BR102017006729A2 - Anteparo de pressão para uma aeronave, e, método para montar um anteparo de pressão. - Google Patents

Abstract

um anteparo de pressão para uma aeronave inclui um conjunto de paredes. o conjunto de paredes inclui uma primeira seção de parede que se estende em uma direção não paralela a um comprimento da aeronave. o conjunto de paredes inclui ainda uma segunda seção de parede presa à primeira seção de parede em que a segunda seção de parede inclui um formato curvo. o formato curvo inclui uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo do comprimento da aeronave em uma direção para a extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede. um método para montar um anteparo de pressão é também provido.

Description

(54) Título: ANTEPARO DE PRESSÃO PARA UMA AERONAVE, E, MÉTODO PARA MONTAR UM ANTEPARO DE PRESSÃO.

(51) Int. Cl.: B64C 1/10 (30) Prioridade Unionista: 17/06/2016 US 15/185159 (73) Titular(es): THE BOEING COMPANY (72) Inventor(es): KYLE L. MCNAMARA; EDWARD FREDERICK LAUSER JR.; DAVID WILLIAM BOWEN; KEVIN ANDREW CROW; MICHAEL STEPHEN NIEZGODA (74) Procurador(es): KASZNAR LEONARDOS PROPRIEDADE INTELECTUAL (57) Resumo: Um anteparo de pressão para uma aeronave inclui um conjunto de paredes. O conjunto de paredes inclui uma primeira seção de parede que se estende em uma direção não paralela a um comprimento da aeronave. O conjunto de paredes inclui ainda uma segunda seção de parede presa à primeira seção de parede em que a segunda seção de parede inclui um formato curvo. O formato curvo inclui uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo do comprimento da aeronave em uma direção para a extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede. Um método para montar um anteparo de pressão é também provido.

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1/18 “ANTEPARO DE PRESSÃO PARA UMA AERONAVE, E, MÉTODO PARA MONTAR UM ANTEPARO DE PRESSÃO”

CAMPO [001] A presente invenção se refere a um anteparo de pressão para uma aeronave e mais particularmente a um anteparo de pressão com suporte estrutural.

ANTECEDENTES [002] Anteparos de pressão para aeronaves, particularmente um anteparo de pressão traseiro tem tipicamente o formato de domo. O formato de domo tem a capacidade de distribuir cargas exercidas sobre a estrutura em formato de domo como uma carga de membrana efetivamente para a estrutura de fuselagem. Porém, um inconveniente deste anteparo com formato em domo ou hemisférico é que é difícil de rotear sistemas através do anteparo com o anteparo tendo um formato curvo. Rotear sistemas através de um anteparo em formato de domo inclui complexidades de projeto aumentadas uma vez que uma estrutura adicional é necessária para prever superfícies planas para fixação de sistemas. Um anteparo mais plano prevê interfaces mais simples para sistemas da aeronave tais como elétrico, hidráulico e de combustível, assim como, outros sistemas dentro de uma aeronave. Ademais, por causa da natureza longitudinalmente estendida do anteparo em formato de domo que se estende em uma direção ao longo do comprimento da fuselagem, o formato de domo compete com o espaço utilizável da cabina dentro da fuselagem proporcionando uma ineficiente ocupação de espaço dentro da fuselagem.

[003] Em contraste, anteparos de pressão para aeronaves foram também construídos para ter um formato mais plano. Um anteparo com uma construção mais plana é mais espacialmente eficiente dentro da fuselagem. Porém, este formato mais plano tipicamente resulta no anteparo ser mais pesado do que um anteparo em formato de domo que, em contraste, distribui

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2/18 mais eficientemente as cargas. Adicionalmente, a construção de anteparo de pressão mais plana requer uma estrutura de suporte mais complexa para resistir a cargas de cisalhamento e flexão que ocorrem a partir da pressurização da fuselagem ser exercida através de uma superfície mais plana. Isto está em contraste com a construção de anteparo em formato de domo que distribui mais eficientemente a carga com melhor trajeto da carga ou distribuição de carga na membrana.

SUMÁRIO [004] Um exemplo de um anteparo de pressão para uma aeronave inclui um anteparo de pressão que inclui um conjunto de paredes. O conjunto de paredes inclui uma primeira seção de parede que se estende em uma direção não paralela a um comprimento da aeronave. O conjunto de paredes inclui ainda uma segunda seção de parede presa à primeira seção de parede em que a segunda seção de parede inclui um formato curvo de maneira tal que o formato curvo inclui uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo do comprimento da aeronave em uma direção para a extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede.

[005] Um exemplo de um método para montar um anteparo de pressão inclui a etapa de posicionar uma primeira seção de parede e uma segunda seção de parede adjacentes uma à outra. O método inclui ainda a etapa de prender a primeira seção de parede à segunda seção de parede, em que a segunda seção de parede inclui um formato curvo com uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo de um comprimento da aeronave em uma direção para uma extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede, formando uma junta de emenda entre a primeira e a segunda seções de parede e formando um conjunto de paredes.

