ES2209779T3 - Avion que comprende un tren de aterrizaje con desprendimiento controlado en caso de accidente. - Google Patents

Abstract

Avión, que comprende una estructura (10) y al menos un tren de aterrizaje (16) situado bajo la estructura (10), comprendiendo el tren de aterrizaje (16) un bastidor (20), una carretilla (28), un amortiguador (24) provisto de un tope (25) de final de carrera distendido y un sistema de bielas (32) situado detrás del amortiguador (24), el amortiguador (24) y el sistema de bielas (32) conectando por separado la carretilla (28) al bastidor (20), caracterizado porque la estructura (10) comprende una corredera (52) con la cual puede hacer contacto el sistema de bielas (32), en caso de que se produzca una inclinación accidental del tren de aterrizaje (16) hacia detrás, para provocar sucesivamente una distensión completa del amortiguador (24), una ruptura del tope (25) de final de carrera distendido y una ruptura del sistema de bielas (32).

Description

Avión que comprende un tren de aterrizaje con desprendimiento controlado en caso de accidente.

Campo técnico

La invención trata de un avión provisto de un tren de aterrizaje diseñado para poder desprenderse de manera controlada en caso de accidente. La invención permite, principalmente, evitar que el tren de aterrizaje arrancado choque con un depósito de combustible situado detrás de él.

La invención se aplica principalmente a un avión de tipo comercial como un avión destinado al transporte de pasajeros y/o de mercancías.

Estado de la técnica

En los aviones comerciales, los depósitos de combustible van situados generalmente en el grupo sustentador, así como en la parte inferior del tramo de fuselaje que sostiene el equipo sustentador, delante del tren de aterrizaje principal. Esta posición central y simétrica de los depósitos en relación al plano longitudinal mediano del avión permite manejar fácilmente el centrado del mismo. En otras palabras, la posición del centro de gravedad del avión varía poco por la disminución de la masa del combustible que se produce a medida que éste se quema en los motores.

Cuando se desea aumentar la capacidad y el radio de acción de un avión se puede inducir a modificar éste y a concebir una nueva versión sin modificar en absoluto sus características esenciales. En efecto, esto permite usar un número de piezas tan elevado como sea posible en las diferentes versiones de un mismo avión.

Por consiguiente, puede definirse una nueva versión existente, caracterizada por una capacidad y un radio de acción aumentados respecto a la versión de base, sin modificar el grupo sustentador y el tramo que la sujeta. En estas condiciones, tampoco se modifican los depósitos de combustible contenidos en el grupo sustentador y en este tramo, de manera que su capacidad sigue siendo la misma. A fin de que el avión lleve a cabo su nueva misión satisfactoriamente, que implica disponer de una cantidad suplementaria de combustible a fin de aumentar su radio de acción, debe añadirse un depósito de combustible suplementario. Una ubicación privilegiada para la implantación de este depósito suplementario es la parte inferior del fuselaje, detrás del tren de aterrizaje principal. En efecto, esta ubicación situada en una parte central del avión permite una buena gestión de la posición longitudinal de su centro de gravedad.

Esta posición del depósito de combustible suplementario puede, sin embargo, resultar decisiva en condiciones anormales de aterrizaje o de despegue.

Los reglamentos aplicables prescriben considerar el fallo de los trenes de aterrizaje y sus consecuencias en estas condiciones anormales. Obligan asimismo a limitar las fugas de combustible. En estas condiciones, se trata de evitar el choque entre el tren de aterrizaje roto y las paredes del depósito de combustible, que podría llevar a la perforación de este último; esto lleva a controlar la ruptura del tren de aterrizaje y la trayectoria de las partes de éste que se desprenden.

En los aviones, existe un riesgo comparable cerca de los reactores. En efecto, detrás de la cámara de combustión de cada uno de los reactores se encuentra una turbina cuyos álabes alcanzan temperaturas muy altas. En caso de rotura de un álabe es importantísimo que éste no choque con elementos vitales para la conducción del avión como, por ejemplo, los mandos de vuelo, los circuitos hidráulicos etc., ni con el combustible. En lo que respecta al combustible, la solución usada actualmente consiste en limitar a un valor lo más bajo posible la cantidad de combustible presente en el cono de eyección probable de un álabe.

