BR102012014825A2

BR102012014825A2 - Sistemas de energia auxiliares a bordo para aeronaves possuindo unidades de energia auxiliares duplas

Info

Publication number: BR102012014825A2
Application number: BRBR102012014825-0A
Authority: BR
Inventors: Aldemiro Lorenzini Jr
Original assignee: Embraer Sa
Priority date: 2011-06-17
Filing date: 2012-06-18
Publication date: 2014-04-29
Also published as: EP2535274B1; EP2535274A3; EP2535274A2; US8622342B2; US20120318913A1

Abstract

SISTEMAS DE ENERGIA AUXILIARES A BORDO PARA AERONAVES POSSUINDO UNIDADES DE ENERGIA AUXILIARES DUPLAS Aeronave é fornecida com um par de unidades de energia auxiliar (APUs) montadas adjacentemente em paralelo, em relação uma à outra, dentro da seção de cone de cauda da fuselagem da aeronave. Em algumas concretizações, as APUs são montadas, geralmente, de forma vertical, adjacentes uma à outra. Alternativamente, as APUs poderão ser montadas, geralmente, de forma horizontal, adjacente uma à outra. A fuselagem da aeronave poderá incluir um par estabilizadores inferiores orientados para baixo e para fora, adjacente ao cone de cauda, tendo bordas inferiores que estabelecem um ângulo de inclinação de decolagem máximo da fuselagem e define uma zona espacial entre os mesmos. As APUs são posicionadas dentro de tal zona espacial definida entre os estabilizadores inferiores, de modo que ângulo de inclinação de decolagem máximo não seja requerido ser alterado quando modificado uma aeronave APU única existente com APUs duplas.

Description

"SISTEMAS DE ENERGIA AUXILIARES A BORDO PARA AERONAVES POSSUINDO UNIDADES DE ENERGIA AUXILIARES DUPLAS"

As concretizações descritas neste documento referem-se a sistemas de energia auxiliares a bordo para aeronaves, nas quais unidades de energia auxiiiares duplas (APUs) são fornecidas em um cone de cauda da aeronave e operam em paralelo de modo para fornecer energia elétrica e/ou pneumática reforçada a bordo.

Descrição do estado da técnica

Aeronaves existentes tipicamente incluem dois ou mais motores primários para propulsão. Estas aeronaves também tipicamente incluem pelo menos uma APU que fornece energia elétrica e/ou pneumática em adição à ou em substituição da energia fornecida pelos motores primários. Por conseguinte, as APUs podem ser usadas para fornecer energia a uma aeronave quando os motores primários não estiverem operando, por exemplo, quando uma aeronave estiver no solo em um portão de aeroporto. As APUs podem também fornecer energia temporária para dar partida nos motores primários durante operações normais, e/ou energia de emergência temporária durante operações de voo. Adicionalmente, a APU pode ser usada durante voo para prover energia elétrica adicional e/ou energia sempre que os sistemas da aeronave exigirem uma quantidade que excede a capacidade de energia elétrica e/ou pneumática dos motores de propulsão primária.

Existem determinados casos em que uma aeronave certificada existente é submetida a uma alteração de projeto, de modo a adaptar a estrutura para um propósito completamente diferente para o qual ela originalmente pretendida. Por exemplo, uma aeronave de transporte civil pode ser subsequentemente adaptada para realizar missões militares ou de vigilância policial. Tais modificações de aeronaves para uma aeronave de linha de base são coloquialmente denominadas “aeronave derivada”. Uma aeronave derivada é, assim, frequentemente acompanhada de uma necessidade de fornecer um aumento substancial aos requisitos de energia elétrica devido à presença a bordo de equipamentos elétricos e/ou pneumáticos adicionais (por exemplo, câmeras de vigilância a bordo, radar especializado, computadores e equipamentos associados) realizada pela aeronave para realizar as missões para as quais ela foi projetada. Este requisito de energia elétrica elevado é frequentemente maior do que a saída elétrica máxima para a qual a APU original foi projetada. A solução tradicional para os requisitos de energia elétrica adicionais é de substituir a APU original com 5 uma APU maior tendo maior capacidade de saída de energia elétrica. Entretanto, tal APU maior, por sua vez, frequentemente exigirá espaço na estrutura que não está prontamente disponível na aeronave de linha de base (não modificada), desse modo exigindo uma alteração de projeto maior ou até mesmo realocando a APU para outra área dentro da estrutura.

