BRPI0712754A2 - estrutura de calda para aeronave ou espaçonave - Google Patents

Abstract

ESTRUTURA DE CALDA E AERONAVE OU ESPAçONAVE. A presente invenção refere-se a uma estrutura de calda (1) para uma aeronave ou espaçonave, a qual se junta a uma seção de fuselagem (2) da aeronave ou espaçonave, e compreende uma construção de suporte (3) para suportar pelo menos um componente do avião (40, 41), e uma unidade de antepara (5) pretendida para a vedação à prova de pressão da seção da fuselagem (2) e apta a ser acoplada tanto à construção de suporte (3) como à seção da fuselagem (2) de modo a formar um caminho de fluxo de força entre o pelo menos um componente do avião (40, 41) e a seção da fuselagem (2).

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "ESTRUTURA DE CALDA E AERONAVE OU ESPAÇONAVE"

A presente invenção refere-se a uma estrutura de calda para uma aeronave ou espaçonave, em particular, a uma estrutura de calda que diretamente se une a uma seção de fuselagem da aeronave ou espaçonave. A presente invenção também diz respeito a uma aeronave ou espaçonave compreendendo a estrutura de calda de acordo com a invenção.

Apesar da presente invenção ser descrita com referência a uma aeronave possuindo uma fuselagem com construção monocoque, a presente invenção não está restrita à mesma.

A fuselagem de aeronave comercial é produzida utilizando uma assim chamada construção monocoque. Um casco externo da fuselagem neste caso forma uma estrutura de direcionamento de força. As forças atu- ando longitudinalmente e as forças torcionais atuando perpendicularmente à direção longitudinal na direção circunferencial são transferidas, entre outras coisas, a partir das asas, dos motores e da unidade de estabilização para o casco externo. A alta rigidez mecânica do casco externo com respeito às forças atuantes é obtida em virtude da estrutura substancialmente tubular da fuselagem, ou seja, uma estrutura possuindo uma seção transversal circular ou elíptica. Dentro da estrutura monocoque, são proporcionadas longarinas se estendendo longitudinalmente e chassis que são dispostos transversal- mente às longarinas e que correspondem à seção transversal da fuselagem. As longarinas e os chassis impedem a possibilidade de bojos ou mossas serem formados no casco, os quais poderiam reduzir a capacidade de dire- cionamento de carga mecânica do casco externo com respeito às forças longitudinais, transversais ou torcionais.

A construção de uma fuselagem monocoque é baseada princi- palmente em sua rigidez mecânica, o que significa que as propriedades ae- rodinâmicas da fuselagem são adversamente afetadas, até alguma exten- são, ou que elas sempre acarretam em uma acomodação sendo feita.

Um ou mais motores podem ser dispostos em uma seção de calda. Estes motores requerem condições específicas de influxo de ar para operação ideal. Em princípio, o ar pode ser levado a fluir de uma maneira desejada pelo aprovisionamento do casco externo com um desenho aerodi- nâmico. Entretanto, o desenho aerodinâmico e o projeto em termos de rigi- dez mecânica do casco externo tipicamente somente podem ser combinados até uma extensão limitada.

Um objetivo no qual a invenção é baseada é proporcionar uma possibilidade de projeto aperfeiçoado em termos de propriedade aerodinâ- mica de uma aeronave.

Este objetivo é alcançado pela estrutura de calda de acordo com a invenção possuindo os aspectos da Reivindicação de Patente 1 e pela ae- ronave ou espaçonave compreendendo a estrutura de calda de acordo com a invenção como apresentada na Reivindicação de Patente 16.

A estrutura de calda de acordo com a invenção para uma aero- nave ou espaçonave, a qual se une a uma seção de fuselagem da aeronave ou espaçonave, compreende: uma construção de suporte para suportar pelo menos um componente do avião, e uma unidade de antepara pretendida para à vedação à prova de pressão da seção de fuselagem e apta a ser a- coplada tanto com a construção de suporte como com a seção de fuselagem de modo a formar um caminho de fluxo de força entre o pelo menos um componente do avião e a seção de fuselagem.

