[go: up one dir, main page]

ES2841399T3 - Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola - Google Patents

Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola Download PDF

Info

Publication number
ES2841399T3
ES2841399T3 ES16382612T ES16382612T ES2841399T3 ES 2841399 T3 ES2841399 T3 ES 2841399T3 ES 16382612 T ES16382612 T ES 16382612T ES 16382612 T ES16382612 T ES 16382612T ES 2841399 T3 ES2841399 T3 ES 2841399T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
aircraft
rear section
fuselage
continuous
section
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES16382612T
Other languages
English (en)
Inventor
Gonzalez Esteban Martino
Cortes Diego Folch
Lopez José María Pina
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SL
Original Assignee
Airbus Operations SL
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SL filed Critical Airbus Operations SL
Application granted granted Critical
Publication of ES2841399T3 publication Critical patent/ES2841399T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/0685—Tail cones
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

Sección trasera de aeronave (20) que comprende una sección trasera del fuselaje (21) que se extiende desde el mamparo de presión trasero (23) hasta el final del fuselaje y un empenaje (12) que incluye al menos un estabilizador vertical de cola (13) que comprende: - un revestimiento continuo (31) comprendiendo una porción superior (26) que corresponde al revestimiento del cajón de torsión (14) del estabilizador vertical de cola (13), una porción inferior (28) que corresponde al revestimiento de la sección trasera del fuselaje (21) y una porción de transición (27) entre las porciones superior e inferior (26, 28); - componentes estructurales internos unidos a las porciones superior e inferior (26, 28) del revestimiento continuo (31), caracterizado por que la sección trasera de aeronave (20) comprende además un panel superior (33) para la porción de la sección trasera del fuselaje (21) que no está cubierta por el revestimiento continuo (31), la sección trasera del fuselaje (21) comprende cuadernas (41) verticales y el estabilizador vertical de cola (13) comprendiendo un larguero delantero (45) y un larguero trasero (47), quiebros formados entre una cuaderna (41) vertical delantera y el larguero delantero (45) y una cuaderna (41) vertical trasera y el larguero trasero (47), el panel superior (33) estando localizado en la ubicación del quiebro como continuación del revestimiento superior del fuselaje hacia delante del plano vertical, y el revestimiento continuo (31) estando formado por dos partes laterales localizadas simétricamente con respecto al plano vertical medio de la aeronave, cada parte comprendiendo la porción superior (26), la porción inferior (28) y la porción de transición (27).

Description

DESCRIPCIÓN
Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola
Campo de la invención
La presente invención se refiere a la sección trasera de una aeronave con un estabilizador vertical de cola unido a ella y, más particularmente, a una configuración que incluye un sistema de propulsión unido a la sección trasera.
Antecedentes
Esta invención se refiere principalmente a aeronaves con una sección trasera 20 configurada con un empenaje 12, que comprende un estabilizador vertical de cola 13 y un estabilizador horizontal de cola alto situado detrás del sistema de propulsión, unido a la sección trasera del fuselaje 21 (ver Figuras 1a y 1b).
El estabilizador vertical de cola 13 comprende, convencionalmente, un borde de ataque 19, un cajón de torsión 14 y un borde de salida 22. El cajón de torsión 14 comprende largueros delantero y trasero 45, 47, costillas 46 y revestimientos laterales izquierdo y derecho 15 rigidizados por larguerillos (no mostrados en las Figuras 1a y 1b). El cajón de torsión 14 está unido al borde de ataque 19 y al borde de salida 22 que forman su contorno aerodinámico. El borde de ataque también comprende una superficie móvil llamada timón no representada en la Figura 1b por simplicidad.
Por su parte los principales elementos estructurales de la sección trasera del fuselaje 21, que se extiende desde el mamparo de presión trasero 23 hasta su final, son el revestimiento 18 y las cuadernas 41 convencionalmente dispuestas perpendicularmente al eje longitudinal 11 de la aeronave. El revestimiento 18 está rigidizado longitudinalmente con larguerillos para reducir su espesor, haciéndolo más competitiva en términos de peso, mientras que las cuadernas 41 impiden la inestabilidad general del fuselaje y pueden estar sometidas a la introducción de cargas locales por medio de accesorios de interfaz.
En aeronaves conocidas la unión entre los revestimientos laterales 15 del estabilizador vertical de cola 13 y la sección trasera del fuselaje 21 se realiza mediante unos accesorios principales de interfaz 16. Las cargas principales del cajón de torsión 14 pasan a través de sus revestimientos laterales 15 y se transfieren a las cuadernas 41 del fuselaje en las ubicaciones puntuales en las que están situados los accesorios principales de interfaz 16. Por su parte, las cuadernas 41 distribuyen esas cargas principales al revestimiento 18 del fuselaje. Las cuadernas 41 afectadas por los accesorios principales de interfaz 16 deben por tanto soportar la introducción de cargas puntuales significativas del estabilizador vertical de cola 13 y por ello deben estar reforzadas y dimensionadas para ello. Convencionalmente estas cuadernas son cuadernas metálicas pesadas ya que las de materiales compuestos no son capaces de soportar estas grandes cargas puntuales de una manera competitiva.
Además, las cargas situadas en los largueros delantero y trasero 45, 47 del cajón de torsión 14 son transferidas al revestimiento 18 del fuselaje a través de medios discretos de fijación (no mostrados). Estas cargas son significativamente inferiores a las soportadas por los revestimientos laterales 15 y los accesorios principales de interfaz 16, de manera que la penalización de dichos medios de fijación es mucho menor, sin afectar de manera significativa a las cuadernas del fuselaje 41. En consecuencia, el problema principal a ser solucionado en primer lugar es el de los inconvenientes de los accesorios principales de interfaz 16.
De cara a permitir un contorno aerodinámico suave, los accesorios principales de interfaz 16 están cubiertos por carenas externas que causan una penalización adicional en peso y aero-resistencia. También incrementan el coste de fabricación ya que son estructuras secundarias adicionales que necesitan ser instaladas después del estabilizador vertical de cola 13 en el proceso de ensamblaje final, incrementando el tiempo de fabricación y la complejidad de su proceso final. Como también son componentes no estructurales ligeros pueden resultar fácilmente dañados durante su uso por lo que necesitan ser reparados o reemplazados frecuentemente, ya que afectan a la estética de la aeronave, impactando el coste operacional.
Aunque se conocen varias soluciones para los accesorios principales de interfaz 16, las cuadernas de soporte 41 y los carenados de cobertura, tanto su peso como su alta complejidad implican problemas para el funcionamiento, fabricación y operatividad de la aeronave.
Otro problema de las aeronaves con la configuración mencionada, cuando están provistas con un sistema de propulsión en la sección trasera de la aeronave, es el relacionado con eventos de fallo tales como un evento UERF (“Uncontained Engine Rotor Failure”), es decir un evento en el que una pieza de los rotores del generador de gas o del ventilador del motor se rompe y se separa de él con mucha energía impactando el empenaje 12, el fuselaje y el motor opuesto. En este caso, los accesorios principales de interfaz 16 que unen el empenaje 12 a la sección trasera del fuselaje 21 y las áreas circundantes están altamente cargados y si están dañados por impactos de fragmentos de motores u otras fuentes de daño, el empenaje 12 podría desprenderse. Esta situación es catastrófica ya que la aeronave no es capaz de realizar una continuación de vuelo y un aterrizaje seguros sin este elemento. Para mitigar este problema, los accesorios principales de interfaz 16 tienen que ser duplicados para asegurar una situación a prueba de fallos, de manera que siempre permanezcan suficientes accesorios no dañados para asegurar un mínimo de caminos de carga que evite el desprendimiento del empenaje 12. Como resultado de esta duplicación de estructura, se produce una penalización de peso a la aeronave.