[006] As características, funções e vantagens que foram discutidas podem ser obtidas independentemente em várias modalidades ou podem ser combinadas em ainda outras modalidades de que mais detalhes podem ser

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3/18 vistos com referência à descrição que se segue e aos desenhos BREVE SUMÁRIO DOS DESENHOS [007] A FIG. 1 é uma vista em planta lateral parcial destacada de uma porção traseira de uma aeronave com anteparo em corte transversal;

[008] a FIG. 2 é uma vista em perspectiva lateral traseira do conjunto de paredes de anteparo mostrado na FIG. 1 juntamente com longarinas estendendo-se para o lado dianteiro de aeronave;

[009] a FIG. 3 é uma vista em perspectiva lateral dianteira do conjunto de paredes de anteparo da FIG. 2;

[0010] a FIG. 4 é uma vista em corte transversal de uma junta de emenda como visto ao longo da linha 4-4 da FIG. 2;

[0011] a FIG. 5 é uma vista em corte transversal como visto ao longo da linha 5-5 na FIG. 3 da preensão por clipe de segunda seção de parede estendendo-se sobre o lado dianteiro do conjunto de paredes de anteparo; [0012] a FIG. 6 é uma vista em perspectiva de baixo ampliada parcial destacada do lado traseiro do conjunto de paredes do anteparo da FIG. 2; [0013] a FIG. 7 é uma vista em perspectiva ampliada parcial destacada do lado traseiro de conjunto de paredes de anteparo da FIG. 2; [0014] a FIG. 8 é uma vista em corte transversal como visto ao longo da linha 8-8 na FIG. 3 visualizando um apoio intercostal estendendo-se sobre o lado dianteiro do conjunto de paredes associado com uma viga de suporte primária;

[0015] a FIG. 9 é uma vista em corte transversal como visto ao longo da linha 9-9 na FIG. 3 visualizando um apoio intercostal estendendo-se sobre o lado dianteiro do conjunto de paredes associado com uma viga de suporte secundária;

DESCRIÇÃO [0016] Um anteparo de pressão de uma aeronave, tal como um anteparo de pressão traseiro, tem certas demandas impostas a essa estrutura

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4/18 dependendo da configuração do anteparo. Por exemplo, um anteparo em formato de domo tem benefícios de distribuição de carga e menor peso estrutural do que um anteparo com configuração mais plana. Por outro lado, uma configuração mais plana de um anteparo de pressão frequentemente requer construção mais pesada e sistemas de suporte mais complexos, ainda que permita passagem mais fácil através de sistemas da aeronave através da estrutura de anteparo. O aparelho e método a serem descritos aqui vantajosamente utilizam os benefícios destas diferentes construções de anteparo.

[0017] Com referência à FIG. 1, a aeronave 10 inclui uma seção de cauda 12 que é posicionada no lado ou extremidade ou traseira 14 da aeronave 10. O anteparo de pressão 16 é posicionado dentro da aeronave 10 para estabelecer uma separação vedada de do lado traseiro ou não pressurizado 14 da aeronave 10 a partir do lado dianteiro ou pressurizado 18 que inclui uma cabina 20 da aeronave 10. À medida que a aeronave 10 ganha altitude, esta aeronave 10 pressuriza a cabina 20 para proporcionar aos passageiros dentro da cabina 20 um ambiente mais habitável e confortável. Durante o processo de pressurização, força é aplicada contra o anteparo 16 a partir de dentro da cabina 20 em uma direção para o lado traseiro 14 da aeronave 10 e no momento desta pressurização, o lado traseiro 14 experimenta uma redução na pressão de ar como um resultado do lado traseiro 14 não ser vedado por pressão no ambiente exterior da aeronave 10. Quando a aeronave 10 desce em altitude, o lado traseiro 14 da aeronave 10 aumenta em pressão e a pressão da cabina 20 sobre o lado dianteiro 18 é normalizada para ser comparável com a pressão de ar da altitude em que a aeronave 10 pousa. [0018] O anteparo de pressão 16 inclui um conjunto de paredes 22 que inclui uma primeira seção de parede 24 e a segunda seção de parede 26 que vai ser discutida em mais detalho aqui. O conjunto de suporte anteparo 28 como va9 também ser discutido em mais detalhe aqui prevê suporte ao

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5/18 conjunto de paredes 22 do anteparo 16 particularmente durante a pressurização da cabina 20.

[0019] A primeira seção de parede 24, como visto nas FIGS. 1-3, estende-se na direção 30 não paralela a um comprimento L da aeronave 10. Nesta modalidade, a primeira seção de parede 24 estende-se em uma direção geralmente transversal 30, relativa ao comprimento L da aeronave 10. A segunda seção de parede 26 é preso à primeira seção de parede 24. A segunda seção de parede 26 inclui um formato curvo 32, como visto na FIG. 1, de maneira tal que o formato curvo 32 inclui uma porção convexa 34 que se estende ainda mais ao longo do comprimento L da aeronave 10 na direção 36 para a extremidade traseira 14 da aeronave 10 do que a primeira seção de parede 24. A primeira seção de parede 24 é construída para ter uma configuração relativamente plana ou para ter alguma curvatura ou contorno conforme necessário. Porém, a primeira seção de parede 24 tem uma configuração mais plana do que a configuração da segunda seção de parede 26. Esta configuração mais plana da primeira seção de parede 24 do que a configuração da segunda seção de parede 26 proporciona à primeira seção de parede 24 uma configuração mais eficiente para passar sistemas tais como elétricos, hidráulicos e de combustível, assim como, outros sistemas através do anteparo 16 através de aberturas 38 como visto nas FIGS. 2 e 3 definidas na primeira seção de parede 24.