A idéia por trás da presente invenção envolve a provisão de uma construção de suporte que é independente da seção de fuselagem. As for- ças transferidas para a construção de suporte a partir dos componentes do avião são transmitidas para uma unidade de antepara que pode ela própria ser acoplada à seção de fuselagem. Por conseqüência, a unidade de ante- para pode propagar estas forças para a seção de fuselagem. A unidade de antepara, de acordo com a invenção, desse modo possui uma função dupla. Por um lado, ela é pretendida vedar a seção de fuselagem de uma maneira à prova de pressão de modo a manter uma pressão interna no compartimen- to de passageiros, no compartimento de carga, etc., que é mais elevada do que a pressão circundante, e, por outro lado, ela serve como uma peça de acoplamento mecânico entre a seção de fuselagem e a estrutura de calda. Desde que as forças atuando sobre a estrutura de calda sejam absorvidas e transportadas pela estrutura de suporte, o revestimento externo ou a care- nagem da estrutura de calda podem ser otimizados em termos de condições ideais de fluxo de ar.

Avanços e refinamentos vantajosos são especificados nas rei- vindicações secundárias e nas concretizações.

A unidade de antepara pode ser uma unidade de antepara pla- na. As suas superfícies principais de delimitação da unidade de antepara são substancialmente paralelas uma à outra. Entretanto, isto não exclui a possibilidade de integração de elementos adicionais na unidade de antepara que se projetam a partir das superfícies principais.

Em um refinamento, a seção de fuselagem compreende uma estrutura monocoque com um revestimento externo tencionado, longarinas se estendendo longitudinalmente e chassis dispostos perpendicularmente às longarinas na direção circunferencial. Tal seção de fuselagem de forma van- tajosa possui um baixo peso combinado com uma alta rigidez mecânica. A unidade de antepara pode ser acoplada às Iongarinas através de elementos de acoplamento de modo a formar um caminho de fluxo de força com a se- ção de fuselagem.

De acordo com um refinamento adicional, a construção de su- porte compreende uma construção de barra de suporte para formar o cami- nho do fluxo de força. A construção de suporte neste caso pode compreen- der barras de suportes com parede dupla. Desde que a construção de barra de suporte transmita as forças a partir do componente do avião e as forças na parte da seção de fuselagem, é possível que um revestimento externo ou uma carenagem da estrutura de calda seja otimizada em termos de proprie- dades aerodinâmicas. Não existe necessidade de considerar a capacidade mecânica de direcionamento de força do revestimento externo da estrutura de calda.

De acordo com um refinamento adicional, a construção de su- porte compreende um ou dois pilones para suportar um respectivo motor. O pilone pode ser formado por uma construção de barras de suporte com limi- tes definidos em forma de paralelepípedo com pelo menos uma barra de suporte se estendendo diagonalmente no paralelepípedo. Os pilones podem ter sua própria cobertura. Dentro do espaço lacrado resultante, é possível dispor linhas de suprimento para os motores e/ou para sangrar a pressão do calor residual a partir dos motores. Este calor residual pode ser utilizado pa- ra aquecer os compartimentos de passageiros.

O componente do avião pode compreender um componente de estabilização e/ou um componente de propulsão. O componente de estabili- zação neste caso pode compreender um estabilizador horizontal e/ou um estabilizador vertical e/ou uma haste de centragem aerodinâmica para um estabilizador horizontal e/ou um estabilizador vertical.

Em uma variante, a unidade de estabilização e a unidade de an- tepara são acopladas através de pelo menos duas escoras oblíquas, cada uma das quais compreende um primeiro pontos de suspensão em uma regi- ão de conexão da unidade de estabilização e um segundo ponto de suspen- são ao longo do eixo geométrico vertical de simetria da unidade de antepara.

Em um refinamento, a unidade de antepara é uma unidade de antepara plana. Adicionalmente, a unidade de antepara pode compreender uma cúpula de pressão. Além disso, a unidade de antepara pode compreen- der amarração interna para absorver as forças torcionais que atuam radial- mente ao redor de uma direção longitudinal da estrutura de calda.

De acordo com uma concretização ilustrativa preferida adicional, a construção de suporte pode ser acoplada à unidade de antepara com um encaixe por força, com um encaixe por forma e/ou com uma fusão de mate- rial. Uma faixa perfurada pode ser disposta na unidade de antepara e a construção de suporte pode compreender pinos que são inseridos dentro da faixa perfura para obter acoplamento com um encaixe por forma.