Cuando fragmentos de un motor impactan el motor opuesto, se pierden ambos motores y la situación también es catastrófica ya que la aeronave no es capaz de llevar a una continuación del vuelo y un aterrizaje seguros, dependiendo de la fase del vuelo.
Para reducir el daño en el fuselaje y en el empenaje y para detener los fragmentos antes de impactar en el motor opuesto, se añaden a las zonas impactadas de la sección trasera refuerzos adicionales y escudos, produciendo una penalización adicional significativa de peso y complejidad.
En particular, es necesario añadir una estructura adicional llamada aleta dorsal para detener las trayectorias de fragmentos que impactan sobre el motor opuesto y que no impactan primero sobre el empenaje o el fuselaje. Esta aleta dorsal es una extensión del estabilizador vertical de cola en su área frontal y, convencionalmente, también se une al fuselaje mediante accesorios discretos cubiertos por carenas, lo que produce penalizaciones de peso y problemas similares a los descritos previamente.
La presente invención está dirigida a la solución de los problemas mencionados.
Se conoce el documento GB2495846 que divulga una aeronave que comprende un fuselaje de dos pisos en el que una estructura de soporte de la cubierta superior se utiliza para el transporte de un cajón de ala principal de montaje medio que se conecta con las alas. El tren de aterrizaje principal de la aeronave está montado en el fuselaje y está guardado en un área no presurizada debajo del cajón del ala principal (habilitada debido a una geometría optimizada del cajón del ala). Un pasillo/carga/galería presurizado separa el cajón del tren de aterrizaje principal y el cajón del ala principal. La cubierta superior es continua, mientras que la cubierta inferior está separada por los huecos de la rueda en dos distintas áreas delantera y de trasera, ya sea para carga o para pasajeros. La aeronave comprende además una aleta vertical integrada y una zona de cubierta presurizada en la parte trasera para reducir el área húmeda de doble piso. Más específicamente, el doble piso la estructura del fuselaje presurizado se extiende a la forma una estructura mezclada a la que se une un cajón estructural de la aleta vertical.
Sumario de la invención
La invención proporciona una sección trasera de aeronave que comprende una sección trasera del fuselaje, un empenaje incluyendo al menos un estabilizador vertical de cola y un revestimiento continuo formado por dos partes laterales dispuestas simétricamente con respecto al plano vertical medio de la aeronave.
Cada parte lateral del revestimiento continuo comprende una porción superior que se corresponde con el revestimiento del cajón de torsión del estabilizador vertical de cola, una porción inferior que se corresponde con el revestimiento para la sección trasera del fuselaje y una porción de transición entre las porciones superior e inferior.
El revestimiento continuo está unido a componentes estructurales internos de la sección trasera del fuselaje y del estabilizador horizontal de cola. La sección trasera de aeronave comprende un panel superior para la porción de la sección trasera del fuselaje que no está cubierta por el revestimiento continuo, la sección trasera del fuselaje comprende cuadernas verticales y el estabilizador vertical de cola comprendiendo un larguero delantero y un larguero trasero, ángulos formados entre una cuaderna vertical delantera y el larguero delantero y una cuaderna vertical trasera y el larguero trasero, el panel superior estando localizado en la ubicación del ángulo como continuación del revestimiento superior del fuselaje hacia delante del plano vertical, y el revestimiento continuo estando formado por dos partes laterales localizadas simétricamente con respecto al plano vertical medio de la aeronave, cada parte comprendiendo la porción superior, la porción inferior y la porción de transición.
El revestimiento continuo es por lo tanto capaz de transmitir las cargas del estabilizador vertical de cola directamente desde su porción superior a su porción inferior.
La porción de transición es una porción en forma de filete que proporciona una transición suave entre las porciones superior e inferior. Se dispone de varias configuraciones para adaptarse a necesidades particulares.
Por tanto, la sección trasera de la aeronave tiene una unión más continua entre el fuselaje y el empenaje para asegurar una mejor distribución de cargas de cara a reducir penalizaciones de complejidad y peso.
El revestimiento continuo puede estar dividido en piezas para facilitar el montaje de la sección trasera de la aeronave.
Los componentes estructurales internos unidos a las porciones superior, de transición, e inferior del revestimiento continuo comprenden cuadernas del fuselaje, largueros delantero y trasero y costillas del estabilizador vertical de cola, conjuntos de cuadernas y largueros, estructuras multi-larguero o combinaciones de dichos componentes.
En ciertas realizaciones (en particular para secciones traseras de aeronaves provistas de motores unidos al fuselaje trasero), la sección trasera del fuselaje también comprende una aleta dorsal con componentes estructurales internos y el revestimiento continuo también comprende una porción superior adicional para la aleta dorsal. El revestimiento continuo está estructurado para proporcionar protección contra impactos de piezas desprendidas de los motores para garantizar su capacidad para llevar a cabo una continuación del vuelo y un aterrizaje seguros.
La invención es aplicable a una sección trasera de aeronave con un empenaje formado por dos estabilizadores verticales de cola en una configuración de cola en forma de V.
En una realización, el revestimiento continuo, el panel superior y los componentes estructurales internos están hechos de material compuesto, estando los componentes estructurales internos unidos al revestimiento continuo y al panel superior por medios mecánicos discretos tales como remaches o pernos o por medios superficiales continuos de contacto tales como interfaces de resina o de unión realizadas mediante co-curado, co-pegado, co-pegado secundarios o métodos equivalentes.
En otra realización, el revestimiento continuo, el panel superior y los componentes estructurales internos están hechos de materiales metálicos o de una combinación de materiales metálicos y materiales compuestos, estando los componentes estructurales internos unidos al revestimiento continuo y al panel superior por medios mecánicos discretos tales como remaches o pernos.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de realizaciones ilustrativas de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
Descripción de las figuras
La Figura 1a es una vista esquemática lateral parcial de una sección trasera de una aeronave con un empenaje formado por un estabilizador vertical de cola y un estabilizador horizontal de cola alto.
La Figura 1b es una vista esquemática en sección por el plano A-A de la Figura 1a ilustrando los diferentes componentes de un estabilizador vertical de cola convencional.
Las Figuras 2a y 2b son, respectivamente, vistas esquemáticas laterales de los componentes estructurales internos y del revestimiento continuo de una sección trasera de aeronave ilustrando una realización de la presente invención.
Las Figuras 3a, 3b; 4a, 4b; 5a, 5b; 6a, 6b son vistas esquemáticas en sección por los planos A-A, B-B de la Figura 2b que ilustran cuatro realizaciones de la sección de transición del revestimiento continuo (con círculos destacando las zonas de unión entre diferentes partes).
