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ES2398287A1 - Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño. - Google Patents

Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño. Download PDF

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ES2398287A1 ES201030468A ES201030468A ES2398287A1 ES 2398287 A1 ES2398287 A1 ES 2398287A1 ES 201030468 A ES201030468 A ES 201030468A ES 201030468 A ES201030468 A ES 201030468A ES 2398287 A1 ES2398287 A1 ES 2398287A1
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Abstract

Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño, con un sistema de propulsión (13) unido por medio de pilones (17) delanteros, que comprende: un revestimiento (35); una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente al eje longitudinal (33); un cajón longitudinal superior (41) entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior (51) entero o dividido internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento (35) una estructura multi-celular, perteneciendo en cada célula el lado exterior al revestimiento (35) y los lados interiores a dichos cajones longitudinales (41, 51); una pluralidad de vigas laterales (61) que están interconectadas con dichas cuadernas (37) para formar con el revestimiento (35) una unidad estructural. Dichos componentes (35, 37, 41, 51, 61) de la pieza de fuselaje están dimensionados de manera que la aeronave pueda hacer frente al efecto de eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número suficiente de celdas cerradas.

Description

FUSELAJE DE AERONAVE RESISTENTE AL IMPACTO Y
TOLERANTE AL DAÑO
5
CAMPO DE LA INVENCiÓN
La presente invención se refiere a una pieza de fuselaje de una aeronave
con motores de propulsión y, más en particular, a una pieza de fuselaje
resistente al impacto y tolerante al daño.
10
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
15
aeronave que están unidos al fuselaje por medio de pilones.
Uno de los problemas planteados por esa configuración de aeronave está
relacionado con eventos de fallo tales como un evento PBR ("Propeller Blade
Release"), es decir un evento en el que una pala de una hélice se separa de ella
y golpea el fuselaje, un evento UERF ("Uncontained Engine Rotor Failure"), es
20
decir un evento en el que una parte del rotor del motor se rompe, se separa de
él y golpea el fuselaje, un evento de acumulación de hielo en el que una
acumulación de hielo en las puntas de las palas puede ser lanzada a gran
velocidad sobre el fuselaje, o cualquier otro evento de "Gran Daño".
El d [seño de dicho fuselaje trasero debe por tanto tener en cuenta dichos
25
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 daño.
Una pala de hélice ó cualquier otro componente de un motor de
propUlsión separada del mismo a causa de un fallo en el motor puede impactar
3O
en el fuselaje trasero a gran velocidad y seccionarlo. En esta situación de
emergencia la aeronave opera con un solo motor lo que genera un empuje
hacia delante fuera del plano de simetría de la aeronave. Este empuje causa un
momento de guiñada que puede ser compensado con una fuerza aerodinámica
lateral provocada por el estabilizador vertical de cola del empenaje, de manera que la aeronave puede continuar establemente la navegación. Como el estabilizador vertical de cola está situado encima del fuselaje trasero, esta fuerza lateral aerodinámica genera una torsión sobre el fuselaje trasero. Si una
5 pala de hélice impacta contra el fuselaje y lo secciona, la resistencia a la torsión del fuselaje se reduce considerablemente porque la rigidez torsional al de una sección cerrada es proporcional al áreá total cubierta por la sección mientras que la rigidez torsíonal de una sección abierta es proporcional al área material de la sección.
10 Los motores de propulsión también pueden estar situados en el ala y una pala de hélice separada de ellos puede impactar el fuselaje central enfrente del ala. En este área del fuselaje la torsión de qUe debe soportar el fuselaje es relativamente baja y no supone un situación crítica de emergencia. Sin embargo esa situación cambia cuando los motores de propulsión están situados en la
15 parte trasera del 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 situación catastrófica para la aeronave que debe ser evitada.
Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la industria aeronáutica y por ello es una tendencia actual la sustitución de 20 materiales metálicos por materiales compuestos incluso en estructuras
primarias.
Los materiales compuestos más utilizados en la industria aeronáutica son los consistentes en fibras o haces de fibra embebidos en una matriz de resina termoestable o termoplástica, en forma de material preimpregnado ó "prepeg" . .
2 5 Sus principales ventajas se refieren a: -Su elevada resistencia específica respecto a los materiales metálicos.