De acordo com um avanço, uma cobertura completamente en- volve a estrutura de calda. Esta cobertura é de preferência formada em rela- ção a princípios aerodinâmicos. Na cobertura podem ser dispostos flapes de área grande que permitem o fácil acesso aos componentes do avião na es- trutura de calda. A presente invenção é explicada em mais detalhes abaixo com referência às concretizações ilustrativas preferidas e às figuras anexas, nas quais:

a figura 1 apresenta uma vista lateral de uma estrutura de calda de acordo com uma concretização ilustrativa da presente invenção;

a figura 2 apresenta uma vista interna da estrutura de calda da figura 1 sem o casco externo;

a figura 3 apresenta uma vista plana da estrutura de calda da figura 2;

a figura 4 apresenta uma ilustração de linha tridimensional da estrutura de calda das figuras precedentes;

a figura 5 apresenta uma ilustração de linha tridimensional adi- cional da concretização das figuras precedentes; e

a figura 6 apresenta uma vista detalhada de uma peça de cone- xão da concretização das figuras precedentes; e

a figura 7 apresenta uma representação esquemática de um tu- bo com parede dupla.

A não ser que dito ao contrário, números de referência iguais nas figuras denotam componentes iguais ou funcionalmente equivalentes.

Uma concretização da estrutura de calda 1 é explicada em mais detalhes abaixo em conjunto com as figuras 1 até 3. A figura 1 apresenta a estrutura de calda em uma vista lateral a partir do exterior, a figura 2 apre- senta a mesma vista lateral, mas com uma carcaça externa removida, e a figura 3 apresenta uma vista plana da estrutura de calda sem a carcaça ex- terna. A estrutura de calda 1 diretamente se junta a uma seção da fuselagem 2. A seção da fuselagem 2 é incorporada como uma estrutura monocoque como convencionalmente utilizada para uma aeronave comercial. Para este fim, ela compreende um casco externo tencionado 20 que substancialmente possui uma seção transversal circular ou elíptica. O casco externo tenciona- do 20 é suportado pelas Iongarinas internas se estendendo longitudinalmen- te 21 e pelos chassis 22 dispostos transversalmente às mesmas. Os chassis 22 de forma vantajosa possuem uma forma correspondendo à seção trans- versai da carcaça externa 20. O esqueleto, o qual é formado pelas Iongari- nas 21 e pelos chassis 22, por sua parte, possui somente uma baixa capaci- dade mecânica de direcionamento de carga, se tiver. A capacidade de dire- cionamento de carga é concedida para a seção de fuselagem 2, por exem- plo, por meio da carcaça externa 20 sozinha.

De acordo com a presente concretização, a seção de calda ou a estrutura de calda 1 é igualmente coberta com uma carcaça externa 8. Esta é a carenagem designada 8 abaixo. Diferente da carcaça externa 20 na se- ção de fuselagem 2, a carenagem 8 não tem uma função de direcionamento de carga. Ela serve somente como uma cobertura. Desde que a carenagem 8 não se sujeite às forças, a carenagem 8 pode ser projetada com um grau substancial de liberdade. Por conseqüência, a carenagem 8 pode ser cons- truída de forma ideal para os requerimentos aerodinâmicos. Em adição, fla- pes grandes 9 podem ser dispostos na estrutura de calda 1, estes flapes facilitando o acesso ao interior da estrutura de calda. Estes flapes grandes 9 podem ao mesmo tempo também servir como dispositivos de equilíbrio de pressão no caso de descompressão, caso em que eles imediatamente a- brem a força.

Por exemplo, dois pilones 7 na estrutura de calda suportam um respectivo motor 41. De acordo com a presente concretização ilustrativa, os pilones 7 são cobertos pela carenagem 8 diretamente até sua borda em di- reção ao motor 41. Uma luva à prova de fogo ou resistente ao calor de prefe- rência veda a carenagem 8 na face de contato com o motor 41. Uma concre- tização adicional não possui motor ou possui um único motor na estrutura de calda. Por conseqüência, o número de pilones neste caso também é reduzido.

A estrutura de calda 1 de preferência também compreende uma unidade de estabilização 40. Na concretização representada, a unidade de estabilização compreende somente um leme de profundidade. A direção Ia- teral é obtida por diferentes vetores de empuxo a partir dos dois motores 41. Entretanto, a estrutura de calda 1 também pode compreender um estabiliza- dor vertical. A vista lateral na figura 2 e a vista plana na figura 3 apresentam um desenho possível da estrutura de calda 1 compreendendo uma constru- ção de suporte 3 e uma unidade de antepara 5. A figura 3 representa a se- ção ao longo do plano A-A na figura 2, e a figura 2 representa a seção ao longo do plano B-B na figura 3.

