ES2857911T3 - Pieza de composite curva y su método de fabricación - Google Patents

Abstract

Un método para fabricar una pieza de composite curva (1), comprendiendo al menos dicha pieza de composite curva (1): un alma curva (2) con un borde interior (2.1) y un borde exterior (2.2) y un eje neutro (2.3) entre ambos, donde dicho borde exterior (2.2) es más largo que dicho borde interior (2.1), y una tapa exterior (3) cerca de dicho extremo del borde exterior (2.2) del alma curva (2), y adaptada de modo que proporcione una superficie continua (3.1) que se debe unir a un revestimiento; donde el método comprende los pasos de: - proporcionar una herramienta adaptada de modo que soporte al menos una preforma, y las conforme en su forma final antes del curado; - aplicar una primera preforma plana (5) compuesta por un conjunto de capas apiladas, comprendiendo dicha preforma (5) al menos una línea de plegado (5.1) sustancialmente paralela al eje neutro (2.3) de la pieza de composite curva (1), dividiendo la línea de plegado (5.1) la primera preforma plana en: - un alma curva (6) que forma parte del alma curva (2) de la pieza de composite curva (1), y - un ala (7) que forma parte de la tapa exterior (3) de la pieza de composite curva (1), estando delimitada dicha ala (7) por la línea de plegado (5.1) y un extremo libre (7.1); de tal manera que al menos una capa esté provista de al menos una discontinuidad (12) dentro de la zona del ala (7), tal como al menos una discontinuidad (12) que sea sustancialmente perpendicular a la línea de plegado (5.1) y que se inicie desde el extremo libre (7.1); - doblar en un paso de conformado la primera preforma plana (5) por la línea plegado (5.1); y - curar la al menos una preformas conformadas (5), estando fabricada la pieza de composite curva (1); caracterizada por que las capas provistas de al menos una discontinuidad (12) son únicamente aquellas orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado (5.1)

Description

DESCRIPCIÓN

Pieza de composite curva y su método de fabricación

Campo técnico de la invención

La presente invención pertenece al campo de las estructuras, y en particular, pertenece al campo de la fabricación de una pieza de composite, o de una parte de ella, que presenta una cierta curvatura. En particular, esta pieza de composite satisface unos requisitos estructurales que son especialmente adecuados para una transferencia eficaz de carga.

En particular, la invención proporciona una pieza de composite curva, su método de fabricación y una aeronave que comprende dicha pieza.

En consecuencia, un objeto de la presente invención es proporcionar dicha pieza de composite curva, o una parte de ella, fabricada mediante un proceso automatizado y adecuada para ser integrada en estructuras, tales como cuadernas, vigas, largueros de alas o costillas con cualquier radio de curvatura, y con la disposición de que no habrá orificios de ratonera en la pieza de composite curva fabricada final.

Antecedentes de la invención

Las aeronaves existentes están compuestas por estructuras primarias y secundarias, dependiendo de cómo se vea afectada la integridad de la aeronave con respecto a un fallo en estas estructuras. Por tanto, las estructuras se clasifican como 'primarias' cuando son estructuras portantes críticas que, en caso de daño grave, pueden provocar el fallo de toda la aeronave; mientras que una estructura se denomina 'secundaria' cuando se diseña para transportar únicamente cargas de flujo de aire y cargas inerciales generadas sobre o en la estructura secundaria pertinente.

Por ejemplo, el 'carenado ventral' consta de una subestructura interna (compuesta principalmente por cuadernas y vigas), que se fija a la sección inferior del fuselaje, por debajo de las alas, de manera habitual por medio de varillas y/o elementos de conexión, y que comprende unos paneles que cubren la superficie aerodinámica. Entre otras, las principales funciones del carenado ventral son proporcionar una forma aerodinámica a la conexión ala fuselaje, y proporcionar espacio suficiente para los sistemas por debajo del fuselaje (p. ej., el tren de aterrizaje principal o el ECS).

Por tanto, este 'carenado ventral' se clasifica como una estructura secundaria, que comprende componentes de tipo C generalizados (es decir, sus requisitos estructurales están relacionados únicamente con sus grosores), excepto en las áreas de fijación donde los componentes deberían presentar una buena transferencia/distribución de cargas (es decir, clasificados como tipos B o incluso A), tales como en:

- la unión de paneles a la subestructura,

- la fijación de la subestructura al fuselaje, o

- el contorno del tren de aterrizaje principal.

Como el carenado ventral está sujeto a una rutina de mantenimiento establecida, se debería garantizar la accesibilidad. Por ejemplo, la superficie externa se fabrica con paneles (preferentemente paneles sándwich) empernados a la subestructura, y dependiendo de la frecuencia de accesibilidad requerida se pueden utilizar distintos tipos de pernos desmontables. En algunas áreas específicas, en lugar de paneles empernados, se pueden utilizar puertas.

La subestructura mencionada está compuesta de manera habitual por cuadernas y largueros que se unen entre sí mediante elementos de conexión, paneles a los que están fijados y la estructura final se une por medio de varillas al fuselaje.

Estas cuadernas y largueros deben seguir la forma aerodinámica externa del carenado ventral, de modo que la geometría de la sección transversal, de manera habitual con forma de C o forma de H, puede variar de una sección casi recta a una torsionada curva.

Aunque se utilizan de manera convencional distintos procesos de fabricación, dependiendo del proceso particular, el radio de curvatura de estas cuadernas y los largueros debe estar limitado a un cierto valor por encima del cual, de manera habitual aparecen arrugas en el lado de compresión en esta pieza de composite curva/torsionada durante, por ejemplo, el paso de conformado previo en piezas de CFRP.

En composites, las arrugas no son deseables en el producto final ya que las cargas no se pueden transferir de manera eficaz. En consecuencia, la tensión permisible del material composite desciende de manera significativa.

En los procesos convencionales, el proceso de conformado previo (esto es, después de la laminación y antes del curado) de un laminado plano a una geometría compleja (por ejemplo, la geometría de la pieza de composite curva/torsionada) algunas capas en un extremo de su eje neutro curvo tienden a comprimirse y otras tienden a reforzarse. Tiene lugar un efecto de arrugado no deseable en las zonas donde las capas tienden a comprimirse.

Una medida de mitigación extendida que ayuda a la hora de evitar el efecto de arrugado es la incorporación de orificios de ratonera en dicho lado de compresión de la pieza de composite curva/torsionada, lo que conduce a una anulación natural del mismo debido a una relajación de cargas in situ.

Estos orificios de ratonera se conciben como ventanas pasantes dentro de la pieza de composite cerca del revestimiento, lo que permite que los larguerillos tengan una forma continua. Sin embargo, las áreas de fijación de los paneles del carenado ventral requieren una estabilidad estructural tanto para una mejor tolerancia frente a las cargas como para permitir que se fijen de manera segura los pernos desmontables (o incluso las puertas).

La disposición de larguerillos sacrifica la fijación segura de estas piezas estructurales de composite en estos contornos, e incluso se deberían evitar donde se tienen pensadas las puertas con el fin de permitir una apertura fácil. Por tanto, estas piezas estructurales de composite aún son curvas y/o están torsionadas dentro de esos contornos o áreas de fijación, aunque no hay larguerillos en el revestimiento de modo que se oblique a las piezas de composite a presentar orificios de ratonera.