Se trata de la ecuación resistencia/peso. -Su excelente comportamiento ante cargas de fatiga. -Las posibilidades de optimización estructural gracias a la anisotropía del
30 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.
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 lo que se configura una estructura multi-celular que
5
proporciona la resistencia torsional requerida en la parte trasera de dichas
aeronaves.
La presente invención también está dirigida a la satisfacción de la
demanda de la industria aeronáutica relativa a fuselajes traseros sujetos a
dichos eventos de fallos y propone una solución diferente a la de WO
1 0
2009/068638.
SUMARIO DE LA INVENCiÓN
Es un objeto de la presente invención proporcionar una pieza de fuselaje
1 5
para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje 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 invención proporcionar una pieza de
2 O
fuselaje para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje 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 ó
un evento de acumulación de hielo.
Es otro objeto de la presente invención proporcionar una pieza de
25
fuselaje para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje por
medio de unos pilones delanteros con una estructura tolerante al daño para
hacer frente a un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF ó
un evento de acumulación de hielo.
Estos y otros objetos se consiguen con una pieza de fuselaje de
30
aeronave, teniendo la sección transversal de dicha pieza de fuselaje una forma
curvada con al menos un plano vertical de simetría y un eje longitudinal central,
comprendiendo la pieza de fuselaje un revestimiento, una pluralidad de
cuadernas dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal,
comprendiendo también dicha pieza de fuselaje un cajón longitudinal superior
entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior entero o dividido
internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento una
5
estructura multi-celular perteneciendo en cada célula el lado exterior al
revestimiento y los lados interiores a dichos cajones longitudinales,
comprendiendo también dicha pieza de fuselaje una pluralidad de vigas
laterales que están interconectadas con dichas cuadernas para formar con el
revestimiento una unidad estructural; estando dimensionados dichos
1 0
componentes de la pieza de fuselaje de manera que la aeronave pueda hacer
frente al efecto de eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número
suficiente de celdas cerradas.
En una realización preferente dichos eventos de fallo pre-definidos
comprenden uno o más de los siguientes, un evento PBR, un evento UERF, un
15
evento de acumulación de hielo. Se consigue con ello una pieza de fuselaje de
aeronave capaz de hacer frente a unos eventos de fallo que deben
deseablemente ser tenidos en cuenta durante su diseño.
En realizaciones preferentes, dicho cajón longitudinal superior está
dividido en un cajón rectangular central y dos cajones triangulares laterales, las
2 O
cuadernas tienen almas extendidas dentro de dichos cajones unidas a ellos y
está dimensionado para que, en el caso de uno de dichos eventos pre-definidos
de fallo, al menos dos de dichos tres cajones permanezcan como cajones
cerrados. Se consigue con ello una pieza de fuselaje de aeronave con una
estructura multi-celular superior que proporciona un estructura de fuselaje
2 5
altamente resistente y tolerante al daño.
En otras realizaciones preferentes, dicho cajón longitudinal inferior está
dividido en dos cajones rectangUlares y está dimensionado para que, en el caso
de uno de dichos eventos pre-definidos de fallo, al menos uno de dichos dos
cajones permanezca como un cajón cerrado. Se consigue con ello una pieza de
30
fuselaje de aeronave con una estructura multí-celular inferior que proporciona un
estructura de fuselaje altamente resistente y tolerante al daño.
En otra realizaGÍón preferente, los principales elementos de dicha pieza
de fuselaje de aeronave están hechos con materiales compuestos. Se consigue
con ello una pieza de fuselaje de aeronave con una estructura de fuselaje
altamente resistente y tolerante al daño optimizada en peso.
S
En otra realización preferente dicha pieza de fuselaje de aeronave es el
fuselaje trasero de una aeronave con un empenaje detrás del sistema de
propulsión.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán
de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa
10
de su objeto en relación con las Figuras que se acompañan.
BREVE DESCRIPCiÓN DE LAS FIGURAS
Las Figuras 1a y 1b muestran, respectivamente, vistas esquemáticas en
15
perspectiva y en planta de la parte trasera de una aeronave cuyo fuselaje será
configurado según la presente invención.
La Figura 2 muestra una vista esquemática lateral de la estructura interna
de una pieza de fuselaje de aeronave según la presente invención.
