ES2601897T3 - Fuselaje de aeronave reforzado - Google Patents

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ES2601897T3 ES12798784.0T ES12798784T ES2601897T3 ES 2601897 T3 ES2601897 T3 ES 2601897T3 ES 12798784 T ES12798784 T ES 12798784T ES 2601897 T3 ES2601897 T3 ES 2601897T3
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Raúl Carlos LLAMAS SANDÍN
José Luis MARTÍNEZ MUÑOZ
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Abstract

Fuselaje de aeronave reforzado. La invención se refiere a una aeronave con un sistema de propulsión (13) unido al fuselaje trasero (31) por medio de unos pilones delanteros (17); comprendiendo la aeronave un estabilizador vertical de cola (21) unido al fuselaje trasero (31); extendiéndose el fuselaje trasero (31) desde el mamparo de presión trasero (27) hasta la cola (29) de la aeronave, comprendiendo un revestimiento (35), una pluralidad de cuadernas (37, 37', 37'') y teniendo una forma curva; comprendiendo el estabilizador vertical de cola (21) un cajón de torsión con revestimientos izquierdo y derecho, largueros frontal y trasero (51, 53) y una pluralidad de costillas (55); comprendiendo también una estructura resistente conectando dicho estabilizador vertical de cola (21) con el fuselaje trasero (31) que actúa como un camino de carga redundante en eventos de fallo del sistema de propulsión (13) que pueden producir daños en el fuselaje trasero (31).

Description

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Fuselaje de aeronave reforzado
DESCRIPCION
Campo de la invencion
La presente invencion se refiere al fuselaje trasero de una aeronave con motores de helice y, mas en particular, a un fuselaje reforzado para soportar impactos y danos debidos a eventos de fallo de los motores de helice.
Antecedentes de la invencion
Se conocen aeronaves comerciales (CBA vector 123, SARA, AVANTI, 7J7) provistas de motores de helice situados en la parte trasera de la aeronave que estan unidos al fuselaje por medio de pilones.
Uno de los problemas planteados por esa configuracion de aeronave esta relacionado con eventos de fallo tales como un evento PBR (“Propeller Blade Release”), es decir, un evento en el que una pala de una helice se separa de ella y golpea el fuselaje, un evento UERF (“Uncontained Engine Rotor Failure”), es decir, un evento en el que una parte del rotor del motor se rompe, se separa de el y golpea el fuselaje, un evento de acumulacion de hielo en el que una acumulacion de hielo en las puntas de las palas puede ser lanzada a gran velocidad sobre el fuselaje, o cualquier otro evento de “Gran Dano”.
El diseno de dicho fuselaje trasero debe por tanto tener en cuenta dichos eventos y garantizar su capacidad para mantener la estabilidad y proceder a un aterrizaje seguro de la aeronave, es decir, debe ser un fuselaje resistente al impacto y tolerante al dano.
Como consecuencia de un fallo en el motor una pala de helice o cualquier otro componente del motor puede separarse e impactar en el fuselaje trasero a gran velocidad y seccionarlo. En esta situacion de emergencia la aeronave opera con un solo motor lo que genera un empuje hacia delante fuera del plano de simetrla de la aeronave. Este empuje causa un momento de guinada que puede ser compensado con una fuerza aerodinamica lateral provocada por el estabilizador vertical de cola del empenaje, de manera que la aeronave puede continuar establemente la navegacion. Como el estabilizador vertical de cola esta situado encima del fuselaje trasero, esta fuerza lateral aerodinamica genera una torsion sobre el fuselaje trasero. Si una pala de helice impacta contra el fuselaje y lo secciona, la resistencia a la torsion del fuselaje se reduce considerablemente porque la rigidez torsional de una seccion cerrada es proporcional al area total cubierta por la seccion mientras que la rigidez torsional de una seccion abierta es proporcional al area material de la seccion.