Aunque las arrugas son habituales en cualquier industria de composite, todo lo anterior se enfatiza en aeronáutica ya que el comportamiento estructural de las aeronaves está muy regulado. Por lo tanto, existe una necesidad de fabricar piezas de composite curvas y/o torsionadas, o una parte de ellas, en las que no habrá orificios de ratonera y donde se deben evitar las arrugas.

El documento US7943076B1 describe un método de fabricación de elementos estructurales de composite curvos, donde un elemento de composite curvo se aplica sobre una herramienta que tiene una primera y segunda superficie de herramienta curva que poseen radios de curvatura diferentes. Se dispone una pluralidad de segmentos de capas de fibra en una relación sustancialmente uno al lado de otro creando un grupo. Los segmentos de capa se conforman como un grupo sobre la primera superficie de herramienta curva, y el grupo se conforma posteriormente a partir de la primera superficie de herramienta curva sobre la segunda superficie de herramienta curva.

El documento US2011/097554A1 describe una cuaderna de composite curva de aeronave que comprende un laminado de composite multicapa que tiene una sección transversal con forma en general de Z. Al menos ciertas capas del laminado incluyen fibras de refuerzo unidireccional que son sustancialmente tangentes en sustancialmente todos los puntos a lo largo de la curvatura de la cuaderna.

El documento DE102016109284B3 describe una preforma plástica de composite de fibra arqueada para la producción de perfiles curvos.

El documento EP2878435A1 describe un borde de salida de composite integrado y su método de fabricación.

Compendio de la invención

La presente invención proporciona una solución para los problemas mencionados anteriormente mediante un método para fabricar una pieza de composite curva de acuerdo con la reivindicación 1, una pieza de composite curva de acuerdo con la reivindicación 12 y una aeronave de acuerdo con la reivindicación 13. En las reivindicaciones dependientes se definen las realizaciones preferidas de la invención.

En un primer aspecto de la invención, la invención proporciona un método para fabricar una pieza de composite curva, comprendiendo al menos dicha pieza de composite curva:

un alma curva con un borde interior y un borde exterior, donde dicho borde exterior es más largo que dicho borde interior, y

una tapa exterior cerca de dicho extremo del borde exterior del alma curva, y adaptada de modo que proporcione una superficie continua que se debe unir a un revestimiento;

donde el método comprende los pasos de:

- proporcionar una herramienta adaptada de modo que soporte al menos una preforma, y las conforme en su forma final antes del curado;

- aplicar una primera preforma plana compuesta por un conjunto de capas apiladas, comprendiendo dicha preforma al menos una línea de plegado sustancialmente paralela al eje neutro de la pieza de composite curva, dividiendo la línea de plegado exterior la primera preforma plana en:

- un alma curva que forma parte del alma curva de la pieza de composite curva, y

- un ala que forma parte de la tapa exterior de la pieza de composite curva;

de tal manera que al menos una capa esté provista de al menos una discontinuidad dentro de la zona del ala, tal como al menos una discontinuidad que sea sustancialmente perpendicular a la línea de plegado y que se inicie desde el extremo libre;

- doblar en un paso de conformado la primera preforma plana por la línea plegado; y

- curar la al menos una preforma conformada, estando fabricada la pieza de composite curva.

A lo largo de todo este documento, se debería sobreentender una 'pieza de composite curva' como cualquier pieza aeronáutica típica tal como una cuaderna, un largero o viga, un larguero de ala o una costilla, o una parte de ellos, con cualquier radio de curvatura. Es decir, el eje neutro de dicha pieza de composite curva una vez situado en su sitio previsto de la aeronave y que soporta las cargas sin deformación, tiene cualquier geometría menos la recta.

En una realización preferida, esta 'pieza de composite curva' tiene una sección transversal en 'forma de H', 'forma de C', 'forma de J', 'forma de I' o 'forma de T'.

El método de acuerdo con la presente invención comprende diversos pasos que se pueden llevar a cabo mediante distintas técnicas. Por ejemplo, la herramienta proporcionada es adecuada para ser utilizada con la técnica adecuada.

Es decir, el paso de aplicación se debería hacer mediante las tecnologías de 'aplicación automatizada de bandas', ATL, o 'colocación automatizada de fibras', AFP. Tanto los procesos de ATL como de AFP son funcionalmente similares al aplicar el material de fibra impregnada en resina (denominada 'hoja preimpregnada'), aunque cada uno se utiliza de manera diferente para lograr los objetivos constructivos estructurales específicos con el fin de proporcionar resistencia o rigidez donde sea necesario. En particular, la utilización de uno o el otro depende principalmente de la complejidad de la geometría de la pieza a fabricar, donde AFP permite unas mayores curvaturas. A pesar de esto, también se puede utilizar tejido seco con el proceso de inyección de resina RTM, aunque el comportamiento estructural resultante no es tan bueno (debido al tejido seco) en comparación con ATL o AFP. Ejemplos adicionales de procesos adecuados a utilizar con el tejido seco son LRI o VPI.

En este sentido, la secuencia de aplicación y orientación de fibras se debe definir en función de un sistema de coordenadas. En este sentido, los rosetones son sistemas de coordenadas que definen la dirección de 0° para la aplicación de capas. Para hacer esto se pueden utilizar dos opciones:

- estrategia de rosetón global, también conocida como 'aplicación directa', en la que las capas se aplican en base a un sistema de coordenadas general, en el que la dirección de 0° se corresponde con una dirección sustancialmente paralela a la dimensión más larga de la preforma, sin tener en cuenta posibles curvaturas o desviaciones; o

- estrategia de rosetón local, también conocida como 'aplicación orientada', en la que un sistema de coordenadas local estable la dirección de 0° de manera diferente en cada punto de la preforma, teniendo en cuenta su propia curvatura.

A lo largo de todo este documento, una 'capa' se debería sobreentender como una única área continua de material composite que se aplica en un molde, donde dos capas en la misma estructura de capas no se superponen normalmente. La aplicación de capas conforma un elemento adherido que se conoce como una 'preforma' completa.

Por otra parte, el paso de conformado (el denominado 'conformado previo') se puede realizar mediante dos tecnologías diferentes, conformado en caliente o conformado por prensado. De manera breve, el conformado en caliente utiliza una membrana y calor, mientras que el conformado por prensado utiliza una prensa y fuerza.

Por lo tanto, se pueden utilizar múltiples combinaciones de procesos de fabricación (es decir, relacionados con las opciones de herramientas) dentro de la presente invención. En resumen, se pueden utilizar herramientas conformadas mediante la siguiente lista no exhaustiva de combinaciones:

1. ATL con rosetón global y conformado en caliente; o

2. AFP con rosetón local y conformado en caliente; o

3. Tejido seco con proceso de inyección de resina RTM.

Una persona experta en la técnica debería reconocer que, en caso de que se utilice la opción de herramienta 3, los pasos de aplicación y conformado se unifican, ya que el molde de curado es el responsable en general de dar la forma final. Por lo tanto, las opciones de herramienta 1 y 2 son de especial interés dentro de la presente invención.

