de metalización (10) sobre la cara externa de la parte de termoplástico inyectado tras un procedimiento de inyección común. Este procedimiento de deposición de una capa metálica delgada se puede llevar a cabo por medio de distintas técnicas: deposición electrolítica, deposición química, metalización en vacío, o proyección térmica, de modo que se obtiene una capa delgada de metal (11) sobre la superficie externa de la punta (dibujo 7D).

Preferentemente, el material compuesto termoplástico comprende poliaril éter cetona (PAEK), poliéter éter cetona (PEEK), poliéter cetona cetona (PEKK), o sulfuro de polifenileno (PPS), y comprende hasta alrededor del 60 % en peso de fibras de carbono o fibras de vidrio.

La invención se aplica a la fabricación tanto de puntas de un HTP como se muestra en el dibujo 1A, así como a la fabricación de puntas para alas, VTP, alerones, aletas, elevadores, timones, etc., como se indica en la figura 2.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Estructura de punta moldeada por inyección termoplástica (1) para una aeronave, en la que la estructura de punta (1) es un cuerpo unitario termoplástico que comprende una zona de interfaz configurada para ser unida a una caja de torsión, y en la que la estructura de punta (1) se ha fabricado bien mediante un procedimiento de inyección de una única fase, o bien la estructura de punta se forma mediante dos o más partes, obteniéndose cada parte mediante un procedimiento de inyección, con una fase de fusión adicional para unir las partes entre sí; caracterizada porque el cuerpo unitario termoplástico comprende, además, un material conductor adecuado para soportar un suceso de caída de rayo; en la que la estructura de punta (1) comprende, además:

- una cubierta de punta (2), en la que el material conductor es bien un material metálico o bien un material de resina dopada, ubicado sobre la superficie externa de la cubierta de punta (2) adecuada para soportar la caída de un rayo;

- una estructura de refuerzo (3) ajustada internamente dentro de la cubierta de punta (2) para reforzar la misma, en la que dicha estructura de refuerzo (3) se ha obtenido durante el mismo procedimiento de moldeo por inyección junto con la cubierta de punta (2) utilizando el mismo material; y

- al menos un refuerzo local (6) en forma de una capa de material compuesto de fibras de carbono continuo.

2. Estructura de punta (1) para una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1, en la que el material compuesto termoplástico es un material termoplástico reforzado (9) que comprende fibras dispersas en él.

3. Estructura de punta (1) de acuerdo con la reivindicación 1, en la que la estructura de refuerzo (3) comprende nervaduras (5) y/o largueros y/o larguerillos.

4. Estructura de punta (1) de acuerdo con la reivindicación 1, en la que la estructura de refuerzo (3) está configurada como un patrón isogrid.

5. Estructura de punta (1) de acuerdo con las reivindicaciones 1 y 2, en la que el material metálico se ha formado integralmente con la cubierta de punta (2) inyectando el material termoplástico (9) en un material metálico dentro de un molde (7, 8).

6. Estructura de punta (1) de acuerdo con la reivindicación 1, en la que el material metálico se ha formado integralmente con la cubierta de punta (2) mediante una técnica de deposición de metal sobre la superficie externa de una cubierta de punta moldeada (2).

7. Estructura de punta (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el material compuesto termoplástico comprende poliaril éter cetona (PAEK), poliéter éter cetona (PEEK), poliéter cetona cetona (PEKK) o sulfuro de polifenileno (PPS).

8. Estructura de punta (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el material compuesto termoplástico comprende hasta alrededor de 60 % en peso de fibras de carbono o fibras de vidrio.

9. Estructura de punta (1) de acuerdo con la reivindicación 1, en la que el refuerzo local (6) se extiende a lo largo de la totalidad del borde libre de la cubierta de punta (2).