[0020] A segunda seção de parede 26 toma o formato curvo 32 e nesta modalidade um formato em domo 40, como visto na FIG. 1. O formato em domo 40 da segunda seção de parede 26 prevê o benefício de distribuição eficiente das cargas membrana de cargas para fuselagem 42 da aeronave 10. As cargas experimentadas pelo anteparo 16 ocorrem particularmente à medida que a aeronave 10 ganha altitude com o processo de pressurização do lado dianteiro 18 do anteparo 16 que inclui a cabina 20 e o abaixamento de pressão sobre o lado traseiro 14 de anteparo 16. A configuração de formato em domo

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6/18 da segunda seção de parede 26 requer menos peso para a segunda estrutura de parede 26 do que a configuração mais plana de segunda seção de parede 26 e reduz a necessidade para estruturas de suporte mais complexas para suportar a segunda seção de parede 26 do que configurações mais planas iriam requerer.

[0021] Como pode ser visto nas FIGS. 2 e 3, a segunda seção de parede 26 estende-se em uma direção se afastando da primeira seção de parede 24 de maneira tal que a primeira e a segunda seções de parede 24, 26 estendem-se dentro das internas dimensões da fuselagem 42 para estabelecer uma conexão vedada pressurizada com a fuselagem 42. A primeira e a segunda seções de parede 24, 26 são presos entre si ao longo da junta de emenda 44 que se estende através do conjunto de paredes 22 em uma direção 46 não paralela ao comprimento L da aeronave 10. A junta de emenda 44, como visto na FIG. 4, inclui a primeira seção de parede 24 e a segunda seção de parede 26 posicionadas espaçadas uma da outra ao longo da junta de emenda 44 formando um intervalo 47 entre um primeiro e um segundo membros de parede 24, 26. Uma placa de emenda 48 é posicionada para encostar no primeiro e segundo membros de parede 24 e 26 e pata cobrir o intervalo 47. O membro de junta 47 é rebitado ou preso de outro modo como mencionado para outras fixações de membros aqui, ao primeiro e ao segundo membros de parede 24 e 26 estabelecendo uma conexão vedada pressurizada do primeiro e do segundo membros de parede 24 e 26 ao longo da junta de emenda 44.

[0022] O anteparo de pressão 16 inclui ainda uma estrutura de corda

50, como visto nas FIGS. 2 e 3. A estrutura de corda 50 estende-se em tomo do perímetro 51 da primeira e da segunda seções de parede 24, 26 do conjunto de paredes 22. A estrutura de corda 50, como vista na FIG. 5 tem uma configuração de seção transversal geralmente em formato de “T” pois a estrutura de corda estende-se em tomo de um perímetro 51 com membros

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7/18 transversais 52 estendendo-se ao longo de e acima de uma película 54 da fuselagem 42. Um membro de haste 56 estende-se se afastando do membro transversal 52 em uma direção se afastando do membro transversal 52. Como discutido em mais detalhe aqui, a estrutura de corda 50 facilita uma conexão vedada entre o conjunto de paredes 22 e fuselagem 42. A segunda seção de parede 26 do conjunto de paredes 22, nesta modalidade, inclui membros de suporte de nervura de reforço 27, como visto nas FIGS. 3 e 5, que se estendem em uma direção radial do formato em domo 40 e prevê suporte estrutural para seção de parede 26 e assistência em distribuição de carga de membrana.

[0023] Sobre o lado dianteiro 18 do membro de haste 56, uma base 60 de uma cantoneira de fixação de domo 62 estende-se a partir de um topo de membro de haste 56 até o membro transversal 52 da estrutura de corda 50, como visto na FIG. 5. Como visto nas FIGS. 2 e 3, a cantoneira de fixação de domo 62 inclui duas placas espaçadas 57 e 59 que são posicionadas dentro da longarina 72 para se estendes ao longo de uma base 73 de uma longarina 72, como visto nas FIGS. 3 e 5, em que a longarina 72 toma uma configuração geral em forma de calha nesta modalidade. Assim, como visto na vista da FIG. 5, a placa 59 é mostrada de cantoneira de fixação de domo 62. A fixação da placa 57, não mostrada, nessa vista, é similar àquela descrita aqui para a placa 59.

[0024] Na porção superior 61 do membro de haste 56, a base 60 e o membro de haste 56 ensanduicha uma porção do segundo membro de parede 26. Na porção 61 superior do membro de haste 56, o membro de haste 56, o segundo membro de parede 26, a base 60 e a placa 59 são presos em conjunto com rebites esquematicamente mostrados 64. Deve ficar entendido que com referência a rebites como a maneira de fixação conjunta de membros nesta modalidade, outros tipos de fixação podem ser empregados para prender membros tal como com o use de cavilhas, soldagem ou outras fixações

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8/18 conhecidas. Na porção inferior 65 do membro de haste 56, a base 60 da cantoneira de fixação de domo 62 é posicionada encostando em uma outra e o membro de haste 56, a base 60 e a placa 59 são presos em conjunto com rebites esquematicamente mostrados 66 nesta modalidade também.

[0025] Sobre o lado dianteiro 18 do membro de haste 56 da estrutura de corda 50, a placa 59 de cantoneira de fixação de domo 62 é presa à película 54, com o membro transversal 52 ensanduichado entre a película 54 e a placa 59, com rebites esquematicamente mostrados 68. Estendendo-se ainda mais na direção de lado dianteiro 18 para dentro da cabina 20, a placa 59 de cantoneira de fixação de domo 62 estende-se além do membro transversal 52 da estrutura de corda 50. A placa 59 é presa à película 54 através da base 73 da longarina 72 com rebites esquematicamente mostrados 70. Como resultado destas conexões rebitadas desta modalidade, cargas de membrana originandose a partir da segunda seção de parede 26 são transferidas para a película 54 da fuselagem 42.