Además, es ampliamente conocido para un experto en la técnica que seleccionar la herramienta de curado correcta depende al menos de la naturaleza del composite, es decir, 'hoja preimpregnada' o tejido seco.

Cabe destacar que en los procesos de fabricación convencionales, los orificios de ratonera se podrían introducir con normalidad en un paso independiente mediante cualquier operación de acabado (p. ej., un proceso de corte por control numérico), lo que aumenta por tanto el número de etapas e impacta en el tiempo necesario de fabricación, asociado íntimamente con el aumento de costes.

Por el contrario, la presente invención proporciona un método de fabricación en el que se introduce una discontinuidad dentro del paso de aplicación aunque internamente, no se convierte en una ventana pasante como en el caso de un orificio de ratonera convencional. En consecuencia, se pueden evitar las arrugas mientras aún se puede garantizar la transferencia de carga ya que la superficie de salida (la que forma la superficie de salida de la tapa exterior) proporciona una superficie continua que se debe unir con el revestimiento.

En este sentido, a lo largo de la totalidad de este documento se sobreentenderá una 'discontinuidad' como una falta de continuidad estructural de la capa; es decir, tla como un corte, una muesca, una hendidura, una indentación o similares.

El número, dimensiones, forma y disposición de esas discontinuidades dentro de una capa particular (o incluso considerando la preforma laminada completa) puede variar dependiendo de las dimensiones particulares y los requisitos estructurales de la pieza de composite curva a fabricar.

Por lo tanto, la discontinuidad de acuerdo con la invención se proporciona antes del proceso de conformado previo, de modo que las alas de la preforma se conformen sin arrugas debido al espacio liberado por esta.

En una realización, las capas provistas de al menos una discontinuidad son al menos aquellas orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado.

Es decir, como la línea de plegado es sustancialmente paralela al eje neutro de la pieza de composite curva, esta línea de plega se debería corresponder con una dirección sustancialmente paralela a la dimensión más larga de la preforma, que se define mediante el sistema de coordenadas como la dirección de 0°, con independencia de si el sistema de coordenadas utilizado es global o local. Por tanto, los pliegues provistos de al menos una discontinuidad dentro de esta realización son aquellos orientados sustancialmente en la dirección de 0° durante el paso de aplicación.

Las capas orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado (es decir, sustancialmente en la dirección de 0°) son las que tienden más a crear arrugas, debido a que las fibras de estas capas de composite no están inclinadas para absorber las cargas de compresión creadas durante el paso de conformado previo.

A continuación, todas las capas de la primera preforma permanecen inalteradas (sin discontinuidades) exceptuando las que están orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado. Esto facilita un método de fabricación más sencillo, lo que reduce de manera drástica el número de operaciones a realizar.

En una realización preferida se utiliza la tecnología AFP para el paso de aplicación, con el fin de proporcionar la discontinuidad (p. ej., el corte en los haces de filamentos correspondientes que forman la capa) únicamente en estos haces de filamentos (de la capa) afectados mientras se lamina el laminado, en lugar de realizar el corte posteriormente en el proceso final de corte por control númerico tal como lo hacen las soluciones convencionales (cuando el corte se lleva a cabo en todo el grosor del laminado).

En una realización, al menos una discontinuidad es recta y se extiende en su totalidad desde el extremo libre hasta la línea de plegado. Dicho de otro modo, la al menos una discontinuidad iniciada desde el extremo libre se pueden extender hasta el comienzo del radio de doblado o hasta el área del alma a través de dicho radio de doblado.

Tal como ya se ha mencionado, la pieza de composite curvas pueden ser largueros (o vigas) o cuadernas, que se disponen habitualmente de manera ortogonal entre ellas; por lo tanto, estas discontinuidades rectas siguen sustancialmente la orientación de la disposición de una de estas piezas de composite a la otra.

De manera conveniente, se permite que las capas provistas de la al menos una discontinuidad mencionada en la preforma se deslicen sobre otras capas durante el paso de conformado previo.

En una realización, la al menos una discontinuidad recta mencionada se extienden además a través del alma curva de la preforma hacia el extremo libre opuesto, dividiendo por tanto cada discontinuidad dicha capa en dos secciones separadas. De manera conveniente, esta realización proporciona la solución más sencilla desde el punto de vista de la fabricación.

En una realización, al menos dos capas están provistas de al menos una discontinuidad, al menos dos discontinuidades se disponen escalonadas y separadas tanto horizontalmente como en altura. Preferentemente, estas dos o más discontinuidades están separadas de manera homogénea tanto horizontalmente como en altura.

Las discontinuidades dentro de esta realización pueden formar huecos internos dependiendo del número de discontinuidades adyacentes; pero nunca aparecer en la cara prevista para que se una al revestimiento, lo que deja en ese caso una superficie continua.

De manera conveniente, esta realización permite no tener todas las discontinuidades del laminado de la preforma con una orientación específica en las mismas coordenadas (correspondientes a las posiciones angulares dentro de la pieza de composite curva). La disposición escalonada particular de las discontinuidades se define de acuerdo con un análisis de tensiones y los requisitos de diseño, con los que un experto en la técnica está en general familiarizado.

En una realización, al menos una discontinuidad dispuesta en al menos una capa se produce mediante una técnica de 'corte y superposición' en el paso de aplicación.

La técnica de 'corte y superposición' se debería sobreentender como una aplicación de una capa particular donde el comienzo de un haz de filamentos colocado se superpone por el extremo (habiendo sido cortado) del mismo u otro haz de filamentos. De manera conveniente, las discontinuidades se disponen dentro del proceso de aplicación normal sin la necesidad de cortes auxiliares en cada capa.

Un experto en la técnica reconocerá que esta realización se utiliza con especial relevancia en las tecnologías AFP debido a lo expeditivo de la totalidad del tiempo necesario de fabricación

En una realización, al menos una discontinuidad dispuesta en al menos una capa se produce mediante la técnica de 'unión a tope' en el paso de aplicación, dejando ambos extremos de la al menos una discontinuidad mencionada sin una superposición directa.

De esta manera, al contrario que con la técnica de 'corte y superposición', no habrá un grosor extra ya que no contempla una superposición. Un análisis de tensiones del área permitirá identificar los puntos adecuados para situar las discontinuidades.

En una realización, el método comprende además:

- aplicar una segunda preforma plana compuesta por un conjunto de capas apiladas, estando destinada dicha segunda preforma para formar parte de la al menos una tapa exterior de la pieza de composite curva;

- doblar en un paso de conformado esta segunda preforma plana hasta que adquiera una curvatura adecuada de modo que se adapte al ala de la primera preforma conformada;

- situar dicha segunda preforma conformada sobre una cara de dicha ala opuesta al alma; y

- curar al menos ambas preformas conformadas de manera conjunta;

de tal forma que una vez curada esta segunda preforma proporcione la superficie continua que se debe unir al revestimiento.

En una realización, todas las capas de la primera preforma están provistas de las mismas una o más discontinuidades en las mismas coordenadas (correspondientes a las posiciones angulares dentro de la pieza de composite curva) de la zona del ala, proporcionando las discontinuidades correspondientes una discontinuidad pasantes a través de la primera preforma.

