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ES2391967A1 - Pilón de soporte de motores de aeronaves. - Google Patents

Pilón de soporte de motores de aeronaves. Download PDF

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ES2391967A1
ES2391967A1 ES201030027A ES201030027A ES2391967A1 ES 2391967 A1 ES2391967 A1 ES 2391967A1 ES 201030027 A ES201030027 A ES 201030027A ES 201030027 A ES201030027 A ES 201030027A ES 2391967 A1 ES2391967 A1 ES 2391967A1
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Airbus Operations SL
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Abstract

Pilón (19) de soporte de motores de aeronaves unido a una sección del fuselaje (17) que tiene una sección transversal cerrada de una forma curva comprendiendo un revestimiento (31) y una pluralidad de cuadernas (33); comprendiendo su configuración estructural un cajón central (41) dentro del fuselaje y dos cajones laterales externos (51, 61) a sus dos lados, todos ellos hechos con material compuesto, estando estructurados los tres cajones (41, 51, 61) como cajones multi-larguero con revestimientos superiores e inferiores (43, 45; 53, 55; 63, 65), largueros laterales (47, 49; 57, 59, 67, 69) y al menos un larguero central (48, 58; 68); teniendo una interfaz plenamente continua entre el cajón central (41) y el revestimiento (31) del fuselaje; estando unido al fuselaje (17) manteniendo una plena continuidad en el revestimiento (31) del fuselaje y una plena transferencia de cargas entre cualquier cuaderna interrumpida (33?) al alcanzar el cajón central (41).