Las Figuras 7a, 7b, 7c, 7d, 7e, 7f y 7g son vistas esquemáticas laterales de una sección trasera de aeronave que ilustran respectivamente cinco realizaciones de un revestimiento continuo dividido en piezas y dos realizaciones con extensiones en forma de filete en sus áreas frontales y traseras.
La Figura 8a es una vista esquemática lateral de los componentes estructurales internos de una sección trasera de aeronave en una realización de la presente invención.
Las Figuras 8b y 8c son vistas esquemáticas en sección por los planos B-B, C-C de la Figura 8a ilustrando los medios de unión de las diferentes piezas.
La Figura 8d es una vista parcial esquemática de unos medios de unión alternativos y la Figura 8e es una vista esquemática parcial en sección por el plano D-D de las Figura 8b y 8d.
La Figura 8f es una vista parcial esquemática en planta por el plano E-E de la Figura 8b mostrando la intersección en el área del larguero delantero.
La Figura 8g es una vista parcial esquemática en planta por el plano F-F de la Figura 8c mostrando la intersección en el área del larguero trasero.
La Figura 8h es la misma vista de la Figura 8g en la que se ha eliminado el revestimiento continuo por claridad y en la que se representa la línea de unión entre el revestimiento continuo y el panel superior.
La Figura 9a es una vista esquemática lateral en sección de los componentes estructurales internos de una sección trasera de aeronave en una realización con un cono de cola independiente.
La Figura 9b es una vista detallada de la unión del cono de cola con la sección trasera del fuselaje.
La Figura 9c es una vista parcial en sección por el plano F-F de la Figura 9b.
La Figura 9d es la misma vista de la Figura 9c en la que se ha eliminado el revestimiento continuo por claridad y en la que se representa la línea de unión entre el revestimiento continuo y el panel superior.
La Figura 10a es una vista esquemática lateral en sección de los componentes estructurales internos de una sección trasera de aeronave que comprende conjuntos cuaderna-larguero y cuadernas inclinadas.
La Figura 10b es una vista en sección por el plano B-B de la Figura 10a.
La Figura 10c es una vista detallada de una junta alternativa entre el panel superior y el revestimiento a la mostrada en la Figura 10b.
La Figura 10d es una vista parcial en sección por el plano D-D de las Figuras 10b y 10c mostrando un diagrama esquemático de una unión particular de las áreas de los largueros delantero y trasero.
La Figura 10e es una vista parcial en sección por el plano F-F de la Figura 10d.
La Figura 10f es una versión de la Figura 10e en la que se ha eliminado el revestimiento continuo por claridad y en la que se representa la línea de unión entre el revestimiento continuo y el panel superior.
La Figura 10g es una vista parcial en sección por el plano F-F de la Figura 10d mostrando la intersección en el área del larguero delantero cuando el panel superior queda interrumpido en su cruce con el conjunto cuaderna-larguero y en la que se ha eliminado el revestimiento continuo por claridad y en la que se representa la línea de unión entre el revestimiento continuo y el panel superior.
Las Figuras 10h, 10i, 10j son similares a las Figuras 10e, 10f, 10g para el área del larguero trasero.
La Figura 11 es una vista esquemática lateral en sección de los componentes estructurales internos de una sección trasera de aeronave que comprende un conjunto cuaderna-larguero.
La Figura 12a es una vista esquemática lateral en sección de los componentes estructurales internos de una sección trasera de aeronave que comprende un cono trasero independiente.
La Figura 12b es una vista detallada de la unión de cono trasero a la sección trasera del fuselaje.
La Figura 12c es una vista parcial en sección por el plano F-F de la Figura 11 b.
La Figura 12d es la misma vista de la Figura 11c en la que se ha eliminado el revestimiento continuo por claridad y en la que se representa la línea de unión entre el revestimiento continuo y el panel superior.
La Figura 13 es una vista esquemática lateral en sección de los componentes estructurales internos de una sección trasera de aeronave sin un panel superior entre los conjuntos de los largueros delantero y trasero.
La Figura 14 es una vista esquemática lateral en sección de los componentes estructurales internos de una sección trasera de aeronave con una sub-estructura multi-larguero.
Las Figuras 15a y 15b son, respectivamente, vistas lateral y en planta de una sección trasera de aeronave provista con un sistema de propulsión de rotor abierto y con una aleta dorsal.
Las Figuras 16a y 16b son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral y en sección de los componentes estructurales de una sección trasera de aeronave en una realización con una aleta dorsal.
La Figura 17a es una vista esquemática lateral de los componentes estructurales de una sección trasera de aeronave con una estructura “iso-grid”.
Las Figuras 17b y 17c son vistas parciales en sección por el plano A-A de la Figura 17a.
La Figura 17d muestra el interior del fuselaje de la sección trasera de la aeronave.
La Figura 18a es una vista esquemática lateral en sección de los componentes estructurales internos de una sección trasera de aeronave en la que parte del fuselaje trasero también se usa como superficie del timón del estabilizador vertical de cola.
La Figura 18b es una vista en sección por el plano A-A de la Figura 18a.
La Figura 19a muestra una vista lateral de una aeronave que tiene un turboventilador o ventilador híbrido con ingestión de capa límite “enterrado” en el fuselaje con un revestimiento continuo y vistas frontal y en planta de la misma.
Las Figuras 19b, 19c y 19d son vistas en sección por los planos A-A, B-B y C-C de la Figura 19a.
Las Figuras 20a y 20b son, respectivamente, una vista en perspectiva y una vista en sección transversal de la sección trasera de una aeronave que tiene una configuración de cola en forma de V.
Descripción detallada de la invención
La aeronave según la invención (véanse las Figuras 2a y 2b) y la aeronave mencionada en los Antecedentes (véanse las Figuras 1a y 1b) difieren en que los accesorios principales de interfaz 16 para unir la sección trasera del fuselaje 21 y los revestimientos laterales del cajón de torsión 14 del estabilizador vertical de cola 13 han sido eliminados y que dicha unión se lleva a cabo a través de un revestimiento continuo 31 (formado por dos revestimientos continuos laterales dispuestos simétricamente con respecto al plano vertical medio de la aeronave) unido a los componentes estructurales internos de la sección trasera del fuselaje 21 y del estabilizador vertical de cola 13. Además, la sección trasera del fuselaje 21 comprende un panel superior 33 para la parte superior del fuselaje ubicada entre las partes laterales del revestimiento continuo 31.
La estructura interna dentro de las porciones superior y de transición, entre los largueros delantero y trasero 45, 47 puede comprender también costillas 46 y largueros intermedios (no representados en las Figuras 2a, 2b) para proporcionar un soporte adicional al revestimiento continuo. En este caso los largueros intermedios pueden extenderse a toda la longitud del cajón de torsión 14 o solo a una longitud parcial del mismo.
El revestimiento continuo 31, el panel superior 33 y dichos componentes estructurales interiores pueden estár hechos de materiales compuestos o metálicos o una combinación de ambos y la unión entre ellos puede ser llevada a cabo por medios mecánicos discretos tales como remaches o pernos o por medios superficiales continuos de contacto tales como interfaces de resina o de unión realizadas mediante co-curado, co-pegado, co-pegado secundarios o métodos equivalentes.