Sin embargo, esta solución no puede trasladarse al caso de un depósito de combustible situado detrás del tren de aterrizaje principal del avión. En efecto, por las razones antes enunciadas, esta posición presenta ventajas esenciales que imponen conservarla cuando haya que colocar un depósito suplementario en el avión.

Gracias al documento US-A-4,155,522 se conoce un avión con un tren de aterrizaje con todas las características del preámbulo de la reivindicación independiente.

Descripción de la invención

La invención tiene por objeto un avión equipado con un tren de aterrizaje cuya concepción original le permite controlar su desprendimiento con el fin principal de suprimir cualquier riesgo de choque entre una parte desprendida del tren de aterrizaje y la estructura del avión, en condiciones anormales de aterrizaje o de despegue.

Según la invención, este resultado se obtiene por medio de un avión que comprende una estructura y al menos un tren de aterrizaje colocado sobre la estructura, comprendiendo el tren de aterrizaje un bastidor, una carretilla, un amortiguador dotado de un tope de final de carrera distendido y un sistema de bielas situado detrás del amortiguador, el amortiguador y el sistema de bielas conectando separadamente la carretilla con el bastidor, caracterizado porque la estructura comprende una corredera con la cual puede entrar en contacto el sistema de bielas durante una inclinación accidental del tren de aterrizaje hacia atrás, para provocar sucesivamente una distensión completa del amortiguador, una ruptura del tope de final de carrera distendido y una ruptura del sistema de bielas.

Así, en el caso de un incidente consistente en una inclinación del tren de aterrizaje hacia atrás, el tope de final de carrera distendido del amortiguador y el sistema de bielas que conectan la carretilla y el bastidor se rompen automáticamente. Las dos partes del amortiguador conectadas respectivamente a la carretilla y al bastidor se separan a continuación la una de la otra por el efecto combinado del desplazamiento del avión y de la presión residual que hay en el amortiguador, aplicando al fuselaje un nivel de esfuerzo razonable. En consecuencia, la carretilla es arrancada automáticamente sin que haya riesgo de choque. Cuando se coloca un depósito de carburante en la estructura del avión, encima de la corredera, se evita una destrucción completa del avión causada por una explosión de carburante que sale del depósito.

Preferentemente, el sistema de bielas comprende dos brazos conectados cabeza a cabeza por una articulación que puede entrar en contacto con la corredera al inclinarse accidentalmente hacia atrás el tren de aterrizaje.

En un modo de realización preferido de la invención la articulación comprende un tope de control de ruptura que puede ordenar la ruptura de una pieza del sistema de bielas cuando un ángulo formado entre los dos brazos alcanza un valor máximo predeterminado.

Según el caso, la pieza que puede romperse puede ser, ya sea uno de los brazos del sistema de bielas una de cuyas zonas está dimensionada de tal forma que pueda romperse por flexión, ya sea el eje de articulación dimensionado de tal forma que pueda romperse por cizallamiento.

Ventajosamente, uno de los brazos del sistema de bielas, articulado sobre la carretilla, comprende un tope que puede entrar en contacto con el amortiguador después de la ruptura del sistema de bielas.

Además, la corredera se forma, preferentemente, sobre un elemento de estructura reforzada.

En un modo de realización preferido de la invención, la corredera comprende una primera parte, capaz de ordenar sucesivamente la ruptura del tope de final de carrera distendido del amortiguador y la ruptura del sistema de bielas, y una segunda parte, capaz de guiar una parte desprendida del tren de aterrizaje lejos de dicho elemento de estructura del avión.