Los motores de helice tambien pueden estar situados en el ala de modo que una pala de helice separada de ellos puede impactar el fuselaje central enfrente del ala. En este area del fuselaje la torsion de que debe soportar el fuselaje es relativamente baja y no supone una situacion crltica de emergencia. Sin embargo, esa situacion cambia cuando los motores de propulsion estan situados en la parte trasera del
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fuselaje enfrente del empenaje porque en ese caso el par generado por el empenaje debido al fallo de un motor es muy grande y puede causar una situacion catastrofica para la aeronave que debe ser evitada.
WO 2009/068638 describe un fuselaje resistente al impacto hecho con materiales compuestos que comprende un revestimiento exterior y un revestimiento interior, estando ambos revestimientos unidos por medio de elementos radiales con los que se configura una estructura multi-celular que proporciona la resistencia torsional requerida en la parte trasera de dichas aeronaves.
La presente invencion tambien esta dirigida a la satisfaccion de la demanda de la industria aeronautica relativa a fuselajes traseros sujetos a dichos eventos de fallos y propone una solucion diferente a la de WO 2009/068638.
Sumario de la invencion
Es un objeto de la presente invencion proporcionar una aeronave con un sistema de propulsion unido al fuselaje trasero por medio de unos pilones delanteros altamente resistente a las cargas torsionales producidas en caso de un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF.
Es otro objeto de la presente invencion proporcionar una aeronave con un sistema de propulsion unido al fuselaje trasero por medio de unos pilones delanteros con una estructura resistente al impacto para hacer
frente a un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF o un evento de acumulacion de
hielo.
Es otro objeto de la presente invencion proporcionar una aeronave con un sistema de propulsion unido al fuselaje trasero por medio de unos pilones delanteros con una estructura tolerante al dano para hacer
frente a un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF o un evento de acumulacion de
hielo.
Estos y otros objetos se consiguen mediante una aeronave segun la reivindicacion 1.
En realizaciones de la presente invencion, dicha estructura resistente es una viga y la aeronave tambien comprende una carena no-resistente cubriendo dicha viga con forma de aleta dorsal. Se consigue con ello una aeronave mejor preparada para hacer frente a dichos eventos, ya que proporciona un camino de carga adicional exterior al fuselaje sin efectos aerodinamicos perjudiciales.
En realizaciones de la presente invencion, dicha estructura resistente es una viga y la aeronave tambien comprende una carena resistente con forma de aleta dorsal cubriendo dicha viga. Se consigue con ello una aeronave con una doble proteccion para hacer frente a dichos eventos.
En realizaciones de la presente invencion dicha viga esta conectada, por un lado, a la cuaderna mas cercana al mamparo de presion trasero y, por otro lado, a la union de una costilla con el larguero frontal del estabilizador vertical de cola. Por lo tanto, los puntos de conexion de la viga con la parte trasera del
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fuselaje y el estabilizador vertical de cola se encuentran fuera de la zona mas afectada por dichos eventos de fallo.
En realizaciones de la presente invencion, el angulo entre el eje longitudinal de la viga y un plano horizontal esta comprendido entre 10° y 30°. En esa posicion la viga cubre una parte importante de los riesgos asociados a dichos eventos de fallo.
En realizaciones de la presente invencion, la viga tiene uno o mas soportes intermedios en la parte trasera del fuselaje para evitar el pandeo. Estos apoyos intermedios se pueden colocar facilmente en el interior de la carena que cubre la viga de modo que no tienen ningun efecto aerodinamico perjudicial.
En realizaciones de la presente invencion, la seccion transversal de la viga es una seccion de forma cerrada (preferentemente una forma tubular). Por lo tanto, la viga tiene una forma apropiada para soportar esfuerzos de traccion.
En realizaciones de la invencion con una carena resistente, la carena comprende un revestimiento resistente y unos elementos de refuerzo adecuadamente dimensionados para soportar las cargas previstas para cada tipo de carena.