Seria, portanto, especialmente desejável fornecer uma solução para os

problemas descritos acima, pelo que saída de energia elétrica elevada poderia ser fornecida para acomodar um requerimento de energia de saída aumentado de uma aeronave de linha de base sem a necessidade de realocar e/ou substituir a APU existente. É no sentido de satisfazer tais necessidades que a presente invenção é direcionada.

Objetivos e breve descrição da invenção

A presente invenção propõe a instalação de duas APUs em paralelo no cone de cauda da aeronave para atender a energia elétrica elevada demandada pelo equipamento em uma aeronave derivada. Em concretizações preferidas, o 20 sistema de energia auxiliar da aeronave é fornecido com APUs duplas instaladas em paralelo dentro do cone de cauda da aeronave derivada com impacto mínimo no projeto da estrutura original. Em tal maneira, a disposição das APUs duplas pode ser acomodada dentro do cone de cauda da aeronave derivada sem modificação substancial de estrutura da aeronave de linha de base (por exemplo, 25 sem a necessidade de modificar o ângulo de decolagem, a fim de prevenir golpes de cauda). Enquanto tal, as modificações necessárias para acomodar as APUs duplas dentro do cone de cauda da aeronave derivada podem ser atingidas com impacto aerodinâmico mínimo.

Deste modo, de acordo com as concretizações preferidas da invenção, uma aeronave é provida, a qual compreender uma fuselagem com uma seção de cone de cauda, e um par de unidades de energia auxiliares (APUs) montadas adjacentemente em paralelo em relação uma a outra dentro da seção de cone de cauda. Em algumas concretizações, as APUs são montadas, em geral, verticalmente adjacentes uma a outra. Uma das APUs inferiores pode, portanto, ser posicionada para a frente de uma das APUs superiores.

De acordo com outras concretizações, a aeronave compreenderá um anel de suporte de anteparo angulado em direção traseira, ascendentemente e braços de suporte interligando a mais superior das APUs ao anel de suporte. Para suportar a segunda APU, uma chapa de suporte poderá ser fornecida de modo a rigidamente conectar a parte inferior do anel de suporte, de modo que uma extremidade de avanço da chapa de suporte esteja conectada à parte inferior do anel de suporte. Determinadas concretizações incluirão uma chapa de suporte tendo braços de suporte direcionados para cima e para trás afixados a mais inferior das APUs. Os braços de suporte poderão ter uma extremidade de avanço afixada aos componentes da armação traseira da aeronave e uma extremidade posterior anexada a mais inferior das APUs. Um componente da armação traseira poderá ser estendido para baixo e para frente a partir de uma região inferior do anel de suporte.

Determinadas concretizações poderão ser fornecidas com uma chapa de proteção contra fogo posicionada entre as APUs. A chapa de proteção contra fogo poderá ser no formato de uma estrutura de chapa em forma de U tendo regiões de borda direcionadas para baixo. Um componente da armação superior poderá ser anexado, geralmente, no centro de uma chapa de proteção contra fogo.

Em algumas concretizações preferidas, a fuselagem da aeronave incluirá um par de estabilizadores inferiores orientados para baixo a para fora, adjacentes ao cone de cauda tendo bordas inferiores, as quais estabelecem um ângulo de inclinação de decolagem máximo da fuselagem. Os estabilizadores inferiores definirão, assim, uma zona espacial entre as mesmas. As APUs são posicionadas dentro de uma zona espacial definida entre os estabilizadores inferiores.

A estrutura dos estabilizadores inferiores poderá ser fornecida através de uma série de componentes da armação dos estabilizadores inferiores em forma de U invertido posicionados sobre umas das mais inferiores das APUs. Componentes da armação da fiada horizontal poderão ser também ser fornecidos e afixados aos componentes da armação da fiada em formato de U invertido.

De acordo com outras concretizações, uma aeronave é provida, em que as APUs duplas em paralelo são montadas, em geral, horizontalmente adjacentes uma à outra.

Estes e outros aspectos e vantagens da presente invenção se tornarão mais esclarecidos após consideração cuidadosa dada à seguinte descrição detalhada das concretizações exemplares preferidas.