A unidade de antepara 5 lacra o interior exposto à pressão da seção de fuselagem 2 de uma maneira à prova de pressão. A unidade de antepara 5 pode ser acoplada e mecanicamente conectada à seção de fuse- lagem através de elementos de acoplamento 6.. Estes elementos de aco- plamento 6 de preferência são conectados às Iongarinas se estendendo lon- gitudinalmente 21, as quais por sua vez são acopladas a carcaça externa tencionada 20.

A unidade de antepara 5, ou a antepara de pressão 5, é de pre- ferência plana em forma. Isto resulta em maiores liberdades de projeto, tal como, por exemplo, a instalação de uma porta na antepara de pressão 5.

Devido à diferença de pressão entre o interior da seção de fuse- lagem 2 e a estrutura de calda 1, as forças na direção longitudinal atuam sobre a antepara de pressão 5. Para garantir que a antepara de pressão 5 possua estabilidade mecânica suficiente com respeito a estas forças, ela de preferência é proporcionada com as escoras se estendendo dentro da mes- ma e/ou com a escora 52, 53 se estendendo em seu lado externo. Em adi- ção, uma cúpula de pressão 51 pode ser integrada na antepara de pressão 5.

A construção de suporte 3 da estrutura de calda 1 é de forma vantajosa acoplada à antepara de pressão. Por conseqüência, as forças que atuam sobre a estrutura de suporte 3 são propagadas diretamente através da antepara de pressão 5 para a carcaça externa 20 da seção de fuselagem 2. Um fluxo de força correspondente também existe na direção oposta.

A estrutura de suporte 3 ilustrada a título de exemplo nas figuras 2 e 3 de preferência é configurada como uma construção de barra de supor- te. De acordo com esta concretização ilustrativa, a estrutura da base em formato de pirâmide é formada por quatro barras de suporte 74, 75, 76 (a quarta barra de suporte somente pode ser vista nas vistas em perspectiva). Nesta disposição, as extremidades da barra de suporte na base imaginária da estrutura com base em pirâmide são acopladas a antepara de pressão 5. A construção da barra de suporte em formato de pirâmide serve entre outras coisas para suportar a unidade de estabilização 40. A unidade de estabiliza- ção 40 é disposta na região traseira da estrutura de base em formato de pi- râmide.

Quando a direção é realizada utilizando o leme de profundidade da unidade de estabilização 40 ou, se presente, utilizando o leme de direção de um estabilizador vertical, forças torcionais atuam sobre a estrutura de base em formato de pirâmide. Na região traseira da estrutura de base, isto é, próximo do ápice, a estrutura de base não possui rigidez suficiente com res- peito às forças torcionais. Uma escora oblíqua 80 conecta um ponto de sus- pensão 82 da unidade de estabilização com um ponto de suspensão 84 na antepara de pressão 5. O ponto de suspensão 82 da unidade de estabiliza- ção 40 está situado lateralmente a uma distância do eixo geométrico longitu- dinal da seção de calda. Em relação à primeira escora oblíqua 80, uma se- gunda escora oblíqua se estende simetricamente com respeito ao eixo geo- métrico longitudinal da seção de calda e é acoplada a um segundo ponto de suspensão 83. Estas duas escoras oblíquas adicionais 80, ou se apropriado, escoras oblíquas ainda adicionais, aumentam a rigidez torcional da estrutura de base. O ponto de suspensão 84 na antepara de pressão 5 é de preferên- cia disposto em um plano perpendicular ao eixo geométrico longitudinal da estrutura de calda 1.

É possível, por exemplo, que os pilones 7 que servem para su- portar um motor 41 sejam presos junto à estrutura de base. Quando é feito uso de dois motores 41, em certas circunstâncias pode ser possível dispen- sar o uso de um estabilizador vertical. Os pilones possuem uma estrutura de base substancialmente em forma de cubo ou de paralelepípedo. Este forma- to é formado pelas barras de suporte 70, 71 e 72. Para garantir que os em- puxos a partir do motor 41 sejam transmitidos para a estrutura de base da estrutura de suporte 3, pelo menos uma barra de suporte diagonal 73 é adi- cionalmente disposta dentro do pilone. O pilone pode ser cercado por sua própria cobertura interna (não apresentada), dentro da qual as linhas de ali- mentação para o motor 41 se estendem e/ou o calor residual do motor é de forma útil sangrado para aquecer os compartimentos de passageiros.

Quando somente um motor é utilizado na região da calda, o pi- lone é orientado verticalmente. Quando utilizando dois motores, os pilones de preferência possuem uma inclinação com respeito à vertical.