En realizaciones de la presente invencion, las carenas pueden ser piezas unitarias unidas al estabilizador vertical de la cola y al fuselaje trasero o bien extensiones del estabilizador vertical de cola.
Otras caracterlsticas y ventajas de la presente invencion se desprenderan de la siguiente description detallada de una realization ilustrativa y no limitativa de su objeto en relation con las figuras que se acompanan.
Breve descripcion de las figuras
Las Figuras 1a y 1b, muestran, respectivamente, una vista esquematica lateral y en planta del fuselaje trasero de una aeronave con motores de helice.
Las Figuras 2a y 2b son, respectivamente, vista esquematicas en seccion transversal y en perspectiva del fuselaje trasero de una aeronave de acuerdo con la presente invencion.
La Figura 3 es una vista esquematica en perspectiva del fuselaje trasero de una aeronave de acuerdo con una realizacion de la presente invencion.
La Figura 4 es una seccion transversal parcial de la Figura 3 que muestra en detalle la estructura resistente.
La Figura 5 es una vista esquematica en perspectiva del fuselaje trasero de una aeronave de acuerdo con otra realizacion de la invencion.
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La Figura 6 es una seccion transversal parcial de la figura 5 que muestra en detalle la estructura resistente.
La Figura 7 es una seccion transversal parcial que muestra en detalle la estructura resistente de otra realizacion de la presente invencion.
La Figura 8 es una vista esquematica en perspectiva del fuselaje trasero de una aeronave que muestra una aleta dorsal como una sola pieza unida al fuselaje y el empenaje vertical.
La Figura 9 es una vista esquematica en perspectiva del fuselaje trasero de una aeronave que muestra otra realizacion de una aleta dorsal como una extension del estabilizador vertical de cola.
Descripcion detallada de la invencion
En la aeronave mostrada en las figuras 1a y 1b un sistema de propulsion 13 con palas de helice 15 esta unido a la parte trasera del fuselaje 31 por medio de pilones delanteros 17 y el empenaje comprende un estabilizador vertical de cola 21 y un estabilizador horizontal de cola alto 23 detras del sistema de propulsion 13.
El estabilizador vertical de cola 21, unido a la parte trasera del fuselaje 31, comprende un borde de ataque, un cajon de torsion, un borde de salida, una ralz de junta y una punta. El cajon de torsion comprende largueros 51, 53, costillas 55 y revestimientos izquierdo y derecho rigidizados por larguerillos. Los revestimientos izquierdo y derecho se unen a los paneles del borde de ataque y del borde de salida formando su contorno aerodinamico.
Los principales elementos estructurales del fuselaje trasero 31, al igual que en un fuselaje tlpico, son el revestimiento 35, las cuadernas 37 y los larguerillos (no mostrados). El revestimiento 35 esta rigidizado longitudinalmente con larguerillos para reducir el espesor del revestimiento, haciendolo mas competitiva en terminos de peso, mientras que las cuadernas 37 impiden la inestabilidad general del fuselaje y pueden estar sometidas a la introduccion de cargas locales.
Por lo tanto, en las areas de fijacion del estabilizador vertical de cola 21 y de los pilones 17 los elementos estructurales del fuselaje trasero 31 y en particular las cuadernas 37 estan disenados apropiadamente para soportar las cargas introducidas por ellos.
Por otra parte, el fuselaje trasero 31 tambien puede comprender otros elementos estructurales para proporcionar la gran resistencia torsional necesaria para hacer frente a un evento de desprendimiento de una pala de la helice 15 de un motor del sistema de propulsion 13 causando por un lado una torsion sobre el fuselaje debido al momento de guinada generado por la parada del motor y al par generado por el empenaje para equilibrar dicho momento de guinada y causando por otro lado danos en el fuselaje, si la pala desprendida impacta en el que, obviamente, reducen su resistencia a la torsion.