Descrição resumida dos desenhos

As concretizações descritas na presente invenção serão melhor e mais completamente compreendidas através da referência à seguinte descrição detalhada das concretizações ilustrativas exemplares não limitantes, em conjunto com os desenhos dos quais:

Figura 1 ilustra esquematicamente uma vista em perspectiva posterior de uma aeronave derivada exemplar, a qual incorpora uma disposição da APU dupla em paralelo, de acordo com esta invenção;

Figura 2 é uma vista em elevação lateral da região do cone de cauda da aeronave ilustrada na Figura 1 tendo o revestimento da aeronave parcialmente removido para facilidade visual;

Figura 3 é uma vista em perspectiva da disposição da APU em paralelo ilustrada na Figura 2 e sua estrutura de suporte da armação associada; e

Figura 4 ilustra esquematicamente uma vista em perspectiva posterior de outra aeronave derivada exemplar, a qual incorpora uma disposição da APU dupla em paralelo, de acordo com outro aspecto desta invenção.

Descrição detalhada

A Figura 1 ilustra uma vista em perspectiva posterior de uma aeronave DA derivada, a qual é provida com um sistema de energia auxiliar 10 de acordo com uma concretização da presente invenção. A aeronave DA derivada é ilustrada como incluindo uma fuselagem alongada 12 terminando em um cone de cauda 12-1, na qual as unidades duplas de energia auxiliar (APUs) 14, 16 são posicionadas em uma disposição lado a lado, orientada verticalmente.

Como é convencional, a aeronave DA inclui estabilizadores horizontais e verticais, 17a, 17b, respectivamente. Um par de motores de propulsão 18-1, 18-2

são montados lateralmente próximos ao cone de cauda 12-1 nas laterais de bombordo e estibordo da fuselagem. Deverá ser compreendido que a descrição dos motores de propulsão 18-1, 18-2 próximos ao cone de cauda 12-1 é exemplar somente, e assim, a presente invenção poderá ser uma concretização em outras configurações de aeronave, por exemplo, onde motores de propulsão 10 são montados sob as asas de bombordo e estibordo.

A aeronave DA derivada é também ilustrada na Figura 1, como incluindo os estabilizadores inferiores a bombordo e a estibordo 20-1, 20-2, respectivamente, orientados na parte traseira da fuselagem 12, adjacentes à e lateralmente se estendendo para fora a partir do cone de cauda 12-1. Tal como é 15 conhecido, os estabilizadores inferiores 20-1, 20-2 são fornecidas de modo a aprimorarem a estabilidade aerodinâmica. O posicionamento dos estabilizadores inferiores 20-1, 20-2 próximas ao cone de cauda 12-1, no entanto, também estabelece o ângulo de rotação máximo da aeronave durante a decolagem. Ou seja, a fim de prevenir um golpe de cauda durante a decolagem (o qual, na 20 concretização mostrada, estaria em contato entre a pista de decolagem e as bordas mais inferiores 20-1 a, 20-2a dos estabilizadores inferiores 20-1, 20-2, respectivamente), o ângulo de (rotação) de inclinação da fuselagem é limitado pela entrada do piloto às superfícies de controle do eixo de inclinação da aeronave DA a um ângulo máximo permissível de ataque (AOA) até que a 25 aeronave esteja no ar e verticalmente separada da superfície da pista através de altitude suficiente.

As APUs 14, 16 são por si mesmas motores de turbina movidos por JP altamente convencionais que giram um eixo associado com um gerador e um compressor (não mostrado). O gerador, por sua vez, gera energia elétrica 30 enquanto o compressor poderá ser empregado para outros sistemas a bordo (por exemplo, alimentando o sistema hidráulico a bordo da aeronave, ar condicionado e similares). Mais preferivelmente, as APUs são conectadas ao abastecimento de combustível (tipicamente, células de combustível instaladas na asa) para os motores de propulsão principais 18-1, 18-2. Quando em uso, a exaustão da combustão do combustível pelas APUs é ventilada para atmosfera através da abertura de exaustão 12-1 a no cone de cauda 12-1. Por meio de segundo plano, 5 as APUs 14, 16 poderão incorporar os princípios operacionais descritos nas Patentes US Nos. 2.777,301; 4.077,202; 4.759,178 e 6.450,447, o conteúdo completo de cada uma sendo expressamente incorporado neste documento, por referência.