Como la segunda preforma ha de proporcionar la superficie continua que se debe unir a un revestimiento tras el curado, la primera preforma puede contener dichas discontinuidades en todo su grosor. En este sentido, las discontinuidades se pueden sobreentender como 'falsos orificios de ratonera', en el sentido de que los larguerillos no pueden pasar a través de la pieza de composite curva debido a la presencia de dicha segunda preforma curada.

En una realización, al menos una discontinuidad comprende la forma de cualquiera de:

- un corte, o

- un recorte tal como uno de tipo orificio de ratonera o un espacio delgado libre de material composite.

En una realización, el método comprende además:

- aplicar una tercera preforma plana de manera similar a dicha primera preforma plana compuesta por un conjunto de capas apiladas, siendo dicha tercera preforma plana la imagen especular de dicha primera preforma plana;

- doblar en un paso de conformado esta tercera preforma plana por su línea de plegado;

- situar dicha primera y tercera preforma formada de manera que descansen ambas almas curvas una sobre otra, estando en un contacto simétrico con las alas dobladas respectivas apuntando hacia el exterior, y proporcionar un haz de fibras de composite adaptado de modo que llene el espacio entre ambos radios de doblado; y

- curar al menos ambas preformas conformadas de manera conjunta.

Esta realización permite la fabricación de una pieza de composite curva con 'forma de T', 'forma de L', 'forma de C' o 'forma de J'.

Por aplicar la tercera preforma plana se sobreentiende 'de manera similar' a dicha primera preforma plana, que el método comprende además:

- aplicar una tercera preforma plana compuesta por un conjunto de capas apiladas, comprendiendo dicha tercera preforma plana al menos una línea de plegado sustancialmente paralela al eje neutro de la pieza de composite curva, una línea de plegado exterior que divide la tercera preforma plana en:

- un alma curva para formar parte del alma curva de la pieza de composite curva, y

- un ala para formar parte de la tapa exterior de la pieza de composite curva;

de tal forma que al menos una capa esté provista de al menos una discontinuidad dentro de la zona del ala, siendo la al menos una discontinuidad mencionada sustancialmente perpendicular a la línea de doblado e iniciándose desde el extremo libre.

Ambas almas curvas de la primera y tercera preforma cuando se sitúan de manera conjunta actúan como un eje de simetría de la pieza de composite curva.

Cabe destacar que, mediante esta realización, el alma curva de dicha pieza de composite curva puede soportar cargas elevadas ya que su resistencia aumenta en gran medida. Además, la tapa exterior de la pieza de composite curva proporciona una superficie continua superior que se debe unir con un revestimiento, lo que aumenta por tanto la estabilidad y la capacida de transferencia de carga.

En una realización, la pieza de composite curva comprende además:

una tapa interior cerca de dicho extremo del borde interior del alma curva;

donde el método comprende además:

- aplicar la primera preforma plana, comprendiendo además dicha preforma una línea de plegado auxiliar sustancialmente paralela al eje neutro de la pieza de composite curva, dividiendo esta línea de plegado auxiliar la primera preforma plana en:

- la ya presente alma curva, y

- una disposición opuesta al ala ya presente, formando parte dicha ala auxiliar de la tapa interior de la pieza de composite curva;

- aplicar una cuarta preforma plana compuesta por un conjunto de capas apiladas, estando destinada dicha cuarta preforma para formar parte de la tapa interior de la pieza de composite curva;

- doblar en un paso de conformado:

- la primera preforma plana tanto por la línea de plegado como por la línea de plegado auxiliar; y

- esta cuarta preforma plana hasta que adquiera una curvatura adecuada de modo que se adapte al ala auxiliar de dicha primera preforma conformada; y

- situar dicha cuarta preforma conformada sobre una cara de dicha ala auxiliar opuesta al alma de dicha primera preforma conformada; y

- curar al menos ambas preformas conformadas de manera conjunta, de tal forma que se fabrique preferentemente una pieza de composite curva con 'forma de H' o 'forma de I'.

Cabe destacar que la línea de plegado para el ala (relacionada con la tapa exterior) es más larga que la línea de plegado auxiliar para el ala auxiliar (relacionada con la tapa interior).

En un segundo aspecto de la invención, la invención proporciona una pieza de composite curva que se puede obtener mediante el método de acuerdo con cualquiera de las realizaciones del primer aspecto de la invención.

El método de acuerdo con la invención comunica propiedades técnicas a la pieza de composite curva fabricada, ya que al menos una capa tiene al menos una discontinuidad dentro de la zona del ala (la parte de la pieza de composite curva que forma parte de la tapa exterior), y la restricción de diseño de que dicha tapa exterior, cerca del extremo del borde exterior del alma curva diseñada para unirse al revestimiento, tiene una superficie continua y no se encuentran orificios de ratonera.

En un tercer aspecto de la invención, la invención proporciona una aeronave que comprende una pieza de composite curva de acuerdo con cualquiera de las realizaciones del segundo aspecto de la invención.

Todas las características descritas en esta memoria descriptiva (incluyendo las reivindicaciones, la descripción y los dibujos) y/o todos los pasos del método descrito se pueden combinar en cualquier combinación, con la excepción de las combinaciones de características y/o pasos mutuamente excluyentes.

Descripción de los dibujos

Estas y otras características y ventajas de la invención se comprenderán de manera más clara habida cuenta de la descripción detallada de la invención que se hace evidente a partir de una realización preferida de la invención, dada simplemente a modo de ejemplo y sin carácter limitante, haciendo referencia a los dibujos.

Figuras 1a-1b

Estas figuras muestran el conformado previo de un laminado plano curvo enfatizando el efecto de arrugado que tiene lugar en la zona de compresión de las capas.

Figuras 2a-2b

Estas figuras muestran una 'viga con forma de H' y su método de fabricación.

Figuras 3a-3b

Estas figuras muestran un ejemplo de una primera preforma plana con discontinuidades pasantes a través de la totalidad de su grosor, y la primera preforma conformada correspondiente, respectivamente.

Figura 4

Esta figura muestra la tapa exterior de la pieza de composite curva con distintos pernos para unirla a un revestimiento.

Figura 5

Esta figura muestra un ejemplo de una primera preforma plana con discontinuidades únicamente en aquellas capas orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado.

Figura 6

Esta figura muestra una vista de una sección transversal de un ejemplo de una primera preforma que comprende discontinuidades que se disponen tanto una sobre otra a diferentes alturas como escalonadas.

Figuras 7a-7b

Estas figuras muestran un ejemplo de una primera preforma plana con discontinuidades rectas que se extienden desde el extremo libre hasta la línea de plegado; y la primera preforma conformada correspondiente, respectivamente.

Figuras 8a-8b

Estas figuras muestran una vista de una sección transversal de un ejemplo de una primera preforma que comprende discontinuidades producidas mediante las técnicas de 'corte y superposición' y de 'unión a tope', respectivamente.