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En este contexto, la idea basica de la presente invencion es la adicion de una estructura resistente conectando el estabilizador vertical de cola 21 con el fuselaje trasero 31 que actue como un camino de carga redundante en dichos eventos de fallo.
En realizaciones de la invencion (veanse, en particular, las figuras 2a y 2b), dicha estructura resistente comprende una viga 41 conectada, respectivamente, a una zona 45 del fuselaje y a una zona 49 del cajon de torsion del estabilizador vertical de cola 21 que estan situadas fuera de las trayectorias principales previstas para las palas desprendidas del sistema de propulsion 13 de modo que la viga 41 puede actuar como un camino alternativa de carga para, por ejemplo, eventos de fallo que afectan a un area del fuselaje trasero 31 que recibe cargas del estabilizador vertical de cola 21.
En realizaciones de la invencion, la zona 45 del fuselaje a la que esta conectada la viga 41 es una zona ubicada sobre la cuaderna 37 mas cercana al mamparo de presion trasero 27 de modo que la carga de la viga 41 pueda ser trasladada directamente a dicha cuaderna. La union entre la viga 41 y la cuaderna 37 puede llevarse a cabo utilizando accesorios adecuados.
Analogamente la zona 49 del cajon de torsion del estabilizador vertical de cola 21 a la que la viga 41 esta conectada esta ubicada sobre la union de una costilla 55 con el larguero frontal 51 y la union entre dichos elementos se puede llevar a cabo utilizando accesorios adecuados.
Teniendo en cuenta los requisitos anteriormente mencionados para las zonas 45, 49 de conexion de la viga, se considera que el angulo entre el eje longitudinal de la viga 41 y un plano horizontal (es decir, un plano perpendicular al plano de simetrla A.-A) esta comprendido entre 10° y 30°.
En realizaciones preferentes dicha viga 41 tiene una seccion transversal con forma cerrada y, en particular una seccion transversal con forma tubular.
En realizaciones de la invencion (veanse, en particular, las figuras 3 y 4) la viga 41 esta cubierta una carena no-resistente 63 con finalidades exclusivamente aerodinamicas con forma de una aleta dorsal, entendiendo por ello una extension del estabilizador de cola 21 de una considerable longitud a lo largo del fuselaje, aunque su proyeccion lateralmente hacia fuera del fuselaje puede ser menor que la proyeccion lateral del estabilizador vertical de cola, que esta dirigida a mejorar la estabilidad direccional de la aeronave.
Como se muestra en la figura 4, el revestimiento de la carena 63 puede tener una estructura sandwich.
En realizaciones de la invencion (veanse, en particular las figuras 5 y 6) la estructura resistente comprende una viga 41 y una carena 65 con forma de aleta dorsal, teniendo pues funciones aerodinamicas y resistentes. En la realizacion mostrada en la figura 6, la carena 65 comprende un revestimiento resistente 71, larguerillos de refuerzo 73 en forma de T y un alma 75 en la seccion superior de la carena cercana al estabilizador de cola 21.
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En realizaciones de la invencion (vease en particular la figura 7) la estructura resistente comprende unicamente una estructura 67 en forma de aleta dorsal. En la realizacion mostrada en la figura 7, la estructura 67 comprende un revestimiento resistente 71, larguerillos rigidizadores 73 con forma de T y un alma 77 dimensionada adecuadamente para cumplir con los requisitos resistentes. Como la carena 67 es el unico componente de la estructura resistente debe estar unida a la parte trasera del fuselaje 31 y al estabilizador vertical de la cola 21 a traves de medios de union apropiados para sus funciones de transferencia de cargas.
Dichas carenas 63, 63, 67 estaran dispuestos preferentemente como piezas individuales unidas al estabilizador vertical de cola 21 como se ilustra en la figura 8, aunque tambien pueden estar dispuestos como extensiones del estabilizador vertical de cola 21 como se ilustra en la Figura 9, como sucede con la aletas dorsales incorporadas en muchos aviones conocidos.