Las Figuras 3a, 3b y 3c muestran vistas esquemáticas frontales de una
2 O
aeronave con una pieza de fuselaje según la presente invención dañada por el
impacto de una pala separada de uno de sus motores siguiendo diferentes
trayectorias.
La Figura 4 muestra una vista frontal de una pieza de fuselaje de
aeronave según la presente invenGÍón.
25
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCiÓN
En una aeronave 11 que tiene un sistema de propulsión 13 con palas de
hélice 15 unido a la parte trasera del fuselaje por medio de pilones delanteros
3 O
17 existe el riesgo de sufrir un severo daño en el caso de que una pala de hélice
15 se separe e impacte el fuselaje trasero con gran energía. En la aeronave 11
mostrada en las Figuras 1 a y 1 b el empenaje comprende un estabilizador
vertical de cola 21 y un estabilizador horizontal de cola superior 23 detrás del
sistema de propulsión 13.
La pieza de fuselaje de aeronave 31 afectada por dicho riesgo o cualquier
otro de los riesgos mencionados anteriormente se diseña según una realización
5
preferente de la presente invención, como se muestra en la Figura 2, con una
estructura interna que comprende, como elementos principales, una pluralidad
de cuadernas 37, una pluralidad de vigas laterales 61 , un cajón longitudinal
superior 41 , un cajón longitudinal inferior 51 y un revestimiento (no mostrado en
la Figura 2).
1 0
Se considera, en primer lugar, que este diseño estructural proporciona
una pieza de fuselaje de aeronave 31 con una gran resistencia torsional para
hacer frente a un evento de separación de una pala de hélice de un motor 13
causando por un lado una torsión sobre el fuselaje debido al momento de
guiñada generado por la parada de un motor 13 y al par generado por el
1 5
empenaje para compensar ese momento de guiñada, y causando por otro lado
daños en el fuselaje si la pala separada impacta sobre él , lo que obviamente
reduce su resistencia torsional. Como se ilustra en las Figuras 3a, 3b y 3c, en
un evento de impacto de una pala separada siguiendo diferentes trayectorias
16', 16" habrá suficientes áreas cerradas en la pieza de fuselaje 31 para
2 O
proporcionar la rigidez torsíonal necesaria.
En segundo lugar, se considera que este diseño estructural proporciona
una rigidez a la flexión y un refuerzo lateral que contribuye para lograr una
estructura tolerante al daño capaz de hacer frente a los daños causados por el
impacto de una pala de hélice 15 separada de un motor 13.
25
En la realización preferente mostrada en la Figura 4 puede verse que el
cajón longitudinal superior 41 está dividido en un cajón rectangular central 43 y
dos cajones longitudinales triangulares 45, 47 Y que el cajón longitudinal inferior
51 está dividido en dos cajones rectangulares 53, 55 a cada lado del plano
vertical de simetría A-A.
30
Un característica importante de la invención es que dichos cajones
longitudinales 41, 51 Y dichas cuadernas 37 deben estar configurados para
formar una estructura multi-celular junto con el revestimiento 35. Las cuadernas
37 tienen almas extendidas dentro de dicho cajón longitudinal unidas a sus
paredes que pueden tener orificios interiores. Los principales componentes de la pieza de fuselaje 31, es decir, el revestimiento 35, las cuadernas 37, los cajones superior e inferior 41, 51 Y las
5 vigas laterales 37 deben estar dimensionadas para que la aeronave pueda hacer frente a los efectos de cualquier evento de fallo manteniendo un número suficiente de celdas cerradas. En este sentido, se considera que en la realización preferente mencionada anteriormente, dos de los tres cajones 43, 45, 47 del cajón longitudinal superior 41 y uno de los dos cajones 53, 55 del
10 cajón longitudinal inferior deben permanecer como cajones cerrados en cualquiera de los eventos de fallo considerados en el diseño de la aeronave. Como comprenderá fácilmente el experto en la materia la pieza de· fuselaje de aeronave 31 según la presente invención tendrá secciones especiales en aquellas áreas que reciban cargas de los pilones 17 y del
15 estabilizador vertical de cola 21 . Una ventaja de la presente invención es que los principales elementos de la pieza de fuselaje de aeronave 31 que forman su estructura interna, es decir, las cuadernas 37, los cajones 41 , 51 Y las vigas 61 puedan ser configuradas de manera que la estructura interna completa pueda ser fabricada como una
2 O unidad a la que pueda ser unido el revestimiento 35 en una etapa posterior proporcionando un fuselaje trasero optimizado tanto en peso como en fabricabilidad. Una ventaja adicional de la presente invención es que la estructura multicélula del fuselaje 31 reduce el ruido causado por el sistema de propulsión que 25 se propaga a través del revestimiento 35 y alcanza la cabina de pasajeros. 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 3 O siguientes.

