Método para la fabricación de una sección (30) del perfil del borde de ataque (11) de una superficie sustentadora de una aeronave; comprendiendo la sección (30) un revestimiento en forma de C (31) y uno o más largueros auxiliares (33, 33', 33'', 33''') y uno o más elementos de refuerzo longitudinales (35, 37, 37') en una dirección de envergadura, el método comprendiendo los siguientes pasos: a) proporcionar: - una primera preforma laminada (41) de un material compuesto configurada con la forma prevista para el revestimiento en forma de C (31); - una o más segundas preformas laminadas (43) de un material compuesto configuradas con un alma (45) y dos alas (47, 49) a ser unidas a la primera preforma para constituir dichos uno o más largueros auxiliares (33, 33', 10 33'', 33''') o una parte de ellos; - uno o más pares de terceras preformas laminadas (51, 61, 71, 81) de un material compuesto que comprenden uno o más lados o almas (53, 55, 63, 65, 73, 83) para ser unidos a la primera preforma laminada o a la segunda performa laminada y dos alas o pestañas (57, 59, 67, 69, 75, 85) para constituir las almas de dichos elementos de refuerzo longitudinales (35, 37, 37'); b) disponer dichas preformas laminadas en un utillaje de curado y someter el conjunto a un ciclo de autoclave para co-curar dichas preformas laminadas; c) desmoldear el utillaje de curado en la dirección de la envergadura hacia la raíz del borde de ataque (11); caracterizado por que la sección del perfil del borde de ataque (30) comprende un revestimiento en forma de C (31), un larguero auxiliar (33) con un rigidizador longitudinal (35) y dos larguerillos longitudinales (37, 37') reforzando el revestimiento en forma de C (31) en sus zonas superior e inferior situadas entre el larguero auxiliar (33) y el larguero frontal (19) del cajón de torsión (13) de la superficie sustentadora, cuando el borde de ataque se une al cajón de torsión, y donde en el paso a): - se configura un primer par de terceras preformas laminadas (51, 61) con un primer lado (53, 63) para ser unido a la primera preforma laminada (41), un segundo lado (55, 65) para ser unido a la segunda preforma laminada (43), una primera pestaña (57, 67) para constituir dicho rigidizador longitudinal (35) y una segunda pestaña (59, 69) para constituir una parte de dichos dos larguerillos (37, 37'); - se configura un segundo par de terceras preformas laminadas (71, 81) con almas (73, 83) para ser unidas a la primera preforma laminada (41) y pies (75, 85) para constituir una parte de dichos dos larguerillos longitudinales (37, 37').

    A method for manufacturing a leading edge (11) profile section (30) of an aircraft lifting surface is provided. The method comprises the following steps: a) providing a set of laminated preforms (31,33) of a composite material configured with a suitable shape for constituting the leading edge profile section; b) arranging said laminated preforms in a curing tooling and subjecting the assembly to an autoclave cycle to co-cure said laminated preforms; c) demoulding the curing tooling in a spanwise direction towards the aircraft symmetry plane. The invention also comprises a leading edge profile section (30) manufactured by said method comprising in addition to the skin of the leading edge profile section, one or more of the following structural elements: an auxiliary spar (33), a longitudinal stiffener (35) reinforcing an auxiliary spar, a longitudinal stringer (37,37') reinforcing the skin of the leading edge profile.


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    Titel :

    Borde de ataque altamente integrado de una superficie sustentadora de una aeronave



    Erscheinungsdatum :

    2017-03-23


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Spanisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge



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