Cada uno de los revestimientos laterales continuos 31 comprende una porción superior 26, una porción inferior 28 y una porción de transición 27 de tipo “filete”. La porción superior 26 y la parte superior de la porción de transición 27 forman el revestimiento lateral del cajón de torsión 14 del estabilizador vertical de cola 13 que se une a los largueros delantero y trasero 45, 47 y a las costillas 46. La porción inferior 28 y la parte inferior de la porción de transición 27 forman la parte lateral de revestimiento del fuselaje trasero que se une a las cuadernas 41.
Las cargas principales procedentes de los revestimientos laterales del cajón de torsión 14 del estabilizador vertical de cola 13 no son, por tanto, transmitidas a la sección trasera del fuselaje 21 por ciertos accesorios principales de interfaz 16 y por las cuadernas 41 sino, directamente, desde la porción superior 26 a la porción de transición 27 y a la porción inferior 28 del revestimiento continuo 31. La porción de transición 27 debe permitir una transición suave entre la superficie de la porción superior 26 (substancialmente plana) y la superficie de la porción inferior 28 (que se corresponde típicamente con una sección trasera del fuselaje 21 cilíndrica o cónica) para ser capaz de transmitir dichas cargas.
En la realización ilustrada en las Figuras 3a, 3b la porción de transición 27 de tipo filete está configurada con sus bordes superior e inferior tangentes a las porciones superior e inferior 26, 28 y comprende una superficie curvada singular que puede estar formada por un segmento de curva de un solo radio en cada sección, teniendo una variación suave el radio de cada segmento de curva en cada sección para adaptarse mejor a la geometría de transición y obtener una superficie aerodinámica lisa en esta área. Alternativamente, la superficie curvada singular puede estar formada por un segmento “spline” de curvatura múltiple en cada sección, teniendo también una variación suave de esa “spline de curvatura múltiple en cada sección para adaptarse mejor a la geometría de transición y obtener una superficie aerodinámica lisa en esta área.
En la realización ilustrada en las Figuras 4a y 4b la porción de transición 27 comprende una sub-porción central 29 (formada por líneas rectas en cada sección) y dos porciones extremas curvadas 30, 30' con bordes tangentes con la sub-porción central 29 y con las porciones superior e inferior 26, 28.
En la realización ilustrada en las Figuras 5a y 5b la porción de transición 27 es una superficie formada por líneas rectas tangentes a la porción inferior 28 y formando ángulo con la porción superior 26. Se puede añadir opcionalmente una costilla 46 en el quiebro formado por el ángulo con la porción superior 26 para reaccionar a la carga del quiebro que se produce en ese punto. En otro ejemplo de realización la porción de transición 27 no es tangente a la porción inferior.
En la realización ilustrada en las Figuras 6a y 6b la porción de transición 27 es una superficie formada por una curva “spline” tangente a la porción superior 26 y que forma un ángulo con la porción inferior 28. Se pueden añadir opcionalmente a la sección trasera del fuselaje 21 intercostales 70, entre las cuadernas del fuselaje en el quiebro formado por el ángulo entre la porción de transición 27 y la porción inferior 28 para reaccionar la carga de quiebro producida en ese punto.
Las realizaciones antes mencionadas de la porción de transición 27 y su continuidad con la porción superior 26 y la porción inferior 28 pueden contener variaciones suaves de los parámetros geométricos en cada sección a lo largo de la dirección longitudinal de la aeronave para adaptarse mejor a la evolución geométrica del estabilizador vertical de cola 13 y la sección posterior del fuselaje en esta dirección, obteniendo una superficie aerodinámica suave en esta zona para minimizar la penalización de aero-resistencia.
La presente invención también cubre cualquier combinación de las realizaciones antes mencionadas para la continuidad de la porción de transición 27 con la porción superior 26 y para la continuidad de la porción de transición 27 con la porción inferior 28.
Como se ilustra en las Figuras 7a, 7b, 7c, 7d y 7e el revestimiento continuo 31 puede estar dividido en piezas 32', 32''; 32', 32'', 32''' que se unen mecánicamente por medios discretos tales como remaches o pernos o por medios superficiales continuos de contacto tales como interfaces de resina o de unión realizadas mediante co-curado, co­ pegado, co-pegado secundarios o métodos equivalentes. La división del revestimiento continuo 31 aumenta su peso debido a las juntas, pero facilita la fabricación y la logística para el transporte de las piezas.
En la realización ilustrada en la Figura 7f el revestimiento continuo 31 puede tener adicionalmente extensiones en forma de filete 25 y 25’ en las áreas delantera y trasera en la unión entre la porción de transición y la porción inferior para permitir una introducción de carga más suave en la porción inferior.
En la realización ilustrada en la Figura 7g, el revestimiento continuo 31 se extiende hacia delante y hacia atrás cubriendo totalmente el borde de ataque y el borde de salida.
Según lo ilustrado en las Figuras 8a-8h, la sección trasera del fuselaje 21 también comprende un panel superior 33 y los componentes estructurales internos comprenden cuadernas verticales 41 (dispuestas perpendicularmente al eje longitudinal 11) en la sección trasera del fuselaje 21 y largueros delantero y trasero 45, 47 y costillas 46 en el estabilizador vertical de cola 13. Entre las cuadernas 41 y los largueros delantero y trasero 45, 47 hay un ángulo de quiebro en su área de intersección. El panel superior 33 es necesario para reaccionar a las cargas del quiebro en la ubicación de quiebro y necesita estar colocado lo más cerca posible de esos quiebros, como una continuación del revestimiento superior del fuselaje hacia la interfaz con el estabilizador vertical de cola. En la realización ilustrada en las Figuras 8a-8h, el panel superior 33 está unido al revestimiento continuo 31 mediante la superposición de sus paneles y la unión con el alma del larguero delantero 45 se realiza mediante un empalme angular 65, como se muestra en las Figuras 8b y 8c.
Alternativamente, como se muestra en la Figura 8d, el panel superior 33 del fuselaje se une mediante un empalme angular 91 al revestimiento continuo 31 en vez de solaparse con él. En esta realización, el panel superior 33 se hace plano en el área situada bajo el cajón de torsión del estabilizador vertical de cola 13 para facilitar el montaje. Así mismo para facilitar el acceso a la zona en la parte inferior del estabilizador vertical de cola 13, el panel superior 13 y las costillas del estabilizador vertical de cola 13 pueden tener orificios de acceso 80 como se representa en particular en las Figuras 8f-8h.
En las realizaciones en las que está presente el panel superior 33 también puede haber, opcionalmente, una zona 58 entre los largueros delantero y trasero 45, 47 y la esquina resultante de la intersección del revestimiento continua 31 y el panel superior 33 que no está soportado por el larguero delantero 45 para facilitar el montaje y permitir la deformación entre esas partes, como se muestra en la Figura 8d.
Así pues, pueden distinguirse cinco tipos de juntas de tipo remache entre diferentes piezas en las realizaciones ilustradas en las Figuras 8a-8h:
- Juntas 71 entre el panel superior 33 y el revestimiento continuo 31.
- Juntas 72 entre el panel superior 33, el revestimiento continuo 31 y las cuadernas 41.
- Juntas 73 entre un larguero delantero o trasero 45, 47, el panel superior 33 y una cuaderna 41 a través de un empalme angular 65.