Description

PILÓN DE SOPORTE DE MOTORES DE AERONAVES
CAMPO DE LA INVENCIÓN
5
La presente invención se refiere a una aeronave con motores de
propulsión situados en su parte trasera y, más en particular, a los pilones de
soporte de dichos motores.
1 o
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Se conocen aeronaves comerciales (CBA vector 123, SARA, AVANTI,
7 J7) provistas de motores de propulsión situados en la parte trasera de la
aeronave que están soportados por el fuselaje por medio de pilones fijos.
15
Uno de los problemas planteados por esta configuración de aeronave
está relacionada con eventos de fallo tales como el PBR ("Propeller Blade
Release"), es decir, un evento en el que una pala de uno de los motores de
propulsión se separa y golpea el fuselaje, el UERF (Uncontained Engine Rotor
Failure) ó cualquier otro evento que produzca un "gran daño". El diseño de
2 o
dicho fuselaje trasero debe, pues, tener en cuenta tales eventos y garantizar su
capacidad para mantener la estabilidad y proceder a un aterrizaje seguro, es
decir, debe ser un fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño.
En la técnica anterior, los pilones fijos unidos a la parte trasera del
fuselaje de la aeronave están realizados básicamente con materiales metálicos.
2 5
Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la
industria aeronáutica y por ello es una tendencia actual la sustitución de
materiales metálicos por materiales compuestos incluso en estructuras
primarias.
Los materiales compuestos más utilizados en la industria aeronáutica son
3 o
los consistentes en fibras o haces de fibra embebidos en una matriz de resina
termoestable o termoplástica, en forma de material preimpregnado ó "prepeg".
Sus principales ventajas se refieren a:
-
Su elevada resistencia específica respecto a los materiales metálicos. -El dispositivo se une al fuselaje de la aeronave manteniendo una plena Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán diferentes tales como daños debidos a eventos de restos de disco, fuego, fallos
Se trata de la ecuación resistencia/peso.
-Su excelente comportamiento ante cargas de fatiga.
-Las posibilidades de optimización estructural que se esconden tras la
5
anisotropía del material y la posibilidad de combinar fibras con diferentes
orientaciones, permitiendo el diseño de elementos con diferentes propiedades
mecánicas, ajustadas a las diferentes necesidades en términos de cargas
aplicadas.
En este contexto, la presente invención está orientada a la satisfacción
1 o
de la demanda de pilones fijos unidos a la parte trasera de una aeronave para
soportar motores hechos con materiales compuestos.
SUMARIO DE LA INVENCION
15
Es un objeto de la presente invención proporcionar un dispositivo de
soporte hecho de materiales compuestos para ser unido a la parte trasera de un
fuselaje de aeronave, tal como un pilón fijo para una aeronave con motores de
propulsión situados en su parte trasera, capaz de resistir eventos de fallo tales
como un evento PBR o un evento UERF.
2 o
Este y otros objetos se consiguen mediante un dispositivo tal como un
pilón unido a una sección de un fuselaje de aeronave que tiene una sección
transversal cerrada de una forma curva que comprende un revestimiento y una
pluralidad de cuadernas, en el que:
-Su configuración estructural comprende un cajón central dentro del
2 5
fuselaje de la aeronave y dos cajones laterales externos a sus dos lados hechos
con material compuesto, estando estructurados los tres cajones como cajones
multi-larguero con revestimientos superiores e inferiores, largueros laterales y al
menos un larguero central.
-Hay una interfaz plenamente continua entre el cajón central y el
3 o
revestimiento del fuselaje y consecuentemente cualquier cuaderna intermedia
queda interrumpida al alcanzar el cajón central.
continuidad en el revestimiento del fuselaje y una plena transferencia de cargas
entre cualquier cuaderna interrumpida.
En una realización preferente, el cajón central tiene el mismo número de
5
largueros centrales que el número de cuadernas intermedias interrumpidas,
quedando situados dichos largueros centrales en la misma sección del fuselaje
que las cuadernas interrumpidas para proporcionarles continuidad en el camino
de carga. Se consigue con ello un pilón multi-larguero que es un pilón seguro al
fallo para los eventos de fallo considerados.
1 o
En otra realización preferente, los medios de unión comprenden filas de
accesorios tensores entre, respectivamente, los revestimientos superiores e
inferiores de los cajones externos y los revestimientos superior e inferior del
cajón central con pernos cruzando el revestimiento del fuselaje, y filas de
accesorios tensores entre, respectivamente, los largueros laterales de los
15
cajones externos y los largueros laterales del cajón central con pernos cruzando
el revestimiento del fuselaje. Se consigue con ello una unión eficiente de tipo
piano entre el cajón central y los cajones laterales que permite la plena
continuidad del revestimiento del fuselaje.
En otra realización preferente, los medios de unión también comprenden
2 o
accesorios de unión con pernos entre las cuadernas intermedias interrumpidas
y los largueros centrales del cajón central. Se consigue con ello una unión
eficiente entre el cajón central y las cuadernas interrumpidas que permite la
plena transferencia de cargas entre ellas.
En otras realizaciones preferentes, el dispositivo es un pilón situado en la
2 5
parte trasera del fuselaje de la aeronave soportando un sistema de propulsión
de la aeronave con palas de hélice, con el cajón central dispuesto a media
altura dentro del fuselaje.
de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de
su objeto en relación con las Figuras que se acompañan.
5
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 es una vista parcial en perspectiva de una aeronave con un
sistema de propulsión unido al fuselaje trasero a través de un pilón delantero
según la presente invención.
1 o
La Figura 2 es una vista frontal de la aeronave mostrada en la Figura 1.
Las Figuras 3, 4, 5 son vistas en sección de la Figura 2 según,
respectivamente los planos A-A, B-B y C-C.
La Figura 6 es una vista parcial esquemática en perspectiva del cajón
central de pilón mostrando sus medios de unión a las cuadernas y a los cajones
15
laterales externos.
La Figura 7 es una vista en perspectiva de una sección interna del cajón
central del pilón, la Figura 7a es una vista ampliada de su interfaz con el
fuselaje y la Figura 7b es una vista ampliada de una de las zonas superiores de