Breve descripción de los dibujos

A continuación se describirán, a título de ejemplos no limitativos, dos modos de realización preferidos de la invención, haciendo referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales;

- la figura 1 es una vista lateral que representa esquemáticamente un avión según la invención;

- la figura 2 es una vista en perspectiva que representa un tren de aterrizaje principal del avión de la figura 1, visto desde atrás, realizado según un primer modo de realización de la invención;

- la figura 3 es una vista en sección transversal, a una escala más grande, de la articulación del sistema de bielas del tren de aterrizaje ilustrado en la figura 2;

- las figuras 4A a 4C son vistas laterales que representan esquemáticamente el tren de aterrizaje de la figura 2 y las partes adyacentes del avión en tres estados sucesivos del tren, cuando se inclina accidentalmente hacia atrás; y

- las figuras 5A a 5C son vistas comparables a las figuras 4A a 4C, que ilustran otro modo de realización de la invención.

Descripción detallada de dos modos de realización preferidos de la invención

La figura 1 representa esquemáticamente un avión según la invención. Este avión es un avión comercial, de diseño general clásico, destinado al transporte de pasajeros y/o de mercancías. A continuación, se describirán solamente las características necesarias para una buena comprensión de la invención.

La estructura del avión comprende, principalmente y entre otros elementos, un fuselaje 10 y un grupo sustentador 12. Cuando el avión no está volando esta estructura descansa sobre el suelo por medio de un tren de aterrizaje delantero 14 y de un tren de aterrizaje principal. Este último comprende un elemento de tren auxiliar 16 colocado bajo el fuselaje 10, que se añade a los elementos del tren colocados bajo el grupo sustentador 12. Para simplificar se utilizará en el texto la expresión "tren de aterrizaje" para designar cada elemento del tren.

De manera igualmente habitual, el avión está equipado con depósitos de carburante (no representados) colocados en el grupo sustentador 12, así como en la parte inferior del tramo de fuselaje 10 que sujeta a ésta. Este tramo está situado delante del tren de aterrizaje 16 colocado bajo el fuselaje.

En el modo de realización representado, un depósito suplementario 18 está igualmente colocado en la parte inferior del fuselaje 10, en un tramo de éste situado inmediatamente detrás del tren de aterrizaje 16. La disposición según la invención es particularmente ventajosa cuando hay un depósito suplementario de estas características. Sin embargo, puede usarse también aun en el caso de que no haya un depósito así en el avión.

Por razones accidentales, tales como la presencia de un obstáculo sobre la pista durante la rodadura del avión, no puede excluirse totalmente la posibilidad de que haya una inclinación del tren de aterrizaje 16 hacia atrás. Según la invención, el tren de aterrizaje 16 está diseñado y hecho para que, si se produce un accidente de este tipo, no haya riesgos de choque y de perforar el depósito 18, en caso de que existiera dicho depósito.

A continuación se describirá, haciendo referencia a las figuras 2, 3 y 4A a 4C, un primer modo de realización preferido de la invención que permite obtener este resultado. La descripción está hecha en el estado de salida del avión.

Como se ilustra en la figura 2, el tren de aterrizaje 16 consta de un bastidor 20 realizado en una sola pieza con un fuste vertical 22 que forma el cilindro superior fijo de un amortiguador principal 24. Un tubo 26, que forma la parte inferior móvil del amortiguador 24, lleva en su extremo inferior una carretilla 28. Cada uno de los extremos delanteros y traseros de la carretilla 28 soportan a su vez la mangueta de un par de ruedas 30 montadas en diábolo, y en las cuales se encuentran los frenos (no representados).

Un sistema de bielas 32, generalmente llamado "compás" se interpone entre el fuste 22 y el tubo 26 del amortiguador 24. Este sistema de bielas 32 está situado detrás del amortiguador 24 en el sentido del desplazamiento del avión. Comprende un primer brazo 34 y un segundo brazo 36, conectados cabeza a cabeza por una articulación 38 cuyo eje 40 está orientado transversalmente respecto del avión, es decir, paralelo a los ejes de las ruedas 30.

El extremo superior del primer brazo 34, opuesto a la articulación 38, va montado, de manera que puede girar, sobre el fuste 22 por medio de un eje 42. De forma comparable, el extremo inferior del segundo brazo 36, opuesto a la articulación 38, va montado, de manera que puede girar, sobre el tubo 26 por medio de un eje 44. Los ejes 42 y 44 están orientados transversalmente y paralelos al eje 40.