- Juntas 75 entre las costillas 46 y el larguero delantero o trasero 45, 47.
- Junta 76 entre el revestimiento continuo 31 y el larguero delantero o trasero 45, 47.
Alternativamente, el empalme angular 65 que une el alma de los largueros delantero y trasero 45, 47 al panel superior 33 en la junta 73 puede ser reemplazado por una brida integrada en el alma de los largueros para reducir el número de piezas.
Alternativamente, la unión de los largueros delantero y trasero 45, 47 al panel superior 33 y a las cuadernas 41 en la junta 73 puede conseguirse por medio de fijaciones discretas con varillas.
Alternativamente, el empalme angular 91 que une el panel superior 33 sustancialmente plano y el revestimiento continuo 31 puede ser reemplazado por una brida integrada en el panel superior 33 para reducir el número de piezas.
Se pueden añadir costillas adicionales 46 y largueros intermedios a la estructura interna dentro de las porciones de transición y superior del revestimiento continuo 31, entre los largueros delantero y trasero 45, 47, para proporcionarle un soporte adicional. En este caso los largueros intermedios pueden extenderse a toda la longitud del cajón de torsión 14 o solo a una longitud parcial del mismo. En este caso, los largueros intermedios pueden extenderse hasta la longitud total del tramo de la caja de torsión o sólo a una longitud parcial de la misma.
Con respecto a las realizaciones ilustradas en las Figuras 8a-8h, en las realizaciones ilustradas en las Figuras 9a-9d hay un cono trasero 85 independiente situado después de la cuaderna 41 del fuselaje dispuesta en la interfaz con el larguero trasero 47 y unido a esa cuaderna por medio de accesorios discretos 88. El cono trasero 85 que no está cubierto por el revestimiento continuo 31 en estas realizaciones. La ventaja de estas realizaciones es que se asegura una transición suave de cargas pesadas desde el estabilizador vertical de cola 13 al revestimiento continuo 31 y desde él al resto del fuselaje, permitiendo un fácil montaje y mantenimiento del cono trasero 85 independiente que alberga convencionalmente la unidad de potencia auxiliar. Las Figuras 9b-9d muestran vistas detalladas de la zona de intersección 86 entre el larguero trasero 47, el panel superior 33, el revestimiento continuo 31 y el revestimiento 87 del cono trasero 85 independiente. Los accesorios discretos 88 que unen el cono trasero 85 con la sección trasera del fuselaje 21 (ver particularmente la Figura 9b) forman unos herrajes que hacen la unión entre la última cuaderna 41 del fuselaje trasero y la primera cuaderna 89 del cono trasero 85. Esta cuaderna está unida al revestimiento 87 del cono trasero que tiene una discontinuidad estructural 90 con el panel superior 33 y por ello con el revestimiento continuo. En la interfaz 86 del revestimiento 87 del cono trasero y el panel superior 33 hay un sello hermético al aire (no mostrado) entre los dos elementos para reducir el posible hueco y salto y evitar la penalización por resistencia. Los accesorios discretos 88 están distribuidos circunferencialmente sobre el alma de la cuaderna 41 como sea necesario para sujetar todo el cono trasero 85 al resto del fuselaje trasero y facilitar su montaje y desmontaje.
En la configuración ilustrada en las Figuras 10a-10j la sección trasera del fuselaje 21 también comprende un panel superior 33 y los componentes estructurales internos comprenden cuadernas 41 inclinadas, dos conjuntos cuadernalarguero inclinados 49 que comprenden una porción inferior 51 configurada como cuaderna de fuselaje y una porción superior 53 configurada como un larguero delantero o trasero 45, 47 del estabilizador vertical de cola 13 y costillas 46 en el estabilizador vertical de cola 13. Los conjuntos cuaderna-larguero inclinados 49 pueden estar formados por una sola pieza integrada o por un conjunto de diferentes partes unidas entre sí mecánicamente. En esta forma de realización, debido a que las cuadernas inclinadas están situadas en el mismo plano que los largueros, formando un conjunto cuaderna-larguero inclinado 49, no hay un ángulo de curvatura en el área de intersección entre las cuadernas 41 y los largueros delantero y trasero 45, 47. Como consecuencia, no hay cargas del quiebro, de modo que el panel superior 33 no es estrictamente necesario para reaccionar esas cargas porque los conjuntos cuaderna-larguero inclinados 49 son más eficaces. Alternativamente, pueden estar presentes conjuntos cuaderna-larguero inclinados 49 entre los largueros delantero y trasero 45, 47.
En una configuración particular (ver Figuras 10b, 10d, 10e, 10f, 10h y 10i), el panel superior 33 está presente y es una continuación de revestimiento superior del fuselaje por delante de la interfaz del estabilizador vertical de la cola. Está unido al revestimiento continuo 31 por solapamiento de los paneles en las juntas 71. En este caso, el panel superior 33 es una sola pieza y necesita incluir unos recortes 79 para permitir el paso de los conjuntos de cuaderna-larguero inclinados 49. También puede tener orificios de acceso 80 para facilitar el acceso a la zona en la parte inferior del estabilizador vertical de cola 13. La junta 74 de los conjuntos cuaderna-larguero inclinados 49 y el panel superior 33 se realiza por medio de empalmes angulares 66.
En otra configuración particular (ver las Figuras 10c, 10d, 10e, 10g, 10h y 10j), el panel superior 33 no es una continuación exacta del revestimiento superior del fuselaje por delante la interfaz del estabilizador vertical de la cola, facilitando el montaje. La interfaz con quiebro entre cuadernas y largueros no está presente, de modo que el panel superior 33 no reacciona a las cargas del quiebro puede colocarse a diferentes alturas. En este caso, el panel superior 33 puede llegar a ser sustancialmente plano como una costilla para facilitar la fabricación y puede unirse al revestimiento continuo 31 por medio de una junta 76 usando un empalme angular adicional 92 (ver la Figura 10c) o integrando directamente una brida en el panel. En este caso, el panel superior 33 no es una pieza única y está dividido en cada intersección con el conjunto cuaderna- larguero 49 (ver las Figuras 10g y 10j). La unión del conjunto cuadernalarguero inclinado 49 y el panel superior 33 se realiza mediante empalmes angulares 66 o mediante una brida integrada en el panel superior 33. En este caso, el panel superior 33 también puede tener orificios de acceso 80 para facilitar el acceso al área en la parte inferior del estabilizador vertical de cola 13.
En la configuración ilustrada en la Figura 11, la sección trasera del fuselaje 21 tiene también un panel superior 33 y los componentes estructurales internos tienen solamente un conjunto cuaderna-larguero inclinado 49 que comprende una porción inferior configurada como una cuaderna de fuselaje y una parte superior configurada como el larguero trasero del estabilizador vertical de cola 13 y costillas 46 en el estabilizador vertical de cola 13. Esta realización tiene las ventajas de los conjuntos cuaderna-larguero inclinados 49 sin quiebro, más eficientes para tomar las cargas pesadas del larguero trasero, sin afectar al resto de las cuadernas que están menos cargados y pueden mantener su perpendicularidad con respecto al eje longitudinal del fuselaje para facilitar el montaje.