[0026] Com referência às FIGS. 6 e 7, o anteparo de pressão 16 inclui ainda uma viga de suporte primária 74 posicionada sobre o lado traseiro 14 do conjunto de paredes 22. Nesta modalidade, a viga 74 estende-se ao longo da direção 46 da junta de emenda 44, como visto na FIG. 2. Cada uma dentre a primeira porção de extremidade 76 e uma segunda porção de extremidade oposta 78 da viga de suporte primária 74 é presa à estrutura de corda 50. A interconexão da segunda porção de extremidade 78 com a estrutura de corda 50 e a transferência de cargas recebidas pela viga de suporte primária 74 a partir do conjunto de paredes 22 até o lado dianteiro 18 do anteparo 16 é a mesma que aquela que vai ser descrita para a primeira porção de extremidade 76. Assim a descrição aqui da conexão de primeira porção de extremidade 76 da viga de suporte primária 74 vai prever a descrição da conexão e o desempenho da segunda porção de extremidade oposta 78 da viga de suporte primária 74.

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9/18 [0027] A viga de suporte primária 74 estende-se ao longo da direção

46, como visto na FIG. 3, da junta de emenda 44, como mencionado acima. Durante a pressurização dentro da aeronave 10, a cantoneira de suporte 80, como visto nas FIGS. 4 e 7, recebe carregamento do conjunto de paredes 22 ao longo da junta de emenda 44 e transfere o carregamento para a viga de suporte primária 74. A cantoneira 80 inclui uma primeira porção de extremidade 82 e uma segunda porção de extremidade oposta 84. A primeira porção de extremidade 82 da cantoneira 80 é presa à viga de suporte primária 74 por meio de cavilhas, rebites, soldagem ou outra fixação. A cantoneira 80 estende-se a partir da primeira porção de extremidade 82 que é conectada à viga de suporte primária 74 até a segunda porção de extremidade oposta 84 que é conectada ao conjunto de paredes 22. A segunda porção de extremidade 84 é presa ao conjunto de paredes 22 similarmente por meio de cavilhas, rebites, soldagem ou outra fixação.

[0028] A primeira porção de extremidade 76 da viga de suporte primária 74 é presa ao membro de corda 50 com um primeiro conjunto de apoio 86, como visto nas FIGS. 6 e 7. O primeiro conjunto de apoio 86 é posicionado sobre o lado traseiro 14 do membro de corda 50 e a segunda porção de extremidade oposta 78 de viga de suporte primária 74 é presa ao membro de corda 50 com um segundo conjunto de apoio 88 também posicionado sobre o lado traseiro 14 do membro de corda 50. O primeiro conjunto de apoio 86 é ainda preso ao primeiro membro de apoio intercostal 90, como visto nas FIGS. 3, 6 e 8. O primeiro membro de apoio intercostal 90 é posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 de estrutura de corda 50, em que o primeiro membro de apoio intercostal 90 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 do membro de corda 50. O segundo conjunto de apoio 88 é ainda preso a um segundo membro de apoio intercostal 92, como visto na FIG. 3. O segundo membro de apoio intercostal 92 é também posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de

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10/18 corda 50, em que o segundo membro de apoio intercostal 92 também se estende em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50.

[0029] O primeiro conjunto de apoio 86, como visto na FIG. 7, é construído da mesma maneira, nesta modalidade, que o segundo conjunto de apoio 88 (não totalmente mostrado), como visto na FIG. 6. O primeiro conjunto de apoio 86 inclui um primeiro conjunto de orelha 94 que define aberturas 95 espaçadas para pino. O primeiro conjunto de orelha 94 é preso à viga de suporte primária 74 por meio de rebites, cavilhas, soldagem ou outra fixação. O segundo conjunto de orelha 96 que similarmente define aberturas 98 espaçadas para pino é preso à corda 50 como vai ser descrito abaixo. O primeiro conjunto de apoio 86 inclui ainda uma placa conectora 100, nesta modalidade, a placa 100 é uma placa biplana e cada porção de extremidade oposta da placa 100 define uma abertura para pino (não mostrada). Com cada abertura para pino da placa conectora 100 alinhada com as aberturas 95 e 98 espaçadas para pino do primeiro e do segundo conjuntos de orelha 94, 96, respectivamente, os pinos 102 são inseridos através destas aberturas alinhadas estabelecendo uma conexão entre o primeiro e o segundo conjuntos de orelha 94 e 96 e conectando a viga de suporte primária 74 com o primeiro conjunto de apoio 86 à estrutura de corda 50.

[0030] O primeiro membro de apoio intercostal 90, como visto na

FIG. 8 e o segundo membro de apoio intercostal 92, como visto na FIG. 3, são presos ao primeiro conjunto de apoio 86 e ao segundo conjunto de apoio 88, respectivamente. Por sua vez, o primeiro e o segundo conjuntos de apoio intercostais 90 e 92 são presos à película 54 da aeronave 10. As conexões do primeiro e do segundo conjuntos de apoio 86 e 88 sendo presos ao primeiro e ao segundo membros de apoio intercostais 90 e 92, respectivamente são as mesmas nesta modalidade. Similarmente, as conexões do primeiro e do segundo membros de apoio intercostais 90 e 92 à película 54 da aeronave 10

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11/18 são também realizadas da mesma maneira nesta modalidade.