Nas figuras 4 e 5, duas representações tridimensionais da estru- tura de calda ilustrativa descrita acima são ilustradas. As barras, os suportes e a antepara 5 são reduzidos para linhas ou superfícies para simplificar a representação. Adicionalmente, os acoplamentos das barras de suporte indi- viduais e os elementos são indicados por pontos.

A figura 4 apresenta dois pilones 7. Uma escora transversal 85 é utilizada para conectar os pilones um com outro lateralmente de modo a se obter maior rigidez. Os componentes adicionais nas figuras 4 e 5 já foram descritos em conjunto com as figuras 1 até 3.

A figura 6 ilustra um refinamento possível de um acoplamento das barras de suporte com a antepara de pressão. Uma faixa perfurada 54 possuindo uma série de furos 55 é rebitada com a antepara de pressão. A faixa perfurada 54 de preferência é fabricada de titânio de alta resistência e resistente à corrosão. Isto torna possível obter um grau mais elevado de re- sistência à corrosão do que obtido pelos materiais de fibra compostos dos quais pelo menos parte da antepara de pressão 5 é fabricada. As barras, neste caso, a título de exemplo, as barras de suporte 76 e 77, compreendem os pinos 30 que podem ser inseridos dentro dos furos 55. Isto resulta em uma conexão de encaixe por forma. Os pinos podem ser seguros nos furos 55 por meio de parafusos adicionais se estendendo perpendicularmente. Este é somente um dos modos possíveis para conexão das barras de supor- te com a antepara de pressão 5.

A figura 7 esquematicamente apresenta um tubo com parede dupla 86 que consiste em um tubo interno e em um tubo externo. Tais tubos podem, por exemplo, serem utilizados nos pilones 7 para garantir segurança aumentada contra fraturas e/ou para obter propriedades à prova de falhas.

Apesar da presente invenção ter sido descrita neste documento com referência às concretizações ilustrativas preferidas, ela não está restrita às mesmas, mas pode ser modificada de vários modos.

Em particular, a geometria da estrutura de suporte pode ser mo- dificada em uma ampla variedade de modos.

Claims (7)

1. Estrutura de calda (1) que se une a uma seção de fuselagem (2) particularmente de uma aeronave ou espaçonave, compreendendo: uma construção de suporte (3) para suportar pelo menos um componente do avião (40, 41); e uma unidade de antepara (5) para vedação à prova de pressão da seção de fuselagem (2) e apta a ser acoplada tanto à construção de su- porte (3) como à seção de fuselagem (2) de modo a formar um caminho de fluxo de força entre pelo menos um componente do avião (40, 41) e a seção de fuselagem (2), em que a construção de suporte (3) compreende um ou dois pilones (7) para suportar um respectivo motor (41), e os pilones (7) são formados por uma construção de barra de su- porte com definição em forma de paralelepípedo (70, 71, 72) com pelo me- nos uma barra de suporte (73) se estendendo diagonalmente na forma de paralelepípedo.

2. Estrutura de calda, de acordo com a reivindicação 1, caracte- rizada pelo fato de que a construção de suporte (3) compreende um formato de pirâmide constituído de quatro barras de suporte (74, 75, 76) para supor- tar uma unidade de estabilização (40) e duas escoras oblíquas (80, 81), ca- da uma conectando um primeiro ponto de suspensão (82, 83) em uma regi- ão de conexão da unidade de estabilização (40) e um segundo ponto de sus- pensão (84) na seção da fuselagem (2), o primeiro ponto de suspensão (82, 83) sendo deslocado horizontalmente com respeito a um plano simétrico ver- tical da estrutura de calda, e o segundo ponto de suspensão (84) sendo dis- posto no plano de simetria vertical.

3. Estrutura de calda, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, compreendendo uma cobertura (8) para cobrir a construção de suporte (3), a cobertura (8) não proporcionando função de suporte.

4. Estrutura de calda, de acordo com a reivindicação 3, caracte- rizada pelo fato de que a cobertura (8) completamente envolve a estrutura de calda (1).

5. Estrutura de calda, de acordo com a reivindicação 3 ou 4, ca- racterizada pelo fato de que flapes com área grande (9) para acessar os componentes do avião (40, 41) são dispostos na cobertura (8).

6. Estrutura de calda, de acordo com a reivindicação 1, caracte- rizada pelo fato de que a construção de suporte (3) compreende barras de suporte com parede dupla.

7. Aeronave ou espaçonave compreendendo uma estrutura de calda (1) como definida em qualquer uma das reivindicações precedentes.