La configuración ilustrada en las Figuras 12a-12d es similar a la ilustrada en las Figuras 9a-9d con un cono trasero independiente pero adaptado a una realización con conjuntos cuaderna-larguero inclinados 49. Incluye accesorios discretos 84 y un revestimiento 87.
En la configuración ilustrada en la Figura 13 la sección trasera del fuselaje 21 no comprende un panel superior entre los conjuntos cuaderna-larguero inclinados 49, ya que no es necesario debido a la eliminación del quiebro cuaderna larguero, con la ventaja de proporcionar un mejor acceso a esta zona para su fabricación e inspección. También incluye al menos un conjunto cuaderna-larguero intermedio inclinado 49’ que solo se extiende parcialmente dentro del cajón de torsión del estabilizador de cola hasta la primera costilla 46’. Alternativamente este conjunto cuaderno-larguero intermedio inclinado 49’ puede extenderse hasta otra costilla o incluso en toda la longitud del cajón de torsión del estabilizador vertical.
En la configuración ilustrada en la Figura 14 la sección trasera del fuselaje trasero 21 tiene una estructura multilarguero formada por conjuntos cuaderna-larguero inclinados delantero y trasero 49 y al menos un conjunto cuadernalarguero intermedio inclinado 50 con la ventaja de proporcionar un soporte adicional a las porciones superiores del revestimiento continuo de manera que se pueden reducir costillas o eliminarlas completamente, simplificando la fabricación y el ensamblaje y reduciendo el número de piezas. Si la sección trasera del fuselaje 21 está hecha con materiales compuestos permite una opción de fabricación en un solo paso, ya que es posible reducir o eliminar por completo la costillas ya que el revestimiento continuo estaría suficientemente soportado por la estructura multilarguero, formando un ensamblaje de las cuadernas inclinadas integradas que incluyen los largueros, que se puede extenderse total o parcialmente al estabilizador vertical de cola y al fuselaje y que incluye un revestimiento continuo de transición entre esos componentes. Esta configuración puede ser fabricada en un solo paso, utilizando un conjunto de laminados de preformas secas de Plásticos reforzados con fibra de carbono (CFRP) que se colocan en moldes y mandriles internos insertados en las cavidades internas para mantener la forma final requerida, a las que se añade resina mediante sistemas de transferencia de resina por moldeo o por infusión de modo que la totalidad o parte de la estructura de la sección trasera, incluyendo los largueros y el revestimiento continuo, se puede obtener en un solo paso, con las ventajas de reducir el costo y el tiempo de utilizado para el montaje de los componentes y de minimizar la penalización en peso a causa de la eliminación de uniones mecánicas. Alternativamente las preformas puede ser laminados pre-impregnados en lugar de preformas secas de manera que no sea necesario la inserción de resina en un segundo paso, permitiendo simplificar el proceso y el utillaje y llevar a cabo el curado del conjunto en autoclave u hornos convencionales.
La configuración de una sección trasera de aeronave 20 con un revestimiento continuo 31 es aplicable a las aeronaves que tienen un sistema de propulsión 24 de rotor abierto unido a la sección trasera del fuselaje 21 mediante pilones 17 (ver Figuras 15a y 15b) y también para una aeronave que tiene un sistema de propulsión de turboventiladores.
En estos tipos de aeronaves son conocidas configuraciones con un escudo 96 para interponerse en las trayectorias 98 de objetos desprendidos de uno de los motores del sistema de propulsión para evitar un impacto en el motor opuesto que cause daños catastróficos. La implementación de ese escudo 96 puede hacerse mediante una aleta dorsal 38 soportada por ciertos elementos estructurales internos 55.
En estas configuraciones, el revestimiento continuo 31 comprendería una porción superior adicional 26' para la aleta dorsal 38 unida a sus elementos estructurales internos 55 como se ilustra en las Figuras 16a-16b.
El revestimiento continuo 31 en su conjunto o aquella parte de él que cubre el empenaje, el fuselaje o la aleta dorsal donde hay más riesgo de un impacto de un objeto separado de un motor estaría hecho de manera que su resistencia al impacto y la tolerancia al daño sea la más adecuada para hacer frente a dicho impacto. El revestimiento continuo 31 tiene la ventaja de ser grueso para ser capaz de pasar las principales cargas normales del estabilizador vertical de cola 13, que son significativas inferiores en un caso de fallo tal como una explosión de motor. Este gran espesor del revestimiento continuo 31 proporciona un escudo intrínseco y resistente al impacto de objetos desprendidos de un motor, sin requerir un refuerzo adicional significativo y una penalización en peso para cumplir esa función.
En la configuración ilustrada en las Figuras 17a, 17b, 17c, la estructura interna comprende piezas inclinadas 54 (ya sean cuadernas, conjuntos cuadernas-larguero inclinados o conjuntos intermedios de cuadernas y largueros) y el revestimiento continuo 31 puede integrar rigidizadores 94 con un ángulo complementario respecto a dichas piezas inclinadas 54 (es decir, el ángulo de intersección de las piezas inclinadas 54 y los rigidizadores 94 está próximo a 90°) de manera que el ensamblaje de las piezas inclinadas 54 y los rigidizadores 94 forman una estructura de tipo “isogrid” con sus elementos estructurales formando un ángulo próximo a 45° y -45° respecto al eje longitudinal de la aeronave. Esta configuración proporciona la ventaja de ser más resistente a las cargas de cortadura que son críticas para el daño que se produce cuando los restos de un motor impactan al fuselaje, con lo que, en combinación con el revestimiento continuo 31, la estructura resultante es más tolerante al daño para ese evento.
En una configuración alternativa (ver Figura 17c) los rigidizadores 94 están sustituidos por intercostales 102 de fuselaje añadidos entre las piezas inclinadas 54 formando una estructura equivalente “iso-grid” que también proporciona la ventaja de ser más resistente a las cargas de cortadura.
Estas últimas configuraciones también son aplicables a los casos en que no está presente la aleta dorsal o el motor no está dispuesto en la sección trasera proporcionando también la ventaja de ser más resistente a las cargas de cortadura.
En la configuración ilustrada en las Figuras 18a-18b, la sección trasera de la aeronave 20, que incluye un revestimiento continuo, se estrecha gradualmente desde el mamparo de presión trasero 23, que tiene una sección circunferencial u ovoide, para adaptarse al perfil en sección del estabilizador vertical de cola 13 de modo que el conjunto de la sección trasera del fuselaje 21 y el estabilizador vertical de cola 13 termina con una línea 100 del borde de salida de tal perfil. Esto tiene las ventajas de utilizar directamente parte de la sección trasera del fuselaje 21 como la superficie lateral del estabilizador vertical de cola 13 y del timón 101, de modo que estos componentes pueden ser reducidos, lo que reduce peso y resistencia. También permite una adecuada suave re-compresión de la capa límite del fuselaje de manera que la resistencia aerodinámica de la sección trasera también se reduce.
La configuración de una sección trasera de aeronave 20 con un revestimiento continuo 31 también es aplicable a aeronaves con turboventiladores o ventiladores híbridos 81 enterrados en la sección trasera del fuselaje 21 (ver Figuras 19a-19d). Estas integraciones de motor son más efectivas porque ingieren la capa límite desde el fuselaje lo que es beneficioso para la eficiencia propulsiva. Debido a la integración enterrada hay una reducción de sección 83 en la sección trasera del fuselaje 21 que es muy apropiada para la porción inferior 28 y para la porción de transición 27 del revestimiento continuo 31.