dicha interfaz.
20
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION
En una aeronave 11 con un sistema de propulsión 13 con palas de hélice
15 unido al fuselaje trasero 17 por medio de un pilón delantero 19, el fuselaje
2 5
trasero 17 debe ser un fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño.
El pilón 19 es una estructura altamente cargada debido a la gran
distancia en los medios propulsores 13 y el fuselaje 17. Particularmente, la
interfaz entre el fuselaje 17 y el pilón 19 está afectada por grandes momentos
flectores y de torsión y, en casos de aterrizajes de choque y aterrizajes
3 o
dinámicos a grandes empujes y cargas verticales. Por otra parte, el pilón 19
debe ser una estructura preparada para ser reparada en casos de eventos muy
por fatiga o sustitución de motores.
Como se ilustra en las Figuras 1-2, en la zona de unión del pilón 19, el
fuselaje trasero 17 tiene generalmente un sección transversal cerrada de forma
5
curva con al menos un plano vertical de simetría D-D y un eje longitudinal
central 29 y su estructura comprende un revestimiento 31 y unas cuadernas 33
dimensionadas para mantener la estabilidad de la aeronave requerida para
proceder a un aterrizaje seguro en un caso de separación de una pala de hélice
15 o en cualquier otro de los eventos de fallo anteriormente mencionados.
1 o
Siguiendo las Figuras 2-5 puede verse que en una realización preferente
según la presente invención, el pilón 19, realizado enteramente con materiales
compuestos, comprende un cajón central 41 dentro del fuselaje 17 de la
aeronave y dos cajones laterales externos 51, 61 a sus dos lados que están
unidos al fuselaje 17 de la aeronave a media altura de una manera rígida,
15
manteniendo una completa continuidad del revestimiento 31 del fuselaje. En
este sentido debe advertirse que en la técnica anterior, el fuselaje incluye
aberturas que permiten el paso del pilón de soporte del sistema de propulsión.
Los tres cajones 41, 51, 61 están configurados como cajones multi-
larguero con revestimientos superiores e inferiores 43, 45; 53, 55; 63, 65. Los
2 o
largueros laterales 57, 59; 67, 69 y los largueros centrales 58; 68 de dichos
cajones laterales 51, 61 tienen una configuración en forma de C.
Los largueros laterales 47, 49 del cajón central 41 tienen una
configuración en forma de C y los largueros centrales 48 del cajón central 41
tienen una configuración en forma de doble T (una configuración apropiada
2 5
para proporcionar continuidad a las cuadernas intermedias 33' interrumpidas
por el cajón central 41 ).
El cajón central 41 está unido a los cajones externos 51, 61 por medio
de:
-Filas de accesorios tensores 71 entre, respectivamente, los
3 o
revestimientos superiores e inferiores 53, 55; 63, 65 de los cajones externos 51,
61 y los revestimientos superior e inferior 43, 45 del cajón central con pernos
cruzando el revestimiento 31 del fuselaje. Los accesorios tensores 71 están
conectados a dichos revestimientos superiores e inferiores 53, 63, 43; 55, 65,
45 por medio de remaches de cortadura.
-Filas de accesorios tensores 73 entre, respectivamente, los largueros
5
laterales 57, 59; 67, 69 de los cajones externos 51, 61 y los largueros laterales
47, 49 del cajón central 41 con pernos cruzando el revestimiento 31 del fuselaje.
Los accesorios tensores 73 están conectados a dichos largueros
laterales 57, 67, 47; 59, 69, 49 por medio de remaches de cortadura.
Así pues, el cajón central 41 está unido a los cajones externos 51, 61 por
1 o
medio de una llamada unión piano.
La unión entre el cajón central 41 y las cuadernas intermedias 33'
interrumpidas por el pilón 19 se hace como se muestra en las Figures 7, 7a y 7b
por medio del accesorio de tensión y cortadura 81 unido al alma y al ala interior
15
de la cuaderna intermedia 33' y del accesorio trasero 83 unido a un larguero
central 48 y a los revestimientos superior e inferior 43, 45 del cajón central 41
por medio de remaches de cortadura. Las cargas de tensión y cortadura se
transmiten por medio de pernos entre el accesorio de tensión y cortadura 81 y
el accesorio trasero 83. Por otra parte, el revestimiento 31 del fuselaje
2 o
proporciona continuidad al ala externa de la cuaderna intermedia 33'.
En la realización que venimos de describir los cajones externos 51, 61
tienen largueros con forma de C pero el experto en la materia entenderá
fácilmente que la invención también es aplicable a cajones con largueros en
forma de Doble T, X, Doble-Lambda, Doble Pi, W ó incluso a una estructura de
2 5
cajón con largueros corrugados.
Por otra parte, puede apreciarse que sus largueros centrales 58, 68 no
tienen ningún papel específico en la unión con el cajón central 41 en una
situación de ausencia de daños por lo que su número y posición depende
únicamente de consideraciones dimensionales respecto a los cajones laterales
3 o
51, 61. En situaciones de daño, los largueros centrales 58, 68 tienen una
función de cierre de los cajones de torsión.
Respecto al cajón central 41, sus largueros laterales 4 7, 49 tienen la
misma configuración en forma de C que los largueros laterales 57, 59; 67, 69 de
los cajones externos. Cualquier otra configuración de dichos largueros laterales
47,49 que permita una unión de tipo piano tal como una configuración en forma
5
de Doble T, X, Doble-Lambda, Doble Pi, W ó incluso largueros corrugados, es
aceptable.
La configuración en forma y posición de los largueros centrales 48
depende de las anteriormente mencionadas cuadernas intermedias
interrumpidas 33' para poder proporcionar la mencionada transferencia de
1 o
cargas, es decir la continuidad de cargas por medio de los largueros centrales
48.
Se considera que este diseño estructural del pilón 19 refuerza la
resistencia torsional del fuselaje trasero 17 para hacer frente a un evento de
fallo tal como un evento de separación de una pala de hélice 15 de un motor 13
15
causando el fallo de una parte de alguno de los cajones 41, 51, 61 porque la
estructura multi-larguero de dichos cajones permite el mantenimiento de un
cajón cerrado para soportar el momento de torsión producido en dicho evento.
En segundo lugar se considera que este diseño estructural del pilón 19
proporciona una interfaz reforzada con el fuselaje para mantener la estabilidad
2 o
de la aeronave en cualquier evento de fallo.
Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión
con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas
modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por
las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones
2 5
siguientes.