El mecanismo que asegura el control de salida y de entrada del tren de aterrizaje 16 ha sido omitido voluntariamente en la figura 2, a fin de facilitar la lectura.

El bastidor 20 del tren de aterrizaje 16 está conectado a la estructura del avión, y más precisamente en este caso, al fuselaje 10, por dos ejes 46 alineados que sobresalen de una y otra parte del bastidor 20, de manera que son recibidos en alojamientos cilíndricos complementarios (no representados) previstos con este fin en la estructura del fuselaje 10. Los ejes 46 están orientados transversalmente, es decir, paralelamente a los ejes 40, 42 y 44.

Como se muestra más precisamente en las figuras 4A a 4C, el fuselaje 10 del avión comprende, bajo la parte delantera del depósito de carburante 18, un elemento de estructura reforzada 48. Este elemento 48 está situado en el interior de la cubierta exterior 50 del fuselaje 10, en una posición tal que la articulación 38 del sistema de bielas 32 choca con él automáticamente cuando el tren de aterrizaje 16 se inclina accidentalmente hacia atrás. Más precisamente, la articulación 38 choca con una corredera 52, girada hacia la parte inferior prevista en el elemento de la estructura 48. La articulación 38 se desliza contra la corredera 52, inclinada en este caso hacia atrás y hacia la parte inferior, al producirse una inclinación accidental del tren hacia atrás, como ilustran esquemáticamente las figuras 4A a 4C. Como variante, la corredera 52 puede asimismo estar inclinada hacia la parte superior o puede estar horizontal.

Según la invención, el sistema de bielas 32 está diseñado de manera que se rompe automáticamente cuando el ángulo formado entre los dos brazos 34, 36 alcanza un valor máximo predeterminado. Este valor sólo puede alcanzarse cuando el amortiguador 24 está completamente distendido y cuando un tope de final de carrera distendido 25 del amortiguador está ya roto. Estas rupturas sucesivas se suceden a la entrada en contacto de la articulación 38 del sistema de bielas 32 con la corredera 52, cuando el tren de aterrizaje 16 se inclina accidentalmente hacia atrás.

Como se ilustra más precisamente en la figura 3, la ruptura de una pieza del sistema de bielas 32 por encima del valor máximo predeterminado del ángulo formado entre los brazos 34 y 36 está ordenada por un tope 54 de orden de ruptura, formado sobre un espolón 56 solidario con el extremo del primer brazo 34 ligado al segundo brazo 36 por la articulación 38. El tope 54 está situado en la prolongación del primer brazo 34 y girado hacia una superficie 58 enfrente del segundo brazo 36.

En las condiciones de alargamiento normales del amortiguador 24, los brazos 34 y 36 forman entre sí un ángulo tal que el tope 54 queda alejado de la superficie 58 formada sobre el segundo brazo 36. En consecuencia, el tope 54 no cumple ninguna función en un aterrizaje normal, o incluso brutal, del avión.

Cuando el tren de aterrizaje 16 gira hacia atrás, bajo el efecto de circunstancias accidentales, hasta la entrada en contacto de la articulación 38 del sistema de bielas 32 contra la corredera 52, el ángulo formado entre los brazos 34 y 36 aumenta progresivamente. El amortiguador 34 se distiende pues completamente y su tope 25 de final de carrera distendido se rompe.

Si el giro del tren de aterrizaje 16 se efectúa hasta que el tope 54 entra en contacto con la superficie 58 formada sobre el segundo brazo 36, cualquier giro suplementario del tren de aterrizaje 16 (correspondiente a un alargamiento suplementario del amortiguador 24) provoca en el sistema de bielas 32 esfuerzos que aseguran su ruptura.

Más precisamente, el lugar del sistema de bielas 32 al nivel del cual se produce la ruptura está, preferentemente, determinado con antelación, dimensionando una de las piezas de este sistema de bielas de manera que se rompa automáticamente cuando se le aplica un esfuerzo excesivo.

En el primer modo de realización de la invención la pieza destinada a romperse es el brazo 36. Ésta comprende entonces una zona dimensionada de manera que puede romperse por flexión cerca de la articulación 38. Como variante, la ruptura puede producirse asimismo en el brazo 34.