Una ventaja importante de la invención es la reducción del peso de la aeronave como resultado de la eliminación de los accesorios principales de interfaz 16 y sus carenados y de la reducción de la sección resistente de las cuadernas 41 que no deben recibir las cargas transmitidas por los accesorios principales de interfaz 16. Esta reducción de la resistencia de las cuadernas permite la sustitución de pesadas cuadernas metálicas por cuadernas de material compuesto mucho más ligeras, ya que toda la estructura puede ser de material compuesto. Este ensamblaje completo de material compuesto es significativamente más ligero y elimina el riesgo de casos de dilatación térmica que aparecen cuando se unen dos materiales diferentes con coeficientes de dilatación muy diferentes, como el aluminio y el material compuesto. Estos casos de dilataciones térmicas implican un refuerzo significativo y una penalización en peso que se elimina con la solución propuesta formada por una estructura completa de material compuesta.
Otra ventaja importante es la reducción de la resistencia aerodinámica derivada de la eliminación de los carenados de los accesorios principales de interfaz 16 y de la forma aerodinámica, con transiciones suaves, del revestimiento continuo 31.
Una ventaja adicional es la reducción del coste y la complejidad en la línea final de ensamblaje ya que no se requiere ninguna instalación de carenas.
La configuración de una sección trasera de aeronave 20 con un revestimiento continuo 31 también es aplicable a aeronaves con dos superficies sustentadoras de estabilizadores verticales de cola 67, 67’' con elementos estructurales internos 48 en una configuración de cola en V (ver Figuras 18a-18b) porque le es aplicable "mutatis mutandi" todo lo dicho sobre una aeronave con un solo estabilizador vertical de cola 13.
La configuración de la sección trasera de aeronave con un revestimiento continuo también es aplicable a la interfaz del estabilizador vertical de cola para aeronaves con estabilizadores horizontales de cola integrados, en los que el estabilizador horizontal de cola intersecta el fuselaje por medio de un corte posterior a la interfaz del estabilizador vertical cola y el estabilizador horizontal de cola es accionable. La continuidad de los revestimientos laterales verticales con el revestimiento del fuselaje está asegurada en la ubicación del estabilizador vertical de cola ya que el corte del estabilizador horizontal de cola cortada está desacoplado hacia atrás de la zona de interfaz del estabilizador vertical de cola con el fuselaje.
Aunque se ha descrito la presente invención en conexión con varias realizaciones, es evidente que pueden hacerse varias modificaciones, siempre que estén dentro del alcance de la protección definido en las reivindicaciones adjuntas.

Claims (19)

REIVINDICACIONES
1. Sección trasera de aeronave (20) que comprende una sección trasera del fuselaje (21) que se extiende desde el mamparo de presión trasero (23) hasta el final del fuselaje y un empenaje (12) que incluye al menos un estabilizador vertical de cola (13) que comprende:
- un revestimiento continuo (31) comprendiendo una porción superior (26) que corresponde al revestimiento del cajón de torsión (14) del estabilizador vertical de cola (13), una porción inferior (28) que corresponde al revestimiento de la sección trasera del fuselaje (21) y una porción de transición (27) entre las porciones superior e inferior (26, 28);
- componentes estructurales internos unidos a las porciones superior e inferior (26, 28) del revestimiento continuo (31),
caracterizado por que la sección trasera de aeronave (20) comprende además un panel superior (33) para la porción de la sección trasera del fuselaje (21) que no está cubierta por el revestimiento continuo (31), la sección trasera del fuselaje (21) comprende cuadernas (41) verticales y el estabilizador vertical de cola (13) comprendiendo un larguero delantero (45) y un larguero trasero (47), quiebros formados entre una cuaderna (41) vertical delantera y el larguero delantero (45) y una cuaderna (41) vertical trasera y el larguero trasero (47), el panel superior (33) estando localizado en la ubicación del quiebro como continuación del revestimiento superior del fuselaje hacia delante del plano vertical, y el revestimiento continuo (31) estando formado por dos partes laterales localizadas simétricamente con respecto al plano vertical medio de la aeronave, cada parte comprendiendo la porción superior (26), la porción inferior (28) y la porción de transición (27).
2. Sección trasera de aeronave (20) según la reivindicación 1, en la que la porción de transición (27) es una porción curvada en forma de filete con bordes tangentes con las porciones superior e inferior (26, 28) del revestimiento continuo (31).
3. Sección trasera de aeronave (20) según la reivindicación 1, en la que la porción de transición (27) es una porción en forma de filete que comprende una sub-porción central (29) y dos sub-porciones extremas curvadas (30, 30') que tienen bordes tangentes con las porciones superior e inferior (26, 28) del revestimiento continuo (31) y con la sub­ porción central (29).
4. Sección trasera de aeronave (20) según la reivindicación 1, en la que la porción de transición (27) es una porción en forma de filete que tiene su borde inferior tangente o no tangente a la porción inferior (28) del revestimiento continuo (31) y su borde superior formando un ángulo con la porción superior (26) del revestimiento continuo (31).
5. Sección trasera de aeronave (20) según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que la porción superior (26) de cada parte lateral del revestimiento continuo (31) también se extiende al borde de ataque (19) y/o al borde de salida (22) del estabilizador vertical de cola (13).
6. Sección trasera de aeronave (20) según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, en la que cada parte lateral del revestimiento continuo (31) es una sola pieza.
7. Sección trasera de aeronave (20) según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, en la que cada parte lateral del revestimiento continuo (31) es un conjunto de varias piezas (32’, 32’’, 32’’) unidas mecánicamente entre ellas.
8. Sección trasera de aeronave (20) según cualquiera de las reivindicaciones 1-7, en la que:
- la sección trasera del fuselaje (21) comprende un cono trasero no estructural (85, 95) unido por accesorios discretos (88, 84);
- la porción inferior (28) de las partes laterales del revestimiento continuo (31) se extiende desde el mamparo de presión trasero (23) hasta el cono trasero (85, 95).
9. Sección trasera de aeronave (20) según cualquiera de las reivindicaciones 1-8, en la que los componentes estructurales internos unidos a las porciones superior e inferior (26, 28) de las partes laterales del revestimiento continuo (31) comprenden:
- cuadernas (41) en la sección trasera del fuselaje (21);
- largueros delantero y trasero (45, 47) y costillas (46) en el estabilizador vertical de cola (13).
10. Sección trasera de aeronave (20) según la reivindicación 9, en la que el panel superior (33) y las partes laterales del revestimiento continuo (31) están superpuestos en sus juntas y unidos por una junta (71) de tipo remache o por medios superficiales continuos de contacto.
11. Sección trasera de aeronave (20) según la reivindicación 9, en la que el panel superior (33) y el revestimiento continuo (31) están unidos por una junta (72) de tipo remache usando un empalme angular (91) o por medios superficiales continuos de contacto.
12. Sección trasera de aeronave (20) según la reivindicación 9, en la que el panel superior (33) está unido a los largueros delantero y trasero (45, 47) y a las cuadernas contiguas (41) por una junta (73) de tipo remache usando un empalme angular (65) o por medios superficiales continuos de contacto.