[0031] Com referência à FIG. 8, o primeiro conjunto de orelha 96 do primeiro conjunto de apoio 86 é mostrado posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 com a haste 56 da estrutura de corda 50 posicionada entre o primeiro conjunto de orelha 96 e o primeiro apoio intercostal 90. Na FIG. 8, o primeiro apoio intercostal 90 é mostrado com uma tela 103 e flanges superior e inferior 104 e 106, respectivamente, como visto na FIG. 3. Também, uma placa posterior 105 do primeiro apoio intercostal 90 estende-se ao longo da tela 103. Na porção superior 61 da haste 56 da estrutura de corda 50, rebites esquematicamente mostrados 108 fixam a tela 103, a placa traseira 105 do primeiro apoio intercostal 90, a haste 56 e o primeiro conjunto de orelha 96 do primeiro conjunto de apoio 86 conjuntamente. Outras formas de fixação tais como as cavilhamento, soldagem e similares podem ser empregadas como é o caso para outras fixações de rebite empregadas aqui.

[0032] Na porção inferior 65 de haste 56 da estrutura de corda 50, rebites 110, esquematicamente mostrados, fixam a tela 103 e a placa traseira 105 do primeiro apoio intercostal 90 à haste 56. O membro transversal 52 sobre o lado dianteiro 18 da estrutura de corda 50 é posicionado entre a tela 103 e o flange inferior 106 do primeiro apoio intercostal 90 por um lado e a película 54 da aeronave 10, pelo outro lado. O membro transversal 52 é preso à tela 103, ao flange inferior 106 e à película 54 com rebites esquematicamente mostrados 112. À medida que o primeiro apoio intercostal 90 estende-se se afastando da haste 56 da estrutura de corda 50 sobre o lado dianteiro 18 da estrutura de corda 50, rebites 114 esquematicamente mostrados fixam a tela 103 e o flange inferior 106 do primeiro apoio intercostal 90 à película 54.

[0033] Em uma extremidade distai 116 do primeiro apoio intercostal

90, um clipe 118 é preso à tela 103 do primeiro apoio intercostal 90 com

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12/18 rebites 120. Uma extremidade distai 119 do clipe 118 encosta em um clipe 121 da película que se estende até a película 54. O membro transversal 123 do clipe 121 da película sobrepõe-se à película 54 nesta modalidade. Neste exemplo, o clipe 121 da película é preso ao clipe 118 e à nervura 131 com rebites 125 ou por meio de outra fixação como mencionado aqui para fixação de membros. O membro transversal 123 do clipe 121 de película é rebitado na película 54 com rebites 133 esquematicamente mostrados ou por meio de outra fixação como mencionado aqui para fixação de membros. A longarina 72 é visualizada nesta vista posicionada atrás e espaçada do primeiro membro intercostal 90, neste exemplo. Com a fixação do clipe 118 à película 54, isto prevê ancoragem do primeiro membro intercostal 90 de modo a resistir a momento induzido exercido no primeiro membro intercostal 90 a partir do exercer de carga a partir do primeiro conjunto de orelha 96 do primeiro membro de apoio 86 associado com a viga de suporte primária 74.

[0034] Assim, uma carga exercida sobre o conjunto de paredes 22 durante pressurização é exercida sobre a viga de suporte primária 74 através de cantoneiras 80. A viga de suporte primária 74 transfere, em parte, esta carga para o primeiro e o segundo conjuntos de apoio 86 e 88. Com o primeiro e o segundo conjuntos de apoio 86 e 88 conectados à estrutura de corda 50 em que, por exemplo, o primeiro conjunto de orelha 96, como visto na FIG. 8 se conecta à haste 56 da estrutura de corda 50 e ao primeiro apoio intercostal 90. O primeiro apoio intercostal 90 se conecta a e se ancora com a película 54 da fuselagem 42 da aeronave 10. Este é similarmente o caso para o segundo conjunto de apoio 88 conectando-se à estrutura de corda 50 e o segundo apoio intercostal 92 em que o segundo apoio intercostal 92 se conecta a e se ancora com a película 54.

[0035] Suporte adicional para a viga de suporte primária 74 é também provido com pelo menos uma viga de suporte secundária 122, como visto nas FIGS. 6 e 7. Nesta modalidade, quatro vigas de suporte secundárias 122 são

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13/18 posicionadas espaçadas ao longo de um comprimento da viga de suporte primária 74 e cada uma é presa à viga de suporte primária 74 e à estrutura de corda 50. A viga de suporte secundária 122 inclui uma primeira porção de extremidade 124 e uma segunda porção de extremidade oposta 126. A primeira porção de extremidade 124 é conectada à estrutura de corda 50 com um primeiro conjunto de apoio 128 posicionado sobre um lado traseiro 14 da estrutura de corda 50. S segunda porção de extremidade oposta 126 é conectada à viga de suporte primária 74 com um segundo conjunto de apoio 130 posicionado sobre o lado traseiro 14 do conjunto de paredes 22 e da estrutura de corda 50.

[0036] Como visto na FIG. 7, a primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 é presa à estrutura de corda 50 com um primeiro conjunto de apoio 128. O primeiro conjunto de apoio 128 inclui um primeiro conector de orelha 132 que define uma abertura (não mostrada) e é preso à estrutura de corda 50, como vai ser discutido abaixo. A primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 inclui um segundo conector de orelha 134 que define uma abertura 135. Um pino 136 posicionado através da abertura 135, abertura do primeiro conector de orelha 132, forma uma primeira conexão de pino 138 entre a primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 e a estrutura de corda 50. [0037] Como visto na FIG. 6, a segunda porção de extremidade 126 da viga de suporte secundária 122 inclui um terceiro conector de orelha 140 que define uma abertura 141 e a viga de suporte primária 74 inclui um quarto conector de orelha 142, que nesta modalidade inclui um furo (não mostrado) que se estende através da viga de suporte primária 74. Com a abertura 141 do terceiro conector de orelha 140 alinhada com a abertura do quarto conector de orelha 142, o pino 144 é posicionado para se estender através da abertura 141 do terceiro conector de orelha 142 e abertura do quarto conector de orelha 142. Com o pino 144 assim posicionado, uma segunda conexão de pino 146 é

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14/18 formada entre a segunda porção de extremidade 126 da viga de suporte secundária 122 e a viga de suporte primária 74.