A continuación se describirán, haciendo referencia en particular a las figuras 4A a 4C, las consecuencias de una rodadura accidental de un avión así realizado, cuando esta rodadura provoca una inclinación hacia atrás del tren de aterrizaje 16 en condiciones susceptibles de poner en peligro la integridad del depósito de carburante 18, en el caso de que exista dicho depósito.

Debido a, por ejemplo, un obstáculo 60 situado sobre el camino de las ruedas 30 del tren de aterrizaje 16, éste se inclina hacia atrás alrededor del eje de giro materializado por los ejes 46 (figura 2). Cuando esta inclinación hace que la articulación 38 del sistema de bielas 32 entre en contacto contra la corredera 52, como se ilustra en la figura 4A, la articulación 38 se desliza contra ésta. Esto tiene como consecuencia la distensión completa del amortiguador 24, seguida de una ruptura del tope 25 de final de carrera distendido del amortiguador 24. La inclinación del tren tiene asimismo como consecuencia una abertura progresiva del ángulo formado entre los brazos 34 y 36.

A continuación, el tope 54 entra en contacto con la superficie 58 del brazo 36, de manera que la inclinación del tren 16 se traduce en la ruptura por flexión del brazo 36, cerca de la articulación 38. Cuando los dos brazos están en la prolongación el uno del otro, como ilustra la figura 4B, no están conectados entre sí y el tubo 26 se separa del fuste 22.

En estas condiciones, el desplazamiento del avión, combinado con la acción de la presión que hay en el interior del amortiguador 24, tiende a eyectar la parte inferior del tren de aterrizaje 16, es decir, el conjunto constituido por el tubo 26, los brazos 36, la carretilla 28, las ruedas 30 y los frenos asociados a las mismas. Como ilustra la figura 4C, esta eyección se efectúa sin que el depósito de combustible 18, si es que existe, sufra daños y, por consiguiente, sin ningún riesgo de dañar el avión.

Las figuras 5A a 5C ilustran un segundo modo de realización de la invención, cuando el tren de aterrizaje 16 se inclina accidentalmente hacia atrás. Este modo de realización se distingue principalmente del anterior por la naturaleza de la pieza del sistema de bielas 32 destinada a romperse en caso de accidente, así como por la forma de la corredera 52.

Así, en el caso de las figuras 5A a 5C, la ruptura del sistema de bielas 32 se produce al nivel del eje 40, bajo el efecto de los esfuerzos de cizallamiento que le son aplicados cuando se alcanza el valor máximo predeterminado del ángulo que separa los brazos 34 y 36. Estos esfuerzos se aplican, como antes, gracias a una disposición como la ilustrada en la figura 3. En este caso, el eje 40 está dimensionado de manera que se rompe por cizallamiento en dichas condiciones accidentales, pudiendo soportar los esfuerzos que le son normalmente aplicados en las condiciones de aterrizaje más severas.

El segundo modo de realización de la invención ilustrado en las figuras 5A a 5C se distingue igualmente del anterior por la forma de la corredera 52 prevista en el elemento de estructura reforzada 48.

Así, la corredera 52 comprende una primera parte 52a, inclinada (o no) hacia atrás (o hacia delante) y hacia la parte inferior (o superior), con la cual entra automáticamente en contacto la articulación 38 del sistema de bielas 32 cuando se produce una inclinación accidental hacia atrás del tren de aterrizaje 16, como se ilustra en la figura 5A. El amortiguador 24 se distiende y el tope de final de carrera 25 distendido se rompe.

La articulación 38 se desliza a continuación contra esta primera parte 52a de la corredera, hasta que se produce la ruptura del eje 40 del sistema de bielas 32, en una posición que aparece en la figura 5B.

Los efectos acumulados de la persecución del desplazamiento del avión y de la presión residual que hay en el amortiguador 24 tienen como consecuencia la eyección hacia atrás de la parte inferior del tren de aterrizaje 16, es decir, el tubo 26, el brazo 36, la carretilla 28, las ruedas 30 y los frenos asociados a las mismas. Durante esta eyección, el extremo superior del brazo 36, inicialmente integrado en la articulación 38, está guiado por una segunda parte 52b, prácticamente horizontal, de la corredera, que prolonga la parte 52a hacia detrás, como se muestra en la figura 5C.