13. Sección trasera de aeronave (20) según cualquiera de las reivindicaciones 1-12, en la que en la que los motores (24) de la aeronave están unidos a la sección trasera del fuselaje (21).
14. Sección trasera de aeronave (20) según la reivindicación 13, en la que los motores (24) de la aeronave son motores de rotor abierto unidos a la sección trasera del fuselaje (21) por medio de pilones (17).
15. Sección trasera de aeronave (20) según la reivindicación 13, en la que los motores de la aeronave son turboventiladores o ventiladores híbridos unidos directamente a la sección trasera del fuselaje (21) para la ingestión de la capa límite.
16. Sección trasera de aeronave (20) según cualquiera de las reivindicaciones 13-15, en la que:
- la sección trasera del fuselaje (21) también comprende una aleta dorsal (38) con elementos estructurales internos (55);
el revestimiento continuo (31) también comprende una porción adicional superior (26’) para la aleta dorsal (38).
17. Sección trasera de aeronave (20) según cualquiera de las reivindicaciones 1 -16, en la que el revestimiento continuo (31), el panel superior (33) y los componentes estructurales internos están hechos de material compuesto.
18. Sección trasera de aeronave (20) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 -16, en la que el revestimiento continuo (31), el panel superior (33) y los componentes estructurales interiores están hechos de materiales metálicos.
19. Aeronave que comprende una sección trasera (20) según cualquiera de las reivindicaciones 1 -18.
ES16382612T 2016-12-16 2016-12-16 Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola Active ES2841399T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP16382612.6A EP3335982B1 (en) 2016-12-16 2016-12-16 Aircraft having a rear section with a continuous skin for the fuselage and the vertical tail plane

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2841399T3 true ES2841399T3 (es) 2021-07-08

Family

ID=57570879

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES16382612T Active ES2841399T3 (es) 2016-12-16 2016-12-16 Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20180170513A1 (es)
EP (1) EP3335982B1 (es)
CN (1) CN108202857B (es)
ES (1) ES2841399T3 (es)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10618627B2 (en) * 2018-02-13 2020-04-14 Bell Helicopter Textron Inc. Rudder twist lock method and apparatus
CN109050871A (zh) * 2018-06-22 2018-12-21 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机过渡梁与机体的连接结构
ES2881952T3 (es) * 2018-07-23 2021-11-30 Airbus Operations Slu Conjunto de fuselaje de composite y procedimientos y dispositivos para su fabricación
CN109131824B (zh) * 2018-09-21 2022-02-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机加强框及垂尾梁结构
FR3089946B1 (fr) * 2018-12-18 2021-01-08 Airbus Operations Sas structure d’un FUSELAGE D’UN aeronef présentant un panneau renforcé par un treillis
US11794873B2 (en) * 2019-03-08 2023-10-24 The Boeing Company Auxiliary power unit enclosure and method of making the same
CN110539879A (zh) * 2019-09-19 2019-12-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机的背鳍结构
CN111122104B (zh) * 2020-01-13 2024-07-19 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置
CN114633874A (zh) * 2020-12-15 2022-06-17 丰翼科技(深圳)有限公司 无人机尾翼
JP7623867B2 (ja) * 2021-03-26 2025-01-29 本田技研工業株式会社 航空機
CN113602477B (zh) * 2021-07-26 2024-03-15 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法
CN113830285B (zh) * 2021-10-25 2023-07-21 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种实现破损安全的垂尾主盒段翼梁梢部平垂尾对接接头

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB524721A (en) * 1938-02-05 1940-08-13 Amiot F Improvements in and relating to "stressed skin" fuselages or nacelles for aircraft
US4448372A (en) * 1981-09-30 1984-05-15 The Boeing Company Aircraft vertical fin-fuselage structural integration system
WO2008121005A1 (en) * 2007-03-29 2008-10-09 Falcomposite Limited Aircraft component manufacture and assembly
RU2007134266A (ru) * 2007-09-14 2009-03-20 Геннадий Трофимович Крещишин (RU) Хвостовая часть самолета крещишина и способ модернизации с уменьшением полного сопротивления самолета крещишина
ES2373812B1 (es) * 2008-12-17 2012-12-18 Airbus Operations, S.L. Superficie estabilizadora horizontal de aeronave.
US20130001356A1 (en) * 2011-07-01 2013-01-03 Airbus Operations, S.L. Reinforced aircraft fuselage
US8746616B2 (en) * 2011-10-19 2014-06-10 The Boeing Company Mid-wing multi-deck airplane
ES2404946B1 (es) * 2011-10-21 2014-09-02 Airbus Operations S.L. Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado
EP2610164B1 (en) * 2011-12-28 2015-10-28 Airbus Operations S.L. Rear fuselage with a shield for an aircraft with fuselage-mounted engines and method for determining the area of the shield
FR3020347B1 (fr) * 2014-04-28 2016-05-20 Airbus Operations Sas Procede d'assemblage d'une partie arriere d'aeronef
EP3040264B1 (en) * 2014-12-30 2018-07-11 Airbus Operations S.L. Fuselage rear end of an aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
CN108202857B (zh) 2022-10-04
EP3335982A1 (en) 2018-06-20
CN108202857A (zh) 2018-06-26
EP3335982B1 (en) 2020-09-30
US20180170513A1 (en) 2018-06-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2841399T3 (es) Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola
US10933972B2 (en) Composite wing edge attachment and method
ES2881952T3 (es) Conjunto de fuselaje de composite y procedimientos y dispositivos para su fabricación
ES2601897T3 (es) Fuselaje de aeronave reforzado
US8651414B2 (en) Airplane with a tailcoat tail assembly and rear engine
US4674712A (en) Double-lobe fuselage composite airplane
EP2835310B1 (en) Aircraft side of body joint
US20120121854A1 (en) Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same
ES2948928T3 (es) Procedimiento de fabricación de una caja multi-larguero con cubierta superior de revestimiento continuo de una sección de cono de cola para un extremo posterior de una aeronave y un conjunto de material compuesto
ES2398287A1 (es) Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño.
US20150375846A1 (en) Leading edge for an aircraft lifting surface and manufacturing method thereof
US9381992B2 (en) Leading edge for an aircraft lifting surface
ES2807231T3 (es) Juntas de ala a fuselaje y aeronave que incluye las mismas
ES2587910T3 (es) Cuerpo de ala
ES2584557T3 (es) Estructura interna altamente integrada de un cajón de torsión de una superficie sustentadora de una aeronave y método para su producción
ES2932841T3 (es) Hipersustentador para un ala de aeronave, método para fabricar dicho hipersustentador
EP3898409B1 (en) Aircraft assembly having an integral spar-cover
EP2889212B1 (en) Subfloor structure with an integral hull for a rotary wing aircraft
ES2874336T3 (es) Superficie laminar de elevación multilarguero para aeronaves
ES2953735T3 (es) Borde de salida para una superficie de elevación integrada multilarguero de material compuesto y método de fabricación de dicho borde de salida
ES2983026T3 (es) Sección de cola de aeronave con un estabilizador horizontal intercalado en la raíz del estabilizador vertical
EP3181454A1 (en) Aircraft pylon assembly