As Figuras 2 e 3 ilustram em mais detalhes a maneira na qual as APUs 14, 10 16 são acomodadas dentro do cone de cauda 12-1 da aeronave DA. Especificamente, a posição da APU 14 dentro da aeronave DA permanece inalterada conforme comparado a sua posição na aeronave de linha de base não modificada. Ou seja, a APU 14 é fisicamente fixada e suportada por um anel de suporte de anteparo angulado em direção traseira, ascendentemente 22 por meio 15 de braços de suporte 24, 26. Um suporte inferior 28 é fixado ao anel de suporte 22 e inclui braços de suporte 30 direcionados para cima e para trás, fixados à APU 14.

A fim de acomodar a montagem da segunda APU 16, uma placa de suporte 32 é fixada a uma parte inferior do anel de suporte 22 e se estende para baixo e para trás (em relação à fuselagem 12 da aeronave) para se estender para baixo e para trás (em relação à fuselagem da aeronave 12) para uma extensão mais baixa definida pelas bordas inferiores 20-1 a, 20-2a dos estabilizadores inferiores 20-1, 20-2. A placa de suporte 32 inclui braços de suporte direcionados para cima e para trás 36 fixados à APU 16. O braço de suporte 42 direcionado para baixo e para trás possui sua extremidade de avanço fixada à parte superior da armação mais dianteira 44 e a extremidade posterior afixada à APU 16. A armação mais dianteira 44 se estende para baixo e para frente a partir da região inferior do anel de suporte 22 e para a extensão mais inferior definida pelas bordas inferiores 20-1 a, 20-2a dos estabilizadores inferiores 20-1, 20-2, respectivamente. Um par de suportes de avanço 34-1, 34-2 é conectado em série a uma superfície de avanço da placa de suporte 32, esta sendo também rigidamente conectada ao anel de suporte 22. O suporte mais dianteiro 34-2 é conectado e transporta um braço orientado para baixo e para trás 38 tendo uma extremidade terminal fixada a uma extensão inferior da placa de suporte 32.

Como pode ser visto a partir das Figuras 2 e 3, portanto, as diversas estruturas de suporte são completamente contidas dentro de uma zona espacial 5 40 definida entre os estabilizadores inferiores 20-1, 20-2 e não se projetam para baixo além do plano definido pelas bordas inferiores 20-1 a, 20-2a dos estabilizadores inferiores 20-1, 20-2. Uma vez que as APUs são contidas inteiramente dentro desta zona espacial 40, o ângulo de inclinação máximo para prevenir um golpe de cauda durante a decolagem que foi estabelecido durante a 10 certificação de que a aeronave de linha de base permaneça inalterada. Assim, a modificação da aeronave de linha de base para incluir as APUs duplas 14, 16, de acordo com a presente invenção, não requer modificação dos critérios de desempenho da aeronave DA derivada.

Conforme mostrado na Figura 3, uma chapa de proteção contra fogo 46 é posicionada entre as APUs 14 e 16. A chapa de proteção contra fogo 46 é preferivelmente no formato de uma chapa em forma de U tendo suas regiões de lateral direcionadas para baixo. Uma pluralidade de componentes da armação dos estabilizadores inferiores em forma de U 48-1 a 48-4 é posicionada sobre e conectada a uma chapa de proteção contra fogo 46. Estes componentes da armação dos estabilizadores inferiores em forma de U 48-1 a 48-4 formam parte da estrutura dos estabilizadores inferiores 20-1 e 20-2. A estrutura superior 50 é posicionada, em geral, no centro da chapa de proteção contra fogo 46 e é conectada rigidamente aos componentes da armação em forma de U 48-1 a 48-4. A estrutura dos estabilizadores inferiores 20-1 e 20-2 também compreende componentes da armação dos estabilizadores inferiores horizontais 52-1 a 52-4, os quais são rigidamente conectados de modo substancial, perpendicular aos componentes da armação estabilizadores inferiores em forma de U 48-1 a 48-4.