Figuras 9a-9b

Estas figuras muestran un ejemplo de una primera preforma plana con disconinuidades rectas que se extienden adicionalmente a través del alma curva de la preforma hacia el extremo libre opuesto; y la primera preforma conformada correspondiente, respectivamente.

Figura 10

Esta figura muestra una estructura esquemática de un 'carenado ventral' que comprende una pieza de composite curva de acuerdo con la presente invención.

Figura 11

Esta figura muestra una aeronave que comprende una pieza de composite curva de acuerdo con la presente invención.

Descripción detallada de la invención

La figura 1a representa el proceso de conformado previo de una preforma curva aplicada de una manera plana (el denominado laminado). En particular, se describirá el efecto de arrugado que tiene lugar en la zona de compresión de las capas.

De acuerdo con esta figura, se ha aplicado una preforma plana (5) mediante un conjunto de capas apiladas, comprendiendo dicha preforma dos líneas de plegado (5.1, 5.2) sustancialmente paralelas al eje neutro (2.3) de la pieza de composite curva (1) a fabricar. En consecuencia, la preforma plana (5) comprende las líneas de plegado interior (5.2) y exterior (5.1) que dividen la primera preforma plana (5) en un ala interior (8), un alma (6) y un ala exterior (7).

Por lo tanto, es una preforma típica para fabricar piezas aeronáuticas de composite tales como vigas (o cuadernas), cuyas formas de sección transversal tienen normalmente una 'forma de C' o una 'forma de H'.

Suponiendo que el eje neutro (2.3) sea recto, ambas líneas de plegado (5.1, 5.2) tienen la misma longitud y son también sustancialmente rectas. A continuación, cuando se conforma previamente una 'forma de C' (por ejemplo) comenzando a partir de un laminado plano, no hay diferencia en la longitud de las capas entre el desarrollo plano y el conformado.

Por el contrario, en el caso de la pieza de composite (1) esta tiene un eje neutro (2.3) con cierta curvatura (es decir, de cualquier geometría excepto recta), cuando se conforma previamente a partir de un laminado plano a una 'forma de C' por ejemplo, es necesaria una elongación o contracción del área de las alas para adaptarse a dicha curvatura.

Si esta curvatura del eje neutro es pequeña, las fibras de las capas se pueden adaptar a la nueva geometría curva sin producir arrugas apreciables (o unas despreciables), pero si la curvatura es elevada, es probable que aparezcan arrugas para adaptarse a la nueva geometría.

Tal como ya se ha mencionado, en el proceso de conformado previo del laminado plano a una geometría compleja, el área del ala exterior (7) tiende a comprimirse, y el área del ala interior (8) de la capa tiende a reforzarse. El efecto de arrugado tiene lugar en las zonas donde las capas tienden a estar comprimidas, tal como se puede observar en la tapa exterior de la figura 1a.

La figura 1b representa una solución extendida de incorporación de orificios de ratonera (17) en la sección transversal con los larguerillos (18). Tal como ya se ha analizado en la técnica actual, los larguerillos (18) son responsables principalmente de transferir las cargas aerodinámicas que actúan sobre el revestimiento (19) a la subestructura que hay debajo. Como estos se extienden a lo largo del revestimiento (19) fijados a este, cualquier componente de la subestructura diseñado para soportar dicho revestimiento (p. ej., cuadernas, costillas o largueros de ala) puede permitir que dichos larguerillos (18) pasen a través de este por los orificios de ratonera designados (17) que incorpora con el fin de no chocar. Esta configuración convencional se muestra claramente en esta figura.

La figura 2a representa una vista de una sección transversal de una pieza de composite curva (1) mostrada a un lado, en particular con una 'viga con forma de H'. Tal como se puede deducir a partir de esta figura, esta pieza de composite curva (1) comprende:

-U n alma curva (2) con un borde interior (2.1) y un borde exterior (2.2). Debido a su curvatura, este borde exterior (2.2) debería ser más larga que el borde interior (2.1).

- Una tapa exterior (3) (también conocida como tapa de cierre de pie) cerca de dicho extremo del borde exterior (2.2) del alma curva (2), que se diseña para proporcionar la superficie de contacto con un revestimiento (19). Para cumplir los requisitos estructurales, la tapa exterior (3) ha de proporcionar una superficie continua (3.1) que se debe unir a un revestimiento (19) por cualquier medio, tal como pernos, remaches o cualesquiera otros medios de fijación desmontables.

-Una tapa interior (4) (también conocida como tapa de cierre de cabeza) cerca de dicho extremo del borde interior (2.1) del alma curva (2), diseñada para permanecer en el interior de la aeronave.

Un experto en estructuras estará familiarizado con el concepto de eje neutro (2.3), siendo la línea en la pieza de composite curva (1) sometida a una acción de doblado (es decir, una vez situada en su sitio previsto de la aeronave y soportando cargas sin deformación) en la que las fibras ni están estiradas ni comprimidas. Debido a que la disposición curva de la pieza de composite está destinada a ajustarse a la forma aerodinámica del revestimiento (19), su eje neutro (curvo) puede tener cualquier geometría exceptuando la recta.

Otras líneas de referencia que se pueden utilizar son los ejes establecidos en cada centro de gravedad de las múltiples secciones que componen una pieza, o incluso sus centroides.

Se han destaca distintas preformas a partir de las cuales se fabrica dicha pieza de composite curva (1) con una sección transversal en 'forma de H'. Estas son:

- Dos preformas conformadas con 'forma de C' (5, 10) identificadas como la primera (5) y tercera (10) preforma, siendo cada una la imagen especular de la otra y estando situadas de tal forma que ambas descansan en la otra haciendo que sus almas (6, 11) respectivas estén en contacto de manera simétrica. Tal como se puede observar, el área de contacto entre las almas (6, 11) de la primera (5) y tercera (10) preforma actúa como un plano de simetría de la sección transversal con 'forma de H'. Cada una de estas preformas conformadas con 'forma de C' comprende un alma curva (6, 11) y dos alas (7, 8, 13, 14) en sus extremos respectivos.

- Dos haces de fibras (15) adaptados de modo que llenen el espacio entre ambos radios de doblado (es decir, en las esquinas de la 'forma de C' respectiva). Un 'haz de fibras' se sobreentiende normalmente que es un mazo de fibras que pueden ser unidireccionales y no entrelazadas, o por el contrario moldeadas formando patrones para proporcionar continuidad estructural y evitar huecos.

- Una preforma conformada exterior identificada como una segunda preforma (9), formando parte esta segunda preforma (9) de la tapa exterior (3) de la pieza de composite curva (1). Se debe destacar que esta tapa exterior (3) está compuesta de/por la combinación con las alas (7, 13) de cada una de la primera y tercera preforma, con las cuales se cura conjuntamente. Tras el curado conjunto, ambas preformas pasan a ser una única pieza de composite.

- Una preforma conformada interior identificada como una cuarta preforma (16), formando parte esta cuarta preforma (16) de la tapa interior (4) de la pieza de composite curva (1). Se debe destacar que esta tapa inerior (4) está compuesta en combinación con las alas auxiliares (8, 14) de cada una de la primera (5) y tercera (10) preforma, a las cuales está unida. Tras el curado conjunto, ambas preformas pasan a ser una única pieza de composite.