[0038] A viga de suporte secundária 122 inclui ainda uma perna 148, como visto nas FIGS 6 e 7, que se estende entre primeira e segunda conexões de pino 138, 146 de maneira tal que a segunda conexão de pino 146 é posicionada espaçada ainda mais da primeira seção de parede 24 do conjunto de paredes 22 do que a primeira conexão de pino 138 é espaçada da estrutura de corda 50, como visto na FIG. 6.

[0039] Com referência às FIGS. 2, 3, 7 e 9, o primeiro conjunto de apoio 128 fixa a primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 no lado traseiro 14 da estrutura de corda 50. Como vai ser discutido em mais detalhe abaixo, o primeiro conjunto de apoio 128 é preso adicionalmente ao terceiro apoio intercostal 150 posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. O terceiro apoio intercostal 150 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50 e o terceiro apoio intercostal 150 é preso à película 54 da fuselagem 42 da aeronave 10.

[0040] Com referência à FIG. 9, o primeiro conjunto de apoio 128 é mostrado com o primeiro conector de orelha 132 do primeiro conjunto de apoio 128 posicionado o sobre lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 com a haste 56 de estrutura de corda 50 posicionada entre o primeiro conector de orelha 132 e o terceiro apoio intercostal 150.

[0041] Na FIG. 9, o terceiro apoio intercostal 150 é mostrado com a tela 152 e os flanges superior e inferior 154 e 156, respectivamente, como visto na FIG. 3. Também, a placa traseira 158 do terceiro apoio intercostal 150 estende-se ao longo da tela 152. Na porção superior 61 da haste 56 da estrutura de corda 50, rebites esquematicamente mostrados 160 fixam a tela 152, a placa traseira 105 do terceiro apoio intercostal 150, a primeira seção de parede 24, a haste 56 e o primeiro conector de orelha 132 do primeiro

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15/18 conjunto de apoio 128 conjuntamente. Outras formas de fixação tais como as cavilhamento, soldagem e similares podem ser empregadas como é o caso para outras fixações de rebite empregadas aqui.

[0042] Na porção inferior 65 da haste 56 da estrutura de corda 50, rebites 162, esquematicamente mostrados, são usados para fixar a tela 152, a placa traseira 158 do terceiro apoio intercostal 150, a haste 56 e o primeiro conector de orelha 132 de primeiro conjunto de apoio 128 conjuntamente. O membro transversal 52 sobre o lado dianteiro 18 da estrutura de corda 50 é posicionado entre a tela 152 e o flange inferior 156 do terceiro apoio intercostal 150 por um lado e a película 54 da fuselagem 42 da aeronave 10, pelo outro lado. O membro transversal 52 é preso à tela 152, ao flange inferior 156 e à película 54 com rebites 164 esquematicamente mostrados. À medida que o terceiro apoio intercostal 150 estende-se se afastando da haste 56 da estrutura de corda 50 sobre o lado dianteiro 18 da estrutura de corda 50, rebites 166, esquematicamente mostrados, fixam a tela 152, o flange inferiorl56 de terceiro apoio intercostal 150 à película 54 da fuselagem 42. [0043] A longarina 72 é visualizada nesta vista posicionada atrás e espaçada do terceiro apoio intercostal 150, neste exemplo. O membro de parede traseiro 168 da viga de suporte secundária 122 estende-se a partir do primeiro conjunto de apoio 128 e encosta no lado traseiro 14 da primeira seção de parede 24. O membro de parede terceiro 168 prevê suporte adicional para a primeira seção de parede 24 durante a pressurização do lado dianteiro 18 dentro da aeronave 10.

[0044] Assim, uma carga exercida sobre o conjunto de paredes 22 durante a pressurização é exercida sobre a viga de suporte primária 74 através de cantoneiras 80, como discutido anteriormente. A viga de suporte primária 74 transfere, em parte, esta carga para a viga de suporte secundária 122 através do segundo conjunto de apoio 130 para o primeiro conjunto de apoio 128. O primeiro conjunto de apoio 128 é conectado, como descrito acima, à

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16/18 haste 56 da estrutura de corda 50 e ao terceiro apoio intercostal 150, como visto na FIG. 9. O terceiro apoio intercostal 150 por sua vez se conecta a e se ancora com a película 54 da fuselagem 42 da aeronave 10. Este é similarmente o trajeto de carga para a transferência de carga das outras vigas de suporte secundárias 122 desde a viga de suporte primária 74 para o terceiro apoio intercostal 150 e daí para ancoragem na película 54 da fuselagem 42. [0045] Um método para montar um anteparo de pressão 16 inclui a etapa de posicionar a primeira seção de parede 24 e a segunda seção de parede 26 adjacentes uma à outra. O método inclui ainda a etapa de prender a primeira seção de parede 24 à segunda seção de parede 26, em que a segunda seção de parede 26 compreende um formato curvo 32 com porção convexa 34 que se estende ainda mais ao longo do comprimento L da aeronave 10 na direção 36 para uma extremidade traseira 14 de aeronave 10 do que a primeira seção de parede 24. A fixação da primeira seção de parede 24 à segunda seção de parede 26 forma uma junta de emenda 44 entre a primeira e a segunda seções de parede 24, 26 e forma o conjunto de paredes 22.