Uma concretização alternativa de um sistema de energia auxiliar 10’ tendo APUs 14’, 16’ duplas em paralelo, é mostrada esquematicamente na Figura 4. Como pode ser visto, ao contrário da concretização descrita com relação às Figuras 1-3, em que as APUs 14, 16 são orientadas verticalmente adjacentes em uma relação lado a lado, uma para a outra com a APU inferior sendo posicionada para frente da APU 16 superior devido ao posicionamento angular do anel de suporte 22 e outras estruturas de suporte, conforme descritas anteriormente, as APUs 14’, 16’ na concretização mostrada na Figura 4 possui ambas as APUs adjacentes uma a outra em uma relação lado a lado, dentro de um plano 5 horizontal comum. Na concretização descrita na Figura 4, realocação ao lado de bombordo da linha central da aeronave seria requerida para a APU 14 original fornecida com a aeronave de linha de base, de modo que para fornecer espaço lateral suficiente da lateral de bombordo da aeronave para acomodar a APU 16 adicional em uma relação lado a lado. Uma montagem de cantiléver e disposição 10 de suporte, assim como a APU 14 original, poderia igualmente ser fornecida com a APU 16 adicional.

Enquanto a invenção foi descrita em conexão com o que é presentemente considerada ser a mais prática e preferida concretização, deve ser compreendido que a invenção não deverá ser limitada à concretização descrita, mas pelo contrário, se destina a abranger diversas modificações e disposições equivalentes incluídas dentro do espírito e escopo da mesma.

Claims

1. Aeronave compreendendo uma fuselagem com uma seção de cone de cauda, e um par de unidades de energia auxiliares (APUs) montadas adjacentemente em paralelo, uma em relação ã outra, dentro da seção do cone de cauda.

2. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que as APUs são geralmente montadas verticalmente adjacentes umas às outras.

3. Aeronave, de acordo com a reivindicação 2, caracterizada pelo fato de que uma das APUs mais inferiores é posicionada para frente de das APUs superiores.

4. Aeronave, de acordo com a reivindicação 3, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, um anel de suporte de anteparo angulado em direção traseira, ascendentemente, e braços de suporte interligando a mais superior das APUs ao anel de suporte.

5. Aeronave, de acordo com a reivindicação 4, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, uma placa de suporte rigidamente conectado a uma parte inferior do anel de suporte, tal que uma extremidade de avanço da placa de suporte é conectada a uma parte inferior do anel de suporte.

6. Aeronave, de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que a placa de suporte inclui braços de suporte direcionados para cima e para trás, associados a mais inferior das APUs.

7. Aeronave, de acordo com a reivindicação 6, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, um componente da armação traseira se estendendo para baixo e para frente a partir de uma região inferior do anel de suporte.

8. Aeronave, de acordo com reivindicação 7, caracterizada pelo fato de que os braços de suporte possuem uma extremidade de avanço associada ao componente da armação traseira da aeronave e uma extremidade traseira associada a mais inferior das APUs.

9. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, uma chapa de proteção contra fogo posicionada entre as APUs.

10. Aeronave, de acordo com a reivindicação 9, caracterizada pelo fato de que a chapa de proteção contra fogo é uma chapa em formato de U invertido.

11. Aeronave, de acordo com a reivindicação 9, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, um componente da armação superior associado geralmente a um centro da chapa de proteção contra fogo.

12. Aeronave, de acordo com a reivindicação 2, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, uma pluralidade de componentes da armação dos estabilizadores inferiores em forma de U invertido posicionados sobre a mais inferior das APUs.

13. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, membros horizontais da armação dos estabilizadores inferiores associados aos componentes da armação dos estabilizadores inferiores em forma de U invertido.

14. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, uma chapa de proteção contra fogo posicionada entre as APUs.

15. Aeronave, de acordo com a reivindicação 14, caracterizada pelo fato de que a chapa de proteção contra fogo é uma chapa em formato de U invertido.

16. Aeronave, de acordo com a reivindicação 14, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, um componente da armação superior geralmente associado a um centro da chapa de proteção contra fogo.

17. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que as APUs são montadas geralmente de modo horizontal, adjacentes uma à outra.

18. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a fuselagem inclui um par de estabilizadores inferiores orientado para baixo e para fora, adjacente ao cone de cauda, tendo bordas inferiores as quais estabelecem um ângulo de inclinação de decolagem máximo da fuselagem, em que os estabilizadores inferiores definem uma zona espacial entre as mesmas, onde as APUs são posicionadas dentro da zona espacial definida entre os estabilizadores inferiores.