La figura 2b representa de manera esquemática los pasos particulares para fabricar la pieza de composite curva (1) de la figura 2a.

En primer lugar, se aplican diversas capas de composite una sobre otra de una manera plana, lo que da como resultado por tanto una pila de capas. A su vez, esta pila de capas formará parte de la pieza de composite curva final. En particular, la primera (5), segunda (9), tercera (10) y cuarta (16) preforma se aplican dentro de su forma respectiva.

De acuerdo con la invención, la primera (5) y tercera (10) preforma se aplican con una parte con forma sustancialmente anular cuyo eje longitudinal es sustancialmente curvo, adaptado a la forma aerodinámica esperada del revestmiento (19). Estas preformas (5, 10) se dividen en un alma (6, 11) y dos alas (7, 8; 13, 14), en las cuales al menos una capa está provista de al menos una discontinuidad (12).

Por otra parte, la segunda (9) y cuarta (16) preforma se aplican con una forma sustancialmente rectangular, con una anchura suficiente de modo que permita una transferencia de carga eficaz. En particular, la anchura de cada una de estas preformas (9, 16) se debería corresponder con el doble de la anchura de las alas de la primera (7, 8) y tercera (13, 14) preforma con las que está diseñada para unirse. Además, se debe considerar la superficie de alineación para ajustar la anchura de la segunda (9) y cuarta (16) preforma.

Cabe destacar que todas las preformas tras la aplicación son laminados planos sin curar. Además, se puede utilizar cualquier técnica de aplicación tal como define la invención. De manera habitual, las capas se aplican orientadas en una secuencia de 0°, 90°, 45° y -45°; esta secuencia de orientación se puede repetir según sea necesario de acuerdo con los requisitos estructurales de la pieza de composite curva (1) final.

En segundo lugar, esas preformas ya aplicadas se soportan en un molde de la herramienta (20) para conformarlas con su forma final antes del curado. Se puede utilizar cualquier tecnología de conformado (p. ej., conformado en caliente y prensado); a pesar de ello se prefiere la tecnología de conformado en caliente.

En particular, la primera (5) y tercera (10) preforma descansan en los módulos superior (21) e inferior (24) respectivos y están retenidas mediante las placas de prensado (22, 25) respectivas en la parte superior.

Asimismo, se coloca un elemento de posicionamiento (23, 26) para facilitar y permitir un paso de conformado previo correcto. Estas preformas se doblan en un paso de conformado por sus líneas de plegado, y se obtienen una preformas con una sección transversal en 'forma de C' respectivas como resultado.

La segunda (9) y cuarta (16) preforma se adaptan de manera simple a la forma aerodinámica esperada del revestimiento; es decir, estas permanecen sustancialmente rectangulares y planas aunque curvadas de acuerdo con la curvatura del revestimiento (19).

Por último, en resumen, todas las preformas se sitúan y preparan en la herramienta (20) (lo que incluye la alineación entre el radio de doblado de la primera y tercera preforma) para el curado final. Para curar laminados no curados, las preformas se someten a un ciclo final de curado.

De manera resumida, la invención define un método para la fabricación de una pieza de composite curva (1), donde la pieza de composite curva (1) que se debe fabricar comprende al menos:

un alma curva (2) con un borde interior (2.1) y un borde exterior (2.2) y un eje neutro (2.3) entre ambos, donde dicho borde exterior (2.2) es más largo que dicho borde interior (2.1), y

una tapa exterior (3) cerca de dicho extremo del borde exterior (2.2) del alma curva (2), y adaptada de modo que proporcione una superficie continua (3.1) que se debe unir a un revestimiento.

El método comprende los siguientes pasos:

- proporcionar una herramienta adaptada de modo que soporte al menos una preforma, y las conforme en su forma final antes del curado;

- aplicar una primera preforma plana (5) compuesta por un conjunto de capas apiladas, comprendiendo dicha preforma (5) al menos una línea de plegado (5.1) sustancialmente paralela al eje neutro (2.3) de la pieza de composite curva (1), dividiendo la línea de plegado (5.1) la primera preforma en:

- un alma curva (6) que forma parte del alma curva (2) de la pieza de composite plana (1), y

- un ala (7) que forma parte de la tapa exterior (3) de la pieza de composite plana (1), estando delimitada dicha ala (7) por la línea de plegado (5.1) y un extremo libre (7.1);

de forma que al menos una capa está provista de al menos una discontinuidad (12) dentro de la zona del ala (7), siendo la al menos una discontinuidad (12) mencionada sustancialmente perpendicular

a la línea de plegado (5.1) e iniciándose desde el extremo libre (7.1);

- doblar en un paso de conformado la primera preforma plana (5) por la línea de plegado (5.1); y

- curar la al menos una preforma conformada (5).

Con fines ilustrativos, se describen distintas soluciones de fabricación de acuerdo con la presente invención.

Ejemplo 1 - Discontinuidad pasante (12) a través de la primera preforma (5).

La figura 3a representa una primera preforma plana (5) (o una tercera preforma plana (10)) compuesta por un conjunto de capas apiladas. Tal como se puede observar, todas las capas de esta primera preforma comprenden las mismas discontinuidades (12) en las mismas coordenadas (es decir, unas sobre otras) de la zona del ala; y como resultado, existen unas discontinuidades pasantes (12) a través de la primera preforma (5) conformadas por dichas discontinuidades correspondientes.

En esta primera (5) (o tercera) preforma, se introduce una 'ventana' u 'falso orificio de ratonera' antes del proceso de conformado previo, de modo que el ala (7) de la preforma se conforme sin arrugas debido al espacio liberado por las discontinuidades mencionadas.

Para satisfacer los requisitos estructurales de transferencia de carga, la segunda preforma plana (9) compuesta por un conjunto de capas apiladas se debe aplicar sin discontinuidades de modo que, una vez curada, proporcione la superficie continua (3.1) que se debe unir al revestimiento (19). Por lo tanto, la tapa exterior (3) de la pieza de composite curva (1) (formada en parte por esta segunda preforma) es responsable de la superficie que garantiza una transferencia de cargas eficaz.

Con fines ilustrativos, también se muestra una vista esquemática de la disposición final de esta primera (5) y segunda (10) preforma.

En particular, se pueden realizar distintas formas de discontinuidad (12) durante el paso de aplicación. La figura 3b representa la primera preforma conformada (5) correspondiente que comprende distintas formas de discontinuidad.

Las formas preferidas son las del tipo orificio de ratonera u oblongo, que se pueden extender hasta el comienzo del radio de doblado (R) o hasta el área del alma (6) a través de dicho radio de doblado (R), tal como se muestra en esta figura.

Aunque se pueden proporcionar distintos tipos de discontinuidades, un experto en la técnica reconoce que el número, posición y disposición particular de estas discontinuidades se basan en un análisis de tensiones para satisfacer los requisitos estructurales de la pieza de composite curva (1) de la forma más conveniente.

Además, como esta solución es de especial interés en la subestructura del carenado ventral (30), algunas de estas piezas de composite curvas (1) es necesario que estén empernadas al revestimiento (19). La figura (4) representa la tapa exterior de la pieza de composite curva con distintos pernos (27) para unirla a un revestimiento (19).