[0046] O método inclui ainda uma etapa de posicionar uma estrutura de corda 50 em tomo de um perímetro externo 51 do conjunto de paredes 22. Ainda incluída no método é uma etapa de posicionar uma viga de suporte primária 74 sobre o lado traseiro 14 do conjunto de paredes 22 para se estender na direção 46 ao longo da junta de emenda 44 como visto na FIG. 2. Também incluída é a etapa de fixar uma primeira porção de extremidade 76 da viga de suporte primária 74 à estrutura de corda 50 com o primeiro conjunto de apoio 86 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 e fixar o primeiro conjunto de apoio 86 no primeiro membro de apoio intercostal 90 posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. O primeiro membro intercostal 90 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. O método também inclui fixar uma segunda porção de extremidade oposta 78 de

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17/18 viga de suporte primária 74 à estrutura de corda 50 com o segundo conjunto de apoio 88 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 e fixar o segundo conjunto de apoio 88 ao segundo membro de apoio intercostal 92 posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. O segundo membro de apoio intercostal 92 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50.

[0047] O método inclui a etapa de fixar cada um dentre o primeiro e oi segundo membros de apoio intercostais 90 e 92 à película 54 da aeronave

10. Além disso, o método inclui ainda fixar a primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 à estrutura de corda 50 com o primeiro conjunto de apoio 128 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 formando a primeira conexão de pino 138. Também incluída no método é a etapa de fixar a segunda porção de extremidade 126 da viga de suporte secundária 122 à viga de suporte primária 74 com o segundo conjunto de apoio 130 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 formando a segunda conexão de pino 146. A viga de suporte secundária 122 inclui uma perna 148, como visto na FIG. 7, que se estende entre a primeira e a segunda conexões de pino 138, 146, de maneira tal que a segunda conexão de pino 146 é posicionada espaçada ainda mais da primeira seção de parede 24 do conjunto de paredes 22 do que a primeira conexão de pino 138 é espaçada da estrutura de corda 50, como visto na FIG. 6.

[0048] Este método para montar um anteparo de pressão 16 inclui ainda a etapa de fixar o primeiro conjunto de apoio 128, associado com a viga de suporte secundária 122 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 ao terceiro apoio intercostal 150 que é posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50, como visto nas FIGS. 6 e 9. O terceiro apoio intercostal 150 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. Além disso, este método inclui fixar o terceiro apoio intercostal 150 à película 54 da aeronave 10, como visto

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18/18 na FIG. 9.

[0049] Embora várias modalidades tenham sido descritas acima, esta invenção não é destinada a ser limitada a elas. Podem ser feitas nas modalidades descritas variações que ainda estejam dentro do escopo das reivindicações anexas.

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Claims (15)

1. REIVINDICAÇÕES

   1. Anteparo de pressão para uma aeronave, caracterizado pelo fato de que compreende:

   um conjunto de paredes, compreendendo:

   uma primeira seção de parede que se estende em uma direção não paralela a um comprimento da aeronave; e uma segunda seção de parede presa à primeira seção de parede em que a segunda seção de parede compreende um formato curvo de maneira tal que o formato curvo inclui uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo do comprimento da aeronave em uma direção à uma extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede.
2. 2. Anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o formato curvo da segunda seção de parede compreende um formato em domo.
3. 3. Anteparo de pressão de acordo com qualquer reivindicação precedente, caracterizado pelo fato de que se estende com a segunda seção de parede em uma direção se afastando da primeira seção de parede.
4. 4. Anteparo de pressão de acordo com qualquer reivindicação precedente, caracterizado pelo fato de que a primeira seção de parede e a segunda seção de parede são presas entre si ao longo de uma junta de emenda que se estenda ao largo do conjunto de paredes em uma direção não paralela ao comprimento da aeronave, opcionalmente, incluindo ainda uma estrutura de corda que se estende em tomo de um perímetro do conjunto de paredes em que a estrutura de corda é presa ao conjunto de paredes e a uma nervura e uma película da aeronave.
5. 5. Anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que inclui ainda uma viga de suporte primária posicionada sobre um lado traseiro do conjunto de paredes, em que:

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   2/6 uma primeira porção de extremidade e uma segunda porção de extremidade oposta da viga de suporte primária são, cada uma, presas à estrutura de corda; e a viga de suporte primária estende-se ao longo da direção da junta de emenda, opcionalmente, inclui ainda uma cantoneira de suporte compreendendo uma primeira porção de extremidade e uma segunda porção de extremidade oposta, em que:

   a primeira porção de extremidade é presa à viga de suporte primária e estende-se a partir da viga de suporte primária até a segunda porção de extremidade oposta em uma direção, e a segunda porção de extremidade oposta é presa ao conjunto de paredes, em que a cantoneira de suporte transmite uma força de carga à viga de suporte primária com o conjunto de paredes sendo pressurizado dentro da aeronave.
6. 6. Anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que a primeira porção de extremidade da viga de suporte primária é presa à estrutura de corda com um primeiro conjunto de apoio posicionado sobre um lado traseiro da estrutura de corda e a segunda porção de extremidade oposta da viga de suporte primária é presa à estrutura de corda com um segundo conjunto de apoio posicionado sobre o lado traseiro da estrutura de corda, em que:

   o primeiro conjunto de apoio é ainda preso a um primeiro membro de apoio intercostal posicionado sobre um lado dianteiro oposto da estrutura de corda, em que o primeiro membro de apoio intercostal estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto da estrutura de corda; e o segundo conjunto de apoio é ainda preso a um segundo membro de apoio intercostal posicionado sobre um lado dianteiro oposto da estrutura de corda, em que o segundo membro de apoio intercostal estende-se