Como muestran las figuras 5A, 5B y 5C, el brazo 36 está equipado con un tope 62, girado hacia el tubo 26 del amortiguador. Este tope 62 mantiene una separación mínima entre el tubo 26 y la corredera 52 (figuras 5B y 5C), tras la ruptura del eje 40. Esto permite mantener la parte desprendida del tren lo suficientemente alejada del fuselaje para evitar cualquier choque.

En las figuras 5A, 5B y 5C, una línea L de puntos y rayas ilustra el trayecto seguido por la articulación que conecta el tubo 26 con la carretilla del tren, debido al guiado del brazo 36 por la corredera 52. Esta línea muestra claramente que se evita bien todo riesgo de que la parte eyectada del tren 16 perfore el depósito 18.

Se entiende que los modos de realización que acaban de describirse pueden experimentar diferentes variantes, sin salirse del marco de la invención. Así, puede asegurarse la orden de ruptura de una de las piezas del sistema de bielas 32 gracias a un tope integrado en una o en otra de las articulaciones que conectan respectivamente el brazo 34 con el fuste 22 y el brazo 36 con el tubo 26. Además, los dos modos de ruptura del sistema de bielas 32 pueden combinarse con diferentes realizaciones posibles de la corredera 52.

Claims (9)

1. Avión, que comprende una estructura (10) y al menos un tren de aterrizaje (16) situado bajo la estructura (10), comprendiendo el tren de aterrizaje (16) un bastidor (20), una carretilla (28), un amortiguador (24) provisto de un tope (25) de final de carrera distendido y un sistema de bielas (32) situado detrás del amortiguador (24), el amortiguador (24) y el sistema de bielas (32) conectando por separado la carretilla (28) al bastidor (20), caracterizado porque la estructura (10) comprende una corredera (52) con la cual puede hacer contacto el sistema de bielas (32), en caso de que se produzca una inclinación accidental del tren de aterrizaje (16) hacia detrás, para provocar sucesivamente una distensión completa del amortiguador (24), una ruptura del tope (25) de final de carrera distendido y una ruptura del sistema de bielas (32).

2. Avión según la reivindicación 1, en el que el sistema de bielas (32) comprende dos brazos (34, 36) conectados cabeza a cabeza por una articulación (38) que puede entrar en contacto con la corredera (52) si se produce dicha inclinación accidental del tren de aterrizaje (16) hacia detrás.

3. Avión según la reivindicación 2, en el que la articulación (38) comprende un tope (54) de orden de ruptura que puede ordenar la ruptura de una parte (34, 36) del sistema de bielas (32) cuando un ángulo formado entre los dos brazos (34, 36) alcanza un valor máximo predeterminado.

4. Avión según la reivindicación 3, en el que dicha parte es uno (36) de los brazos (34, 36) del sistema de bielas (32), comprendiendo dicho brazo (36) una zona dimensionada de manera que puede romperse por flexión.

5. Avión según la reivindicación 3, en el que dicha parte es un eje (40) de la articulación (38) dimensionado de manera que puede romperse por cizallamiento.

6. Avión según una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 5, en el que uno (36) de los brazos (34, 36) articulado en la carretilla (28) comprende un tope (62) que puede entrar en contacto con el amortiguador (24) tras la ruptura del sistema de bielas (32).

7. Avión según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes en el que la corredera (52) está formada sobre un elemento de estructura reforzado (32).

8. Avión según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que la corredera (52) comprende una primera parte (52a) que puede controlar sucesivamente la ruptura del tope (25) de final de carrera distendido del amortiguador (24) y la ruptura del sistema de bielas (32), y una segunda parte (52b) que puede guiar una parte suelta del tren de aterrizaje lejos de dicho elemento de estructura (10) del avión.

9. Avión según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que un depósito de combustible (18) se coloca en la estructura (10) del avión, por encima de la corredera (52).