De manera conveniente, mediante esta solución existe un grosor extra con la finalidad de empernar o remachar debido a la presencia de ese segundo laminado (tapa exterior).

Ejemplo 2 - Discontinuidades (12) en capas orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado (5.1).

La figura 5 representa otro ejemplo de una primera preforma plana (5) (o tercera preforma plana) con discontinuidades (12) únicamente en aquellas capas orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado (5.1). Tal como se puede observar, como únicamente algunas capas están provistas de estas discontinuidades, se dibujan con líneas a trazos que representan que se dejan ocultas en el interior de la primera preforma (5). En consecuencia, el ala (7) de la capa que actuará como la superficie de la tapa exterior (3.1) permanece continua.

Por tanto, no hay necesidad en este ejemplo particular de proporcionar una segunda preforma (9).

Como las discontinuidades (12) se introducen dentro del paso de aplicación, únicamente aquellas capas orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado (5.1) (es decir, la dirección de 0°) comprenden estas discontinuidades.

De manera conveniente, para acelerar este paso de aplicación, se puede utilizar una colocación automatizada de fibras para cortar únicamente estas capas afectadas mientras se lamina el laminado, en lugar de realizarlo en el proceso de corte por control numérico final.

Esta figura muestra una realización preferida donde todas esas capas orientadas en otras direcciones, exceptuando la de 0°, permanecen continuas, es decir, las orientadas a 90°, 45° y -45°.

A pesar de ello, la presente invención permite la combinación de distintos ejemplos; dicho de otro modo, las discontinuidades (12) particulares se pueden introducir con distintas soluciones ya que la 'pieza de composite curva' se puede sobreentender como la totalidad de la pieza o como una parte de ella.

Con fines ilustrativos, esta figura 5 muestra las discontinuidades (12) que se inician desde el extremo libre (7.1) y son sustancialmente perpendiculares a la línea de plegado (5.1), aunque no alcanzan la línea de plegado per se. A pesar de ello, también se puede considerar discontinuidades más largas (por ejemplo, hasta el área del alma) o con formas diferentes.

La figura 6 representa una vista de una sección transversal de un ejemplo de la primera preforma (5) (o la tercera preforma) que comprende discontinuidades (12) dispuestas tanto una sobre otra (señaladas dento del rectángulo de líneas a trazos) como escalonadas. En el caso de discontinuidades dispuesta una sobre otra, se prefiere dejar al menos cuatro capas entre ellas con el fin de garantizar un buen comportamiento estructural.

Con fines ilustrativos, las discontinuidades (12) se han mostrado separadas de manera homogénea tanto horizontalmente como en altura. A pesar de ello, se pueden considerar otras disposiciones dependiendo del análisis de tensiones y de los requisitos de diseño.

Cuando se aplican muchas capas para generar la preforma, es deseable garantizar que las capas con la misma orientación (también conocida como ángulo de capa) no tienen sus discontinuidades alineadas de manera exacta (una sobre otra). Esta configuración escalonada desplaza preferentemente las discontinuidades de manera perpendicular a la orientación de la capa con el fin de no comprometer los requisitos estructurales.

Ejemplo 3 - ‘Discontinuidades rectas'.

La figura 7a representa otro ejemplo de una primera preforma plana (5) (tercera preforma plana) con discontinuidades rectas (12) que se extienden, preferentemente, desde el extremo libre (7.1) hasta la línea de plegado (5.1).

De manera similar a las soluciones anteriores, las discontinuidades (12) se dibujan con una línea a trazos que representa que se dejan ocultas en el interior de la preforma (5) tras el paso de aplicación.

Este ejemplo es muy sencillo de implementar con cualquier tecnología automática de aplicación (tal como ATL o AFP), ya que las discontinuidades (12) se introducen simplemente deteniendo y continuando la aplicación de la capa aunque sin ningún ajuste adicional de la orientación.

La figura 7b representa la primera preforma conformada (5) correspondiente (o la tercera preforma conformada, si procede).

Este ejemplo permite distintas técnicas de aplicación. Por ejemplo, la figura 8a representa una vista de una sección transversal de un ejemplo de una preforma (de cualquiera la primera o tercera) que comprende discontinuidades producidas mediante la técnica de 'corte y superposición'.

A partir de esta figura, se observa que la aplicación de una única capa comprende un proceso de comienzo y detención, que de manera habitual se puede llevar a cabo mediante cualquier tecnología tal como AFP o ATL. Por lo tanto, si se está aplicando una capa y de repente se detiene con el fin de incorporar la 'discontinuidad' adecuada, existen dos opciones posibles:

- continuar (comenzar) la aplicación de la capa en la misma coordenada (o moverse ligeramente hacia delante); y por tanto, se produce una unión a tope (véase la figura 8b); o

- moverse hacia atrás y continuar con el fin de comenzar de nuevo a aplicar la capa sobre el extremo anterior producido por la detención; por tanto, este nuevo comienzo se superpone a este extremo anterior, lo que produce un escenario de 'corte y superposición'.

Dependiendo de la tecnología de aplicación (p. ej., AFP o ATL), la anchura del haz de filamentos puede variar pero la filosofía permanece igual.

En la figura 8b se muestra un ejemplo de técnica de 'unión a tope', que representa una vista de una sección transversal de otro ejemplo de un preforma (de cualquiera la primera o tercera) que comprende discontinuidades producidas mediante esta técnica.

Esta alternativa donde las capas no están superpuestas no proporciona de manera conveniente ningún grosor extra, lo que ayuda a garantizar una superficie continua (3.1) de la tapa exterior (3) que evita cualquier abultamiento local que puede poner en riesgo la adecuada transferencia de cargas.

Ejemplo 4 - Discontinuidades (12) rectas que se extienden adicionalmente hacia el extremo libre opuesto (8.1).

La figura 9a representa un ejemplo de una primera preforma plana (5) con discontinuidades rectas (12) que se extienden adicionalmente a través del alma curva (6) de la preforma (5) hacia el extremo libre opuesto (8.1).

De manera similar al ejemplo 3, existen unas discontinuidades rectas (12) que se extienden desde el extremo libre (7.1) del ala (7) hasta la línea de plegado (5.1). A pesar de ello, estas discontinuidades (12) no se detienen en la línea de plegado (5.1), sino que continúan a lo largo de la sección completa (6, 8)

Como resultado, cada discontinuidad (12) divide la capa en dos secciones separadas. En caso de que se contemple más de una de estas disocontinuidades (12) dentro de la misma capa, esta la dividirá en un número correspondiente de secciones.

En consecuencia, la figura 9b representa la primera preforma conformada (5) correspondiente (o la tercera preforma conformada) a partir del ejemplo anterior. Las discontinuidades (12) se muestran en líneas a trazos para representar que se dejan ocultas con el fin de garantizar la continuidad de la superfice (3.1).

La figura 10 muestra una subestructura esquemática (30) de un 'carenado ventral'. Tal como se analizó brevemente en los antecedentes de la invención, se pueden utilizar cuadernas, vigas u otras piezas de composite. Cualquiera de ellas puede ser la pieza de composite curva (1) de acuerdo con la presente invención siempre que tenga una curvatura notoria. La figura 11 muestra una aeronave (40) que comprende una pieza de composite curva (1) de acuerdo con la presente invención.