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   3/6 em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto da estrutura de corda em que, opcionalmente, o primeiro membro de apoio intercostal e o segundo membro de apoio intercostal são, cada um, presos a uma película da aeronave.
7. 7. Anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que inclui ainda pelo menos uma viga de suporte secundária compreendendo:

   uma primeira porção de extremidade; e uma segunda porção de extremidade oposta, em que:

   a primeira porção de extremidade é conectada à estrutura de corda com um primeiro conjunto de apoio posicionado sobre um lado traseiro da estrutura de corda; e a segunda porção de extremidade oposta é conectada à viga de suporte primária com um segundo conjunto de apoio posicionado sobre o lado traseiro da estrutura de corda.
8. 8. Anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que o primeiro conjunto de apoio prende a primeira porção de extremidade da pelo menos uma viga de suporte secundária à estrutura de corda, em que o primeiro conjunto de apoio compreende um primeiro conector de orelha preso à estrutura de corda e a primeira porção de extremidade da pelo menos uma viga de suporte secundária compreende um segundo conector de orelha de maneira tal que um pino posicionado através do primeiro conector de orelha e do segundo conector de orelha forma uma primeira conexão de pino entre a pelo menos uma viga de suporte secundária e a estrutura de corda.
9. 9. Anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que a segunda porção de extremidade oposta da pelo menos uma viga de suporte secundária compreende um terceiro conector

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   4/6 de orelha e a viga de suporte primária compreende um quarto conector de orelha de maneira tal que um pino posicionado através do terceiro conector de orelha e do quarto conector de orelha forma uma segunda conexão de pino entre a pelo menos uma viga de suporte secundária e a viga de suporte primária em que, opcionalmente, a pelo menos uma viga de suporte secundária inclui ainda uma perna que se estende entre a primeira e a segunda conexões de pino de maneira tal que a segunda conexão de pino é posicionada espaçada ainda mais da primeira seção de parede do conjunto de paredes do que a primeira conexão de pino é espaçada da estrutura de corda.
10. 10. Anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que com o primeiro conjunto de apoio posicionado sobre o lado traseiro da estrutura de corda, o primeiro conjunto de apoio é ainda preso a um terceiro membro de apoio intercostal posicionado sobre um lado dianteiro oposto da estrutura de corda e se estende em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto da estrutura de corda em que, opcionalmente, o terceiro membro de apoio intercostal é preso à película da aeronave.
11. 11. Método para montar um anteparo de pressão, caracterizado pelo fato de que compreende as etapas de:

    posicionar uma primeira seção de parede e uma segunda seção de parede adjacentes uma à outra; e prender a primeira seção de parede à segunda seção de parede, em que a segunda seção de parede compreende um formato curvo com uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo de um comprimento de uma aeronave em uma direção à uma extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede, formando uma junta de emenda entre a primeira e a segunda seções de parede e formando um conjunto de paredes.
12. 12. Método para montar um anteparo de pressão de acordo

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    5/6 com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que inclui ainda uma etapa de posicionar uma estrutura de corda em tomo de um perímetro externo do conjunto de paredes.
13. 13. Método para montar um anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que inclui ainda as etapas de:

    posicionar uma viga de suporte primária sobre um lado traseiro do conjunto de paredes para se estender em uma direção ao longo da junta de emenda;

    prender uma primeira porção de extremidade da viga de suporte primária à estrutura de corda com um primeiro conjunto de apoio posicionado sobre um lado traseiro da estrutura de corda e prender o primeiro conjunto de apoio a um primeiro membro de apoio intercostal posicionado sobre um lado dianteiro oposto da estrutura de corda em que o primeiro membro de apoio intercostal se estende em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto da estrutura de corda;

    prender uma segunda porção de extremidade oposta da viga de suporte primária à estrutura de corda com um segundo conjunto de apoio posicionado sobre o lado traseiro da estrutura de corda e prender o segundo conjunto de apoio à um segundo membro de apoio intercostal posicionado sobre um lado dianteiro oposto da estrutura de corda em que o segundo membro de apoio intercostal se estende em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto da estrutura de corda; e prender cada um dos primeiro e segundo membros de apoio intercostais a uma película da aeronave.
14. 14. Método para montar um anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que inclui ainda as etapas de:

    prender uma primeira porção de extremidade de pelo menos

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    6/6 uma viga de suporte secundária à estrutura de corda com um primeiro conjunto de apoio posicionado sobre o lado traseiro da estrutura de corda formando uma primeira conexão de pino; e prender uma segunda porção de extremidade da pelo menos uma viga de suporte secundária à viga de suporte primária com um segundo conjunto de apoio posicionado sobre o lado traseiro da estrutura de corda formando uma segunda conexão de pino, em que a pelo menos uma viga de suporte secundária compreende uma perna que se estende entre a primeira e a segunda conexões de pino de maneira que a segunda conexão de pino é posicionada ainda mais espaçada da primeira seção de parede do conjunto de paredes do que a primeira conexão de pino é espaçada da estrutura de corda.
15. 15. Método para montar um anteparo de pressão de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que inclui ainda as etapas de:

    prender o primeiro conjunto de apoio associado com a pelo menos uma viga de suporte secundária posicionada sobre o lado traseiro da estrutura de corda a um terceiro membro de apoio intercostal posicionado sobre um lado dianteiro oposto de estrutura de corda que se estende em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto da estrutura de corda; e prender o terceiro membro de apoio intercostal à película da aeronave.

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