Claims (6)

  1. REIVINDICACIONES
    1.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave situada en una sección de la aeronave (11) que tiene un sistema de propulsión (13) unido al fuselaje por
    5 medio de pilones (17) delanteros, teniendo la sección transversal de dicha pieza de fuselaje (31) una forma curvada con al menos un plano vertical de simetría (A-A) y un eje longitudinal central (33), comprendiendo la pieza de fuselaje (31) un revestimiento (35), una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal (33), caracterizada porque:
    10 -también comprende un cajón longitudinal superior (41) entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior (51) entero o dividido internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento (35) una estructura multi-celular, perteneciendo en cada célula el lado exterior al revestimiento (35) y los lados interiores a dichos cajones longitudinales (41,51);
    15 -también comprende una pluralidad de vigas laterales (61) que están interconectadas con dichas cuadernas (37) para formar con el revestimiento (35) una unidad estructural;
    -
    dichos componentes (35, 37, 41, 51, 61) de la pieza de fuselaje están dimensionados de manera que la aeronave pueda hacer frente al efecto de 2 O eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número suficiente de celdas
    cerradas.
  2. 2.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según la reivindicación 1, caracterizada porque dicho cajón longitudinal superior (41) está dividido en un 25 cajón rectangular central (43) y dos cajones laterales triangulares (45, 47).
  3. 3.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según la reivindicación 2, caracterizada porque las cuadernas (37) tienen almas extendidas dentro de dichos cajones (43, 45, 47) Y unidas a ellos.
  4. 4.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizada porque dicho cajón longitudinal inferior (51) está dividido en dos cajones rectangulares (53, 55) a cada lado del plano vertical de simetría (A-A).
  5. 5.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las 5 reivindicaciones 1-4, caracterizada porque todos sus componentes (35, 37, 41, 51, 61) están hechos con materiales compuestos.
  6. 6.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, caracterizada porque está situada en la parte trasera de la 10 aeronave y tiene unido un empenaje (21, 23) detrás del sistema de propulsión
    (13).
    FIG. 1a
    FIG. 1 b
    \
    FIG.2
    FIG.3a
    13
    FIG.3b
    16'
    FIG.3c
    ~A
    43 47
    53 55
    L.A
    FIG.4
ES201030468A 2010-03-29 2010-03-29 Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño. Active ES2398287B1 (es)

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