Ademas de un nuevo camino de carga, la estructura resistente de acuerdo con esta invencion producen los efectos tecnicos siguientes:
- Aumenta la rigidez a flexion y la resistencia del fuselaje trasero 31 al lograr una estructura tolerante al dano capaz de hacer frente a los danos causados por el impacto de una pala de helice 15 desprendida de un motor 13.
- Aumenta la fuerza lateral del estabilizador vertical de cola 21 y el angulo de entrada en perdida.
- Proporciona una proteccion contra el ruido causado por el sistema de propulsion 13.
- Proporciona un escudo para los eventos de acumulacion de hielo.
Aunque la presente invencion se ha descrito enteramente en conexion con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando este como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones siguientes.

Claims (10)

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    15
    20
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    REIVINDICACIONES
    1. - Aeronave con un sistema de propulsion (13) unido al fuselaje trasero (31) por medio de unos pilones delanteros (17); comprendiendo la aeronave un estabilizador vertical de cola (21) unido al fuselaje trasero (31); extendiendose el fuselaje trasero (31) desde el mamparo de presion trasero (27) hasta la cola (29) de la aeronave, comprendiendo un revestimiento (35) y una pluralidad de cuadernas (37, 37', 37'') dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal (33) y teniendo una forma curva con al menos un plano vertical de simetrla (A-A); comprendiendo el estabilizador vertical de cola (21) un cajon de torsion con revestimientos izquierdo y derecho, largueros frontal y trasero (51, 53) y una pluralidad de costillas (55), la aeronave tambien comprende una estructura resistente conectando dicho estabilizador vertical de cola (21) con el fuselaje trasero (31) que actua como un camino de carga redundante en eventos de fallo del sistema de propulsion (13) que pueden producir danos en el fuselaje trasero (31) caracterizado por que:
    - dicha estructura resistente es una viga (41) y la aeronave tambien comprende una carena no-resistente (63) con forma de aleta dorsal cubriendo dicha viga (41), o
    - dicha estructura resistente comprende una viga (41) y una carena resistente (65) con forma de aleta dorsal cubriendo dicha viga (41).
  2. 2. Aeronave segun la reivindicacion 1, en la que dicho sistema de propulsion (13) es un sistema de rotor abierto y dichos eventos de fallo comprenden uno o mas de los siguientes: un evento PBR o un evento UERF o un evento de acumulacion de hielo.
  3. 3. - Aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1-2, en la que dicha viga (41) esta conectada, por un lado, a la cuaderna (37) mas cercana al mamparo de presion trasero (27) y, por el otro lado, a la union de una costilla (55) con el larguero frontal (51) del estabilizador vertical de cola (21).
  4. 4. - Aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la que el angulo entre el eje longitudinal de dicha viga (41) y un plano horizontal esta comprendido entre 10° y 30°.
  5. 5. - Aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que dicha viga (41) tiene uno o mas soportes intermedios (48) en el fuselaje trasero (31) para evitar el pandeo.
  6. 6. - Aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1-5, en la que la seccion transversal de dicha viga (41) es una seccion de forma cerrada.
  7. 7. - Aeronave segun la reivindicacion 6, en la que dicha seccion de forma cerrada tiene una forma tubular.
  8. 8. - Aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones 1-7, en la que dicha carena resistente (65) comprende un revestimiento (71) y unos elementos de refuerzo (73, 75).
  9. 9. - Aeronave segun la reivindicacion 1, en la que cada una de dichas carenas (63, 65) es una pieza unitaria unida al estabilizador vertical de cola (21) y al fuselaje trasero (31).
  10. 10.- Aeronave segun la reivindicacion 1, en la que cada una de dichas carenas (63, 65) es una extension del estabilizador vertical de cola (21).
    5
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