Claims (5)

  1. REIVINDICACIONES
    1.-Dispositivo (19) unido a una sección de un fuselaje (17) de aeronave
    que tiene una sección transversal cerrada de una forma curva y que comprende
    5
    un revestimiento (31) Y una pluralidad de cuadernas (33), caracterizado porque:
    -a) la configuración estructural de dicho dispositivo (19) comprende un
    cajón central (41) dentro del fuselaje de la aeronave y dos cajones laterales
    externos (51, 61) a sus dos lados, todos ellos hechos con material compuesto,
    estando estructurados los tres cajones(41, 51, 61) como cajones multi-Iarguero
    10
    con revestimientos superiores e inferiores (43, 45; 53, 55; 63, 65), largueros
    laterales (47, 49; 57, 59, 67, 69) Y al menos un larguero central (48, 58; 68);
    -b) hay una interfaz plenamente continua entre el cajón central (41) Y el
    revestimiento (31) del fuselaje y consecuentemente cualquier cuaderna
    intermedia (33') queda interrumpida al alcanzar el cajón central (41);
    15
    -c) dispositivo (19) se une al fuselaje (17) de la aeronave manteniendo
    una plena continuidad en el revestimiento (31) del fuselaje y una plena
    transferencia de cargas entre cualquier cuaderna interrumpida (33').
  2. 2.-Dispositivo (19) según la reivindicación 1, caracterizado porque el
    2 O
    cajón central (41) tiene el mismo número de largueros centrales (48) que el
    número de dichas cuadernas intermedias interrumpidas (33'), quedando
    situados dichos largueros centrales (48) en la misma sección del fuselaje que
    las cuadernas interrumpidas (33') para proporcionarles continuidad en el
    camino de carga.
    25
  3. 3.Dispositivo (19) según cualquiera de las reivindicaciones 1-2,
    caracterizado porque los medios de unión comprenden:
    -filas de accesorios tensores (71) entre, respectivamente, los
    revestimientos superiores e inferiores (53, 55; 63, 65) de los cajones externos
    3 O
    (51, 61) Y los revestimientos superior e inferior (43, 45) del cajón central (41)
    con pernos cruzando el revestimiento (31) del fuselaje;
    -
    filas de accesorios tensores (73) entre, respectivamente, los largueros laterales (57, 59; 67, 69) de los cajones externos (51, 61) Y los largueros laterales (47, 49) del cajón central (41) con pernos cruzando el revestimiento
    (31) del fuselaje.
  4. 4.-Dispositivo (19) según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizado porque los medios de unión también comprenden accesorios de unión (81, 83) con pernos entre las cuadernas intermedias interrumpidas (33') y los largueros centrales (48).
    10 5.-Dispositivo (19) según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, caracterizado porque dicha sección del fuselaje (17) está situada en la parte trasera del fuselaje de la aeronave.
    15 6.-Dispositivo (19) según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, caracterizado porque el cajón central (41) está dispuesto a media altura dentro del fuselaje.
  5. 7.-Dispositivo (19) según cualquiera de las reivindicaciones 1-6, 2 O caracterizado porque es un pilón soportando un sistema de propulsión (13) de la aeronave con palas de hélice (15).
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