Claims (13)

REIVINDICACIONES

1. Un método para fabricar una pieza de composite curva (1), comprendiendo al menos dicha pieza de composite curva (1):

un alma curva (2) con un borde interior (2.1) y un borde exterior (2.2) y un eje neutro (2.3) entre ambos, donde dicho borde exterior (2.2) es más largo que dicho borde interior (2.1), y

una tapa exterior (3) cerca de dicho extremo del borde exterior (2.2) del alma curva (2), y adaptada de modo que proporcione una superficie continua (3.1) que se debe unir a un revestimiento;

donde el método comprende los pasos de:

- proporcionar una herramienta adaptada de modo que soporte al menos una preforma, y las conforme en su forma final antes del curado;

- aplicar una primera preforma plana (5) compuesta por un conjunto de capas apiladas, comprendiendo dicha preforma (5) al menos una línea de plegado (5.1) sustancialmente paralela al eje neutro (2.3) de la pieza de composite curva (1), dividiendo la línea de plegado (5.1) la primera preforma plana en:

- un alma curva (6) que forma parte del alma curva (2) de la pieza de composite curva (1), y

- un ala (7) que forma parte de la tapa exterior (3) de la pieza de composite curva (1), estando delimitada dicha ala (7) por la línea de plegado (5.1) y un extremo libre (7.1);

de tal manera que al menos una capa esté provista de al menos una discontinuidad (12) dentro de la zona del ala (7), tal como al menos una discontinuidad (12) que sea sustancialmente perpendicular a la línea de plegado (5.1) y que se inicie desde el extremo libre (7.1);

- doblar en un paso de conformado la primera preforma plana (5) por la línea plegado (5.1); y

- curar la al menos una preformas conformadas (5), estando fabricada la pieza de composite curva (1); caracterizada por que las capas provistas de al menos una discontinuidad (12) son únicamente aquellas orientadas en la dirección de la tangente local a la línea de plegado (5.1)

2. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con la reivindicación 1, donde al menos una discontinuidad (12) es recta y se extiende en su totalidad desde el extremo libre (7.1) hasta la línea de plegado (5.1).

3. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con la reivindicación 2, donde la al menos una discontinuidad (12) recta mencionada se extiende adicionalmente a través del alma curva (6) de la preforma (5) hacia el extremo libre opuesto, dividiendo por tanto dicha discontinuidad (12) dicha capa en dos secciones separadas.

4. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, donde al menos dos capas están provistas de al menos una discontinuidad (12), estando dispuestas escalonadas y separadas tanto horizontalmente como en altura al menos dos discontinuidades (12).

5. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, donde al menos una discontinuidad (12) dispuesta en al menos una capa se produce mediante una técnica de 'corte y superposición' en el paso de aplicación.

6. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, donde al menos una discontinuidad (12) dispuesta en al menos una capa se produce mediante la técnica de 'unión a tope' en el paso de aplicación, dejándose ambos extremos de la al menos una discontinuidad (12) mencionada sin una superposición directa.

7. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, donde el método comprende además:

- aplicar una segunda preforma plana (9) compuesta por un conjunto de capas apiladas, estando destinada dicha segunda preforma (9) para formar parte de la al menos una tapa exterior (3) de la pieza de composite curva (1); - doblar en un paso de conformado esta segunda preforma plana (9) hasta que adquiera una curvatura adecuada de modo que se adapte al ala (7) de la primera preforma conformada (5);

- situar dicha segunda preforma conformada (9) sobre una cara de dicha ala (7) opuesta al alma (6); y - curar al menos ambas preformas conformadas de manera conjunta;

de tal forma que una vez curada esta segunda preforma (9) proporcione la superficie continua (3.1) que se debe unir al revestimiento.

8. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con la reivindicación 7, donde todas las capas de la primera preforma (5) están provistas de las mismas una o más discontinuidades (12) en las mismas coordenadas de la zona del ala (7), proporcionando las discontinuidades (12) correspondientes una discontinuidad pasante a través de la primera preforma (5).

9. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, donde al menos una discontinuidad (12) comprende la forma de cualquiera de:

- un corte, o

- un recorte tal como uno de tipo orificio de ratonera o un espacio delgado libre material compuesto.

10. El método para fabricar una pieza de composite curva (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, donde el método comprende además:

- aplicar una tercera preforma plana (10) de manera similar a dicha primera preforma plana (5) compuesta por un conjunto de capas apiladas, siendo dicha tercera preforma plana (10) la imagen especular de dicha primera preforma plana (5);

- doblar en un paso de conformado esta tercera preforma plana (10) por su línea de plegado (10.1);

- situar dicha primera (5) y tercera (10) preforma conformada de manera que descansen ambas almas curvas (6, 11) una sobre otra, estando en un contacto simétrico con las alas dobladas (7, 13) respectivas apuntando hacia el exterior, y proporcionar un haz de fibras de composite (15) adaptado de modo que llene el espacio entre ambos radios de doblado; y

- curar al menos ambas preformas conformadas de manera conjunta; de tal manera que se fabrique preferentemente una pieza de composite curva (1) con 'forma de T', o 'forma de L', o 'forma de C', o 'forma de J', o 'forma de H'.

11. El método para fabricar una pieza de composite curva de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, donde la pieza de composite curva (1) comprende además:

una tapa interior (4) cerca de dicho extremo del borde interior (2.1) del alma curva (2);

donde el método comprende además:

- aplicar la primera preforma plana (5), comprendiendo además dicha preforma (5) una línea de plegado auxiliar (5.2) sustancialmente paralela al eje neutro (2.3) de la pieza de composite curva (1), dividiendo esta línea de plegado auxiliar (5.2) la primera preforma plana (5) en:

- la ya presente alma curva (6), y

- un ala auxiliar (8) dispuesta opuesta al ala (7) ya presente, formando parte dicha ala auxiliar (8) de la tapa interior (4) de la pieza de composite curva (1);

- aplicar una cuarta preforma plana (16) compuesta por un conjunto de capas apiladas, estando destinada dicha cuarta preforma (16) para formar parte de la tapa interior (4) de la pieza de composite curva (1);

- doblar en un paso de conformado:

- la primera preforma plana (5) tanto por la línea de plegado (5.1) como por la línea de plegado auxiliar (5.2); y

- esta cuarta preforma plana (16) hasta que adquiera una curvatura adecuada de modo que se adapte al ala auxiliar (8) de dicha primera preforma conformada (5); y

- situar dicha cuarta preforma conformada (16) sobre una cara de dicha ala auxiliar (8) opuesta al alma (6) de dicha primera preforma conformada (5); y

- curar al menos ambas preformas conformadas de manera conjunta, de tal forma que se fabrique preferentemente una pieza de composite curva (1) con 'forma de H' o 'forma de I'.

12. Una pieza de composite curva (1) que se puede obtener mediante el método de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11.

13. Una aeronave que comprende una pieza de composite curva (1) de acuerdo con la reivindicación 12.