BRPI0619507A2 - parede de divisória para carenagem ventral de aeronave e aeronave munida de carenagem ventral - Google Patents
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Abstract
PAREDE DE DIVISóRIA PARA CARENAGEM VENTRAL DE AERONAVE E AERONAVE MUNIDA DE CARENAGEM VENTRAL. A invenção refere-se a uma parede (10) de compartimentação vertical para a carenagem ventral de aeronave comportando uma pluralidade de painéis (11, 12, 12', 13, 13') verticais, cada painel ligado a um painel adjacente por uma estaca vertical (14, 15, 16) Pelo menos um painel externo (13, 13') é montado fixo sobre pelo menos uma estaca vertical (14, 16) associada. A extremidade elevada da referida estaca vertical é munida de um meio de fixação em rotação transversal destinado a ser fixo à estrutura (8) de uma aeronave, por meio de fixação em rotação transversal sendo apto a permitir o deslocamento (Dy) da estrutura da aeronave em relação à parede de divisória fixa. E igualmente possível que pelo menos um painel intermediário (12, 12') seja montado flutuante sobre pelo menos uma estaca vertical (15, 16) associada, de maneira a ter um deslocamento paralelo e perpendicular aos painéis adjacentes.
Description
PAREDE DE DIVISÓRIA PARA CARENAGEM VENTRAL DE AERONAVE E AERONAVE MUNIDA DE CARENAGEM VENTRAL
A invenção refere-se uma parede de divisória para compartimentar verticalmente o volume interno de uma carenagem ventral, ou ventre macio de uma aeronave. Mais precisamente, a invenção refere-se a dispositivos de fixação da parede de divisória que permite ligar a referida parede de divisória a carenagem ventral e a aeronave. A invenção refere-se igualmente a uma aeronave munida de uma carenagem ventral cujo volume interno é compartimentado por pelo menos uma parede de divisória vertical da invenção.
No domínio da aeronáutica, ê conhecido munir as aeronaves de carenagem ventral. Geralmente, a carenagem ventral, em forma de berço, é munida de uma base e de dois painéis longitudinais em sentido lateralmente um ao outro da fuselagem da aeronave sobre a qual é montada. Cada painel é munido de uma fenda apta a deixar passar uma asa do estabilizador de flutuação da aeronave. A carenagem ventral é fixada a parte inferior da fuselagem, ao cruzamento da referida fuselagem com o estabilizador de flutuação da aeronave, para obturar o compartimento de trem de aterragem aumentando eventualmente o volume para baixo. Tal carenagem ventral completa o perfil aerodinâmico da zona de cruzamento entre a fuselagem e o compartimento do trem de aterragem e a sua forma específica que permite minimizar a resistência aerodinâmica que gera.
A carenagem ventral é compartimentada geralmente, através de paredes verticais, de maneira a criar vários compartimentos no volume interno da carenagem ventral. Esta compartimentação tem três funções principais. Imediatamente, esta compartimentação do volume interno da carenagem ventral em vários sub-volumes permite, no caso de perda de um painel da camada externa da carenagem ventral, evitar a sobrecarga por efeito de diferença de pressões dos outros painéis da camada externa, o que poderia se não provocar a perda de outros painéis da camada externa. Naturalmente, devido à perda de um ou vários painéis da camada externa da carenagem ventral, o ar pode se precipitar no volume interno da carenagem. Em ausência de compartimentação do volume interno da carenagem pelas paredes de divisórias, há um risco de sobrepressão no interior do volume interno geral da carenagem.
Uma segunda função desta compartimentação do volume interno da carenagem ventral é permitir a segregação dos volumes da referida carenagem no caso de fumaças ou vapor de combustível, para que estas não se propaguem no conjunto do volume interno da carenagem ventral.
Por último, a compartimentação do volume interno da carenagem ventral pelas paredes de divisórias assegura a tensão mecânica da forma aerodinâmica da carenagem ventral.
Quando a aeronave está em vôo, os painéis que formam as paredes de divisórias da carenagem ventral devem poder suportar deslocamentos devido à flexibilidade da aeronave. Conhece-se especialmente o efeito fuselagem, que provoca uma flexão na aeronave seguinte ao eixo transverso Y e, por conseguinte compressões dos painéis das paredes de divisórias que são orientados de acordo com o eixo longitudinal X da aeronave.
Além disso, em vôo, a flexão do estabilizador de flutuação provoca um alongamento em nível dos painéis mais externos do intradorso do estabilizador de flutuação. Inversamente a carenagem ventral, ligada ao intradorso do estabilizador de flutuação, não deve sofrer nenhuma deformação, a fim de guardar sua forma aerodinâmica.
As paredes de divisórias do estado da técnica são uma sucessão de painéis fixos e flutuantes, dispostos paralelamente e perpendicularmente ao eixo X da aeronave, e ligados uns aos outro por juntas de impermeabi1idade.
Contudo, no caso de uma aeronave de grande envergadura, cuja fuselagem pode atingir mais de 80 metros de comprimento, a flexão do estabilizador de flutuação, para cima ou para baixo, provoca um alongamento do intradorso do estabilizador de flutuação podendo atingir 10 a 15 mm. Este alongamento é situado principalmente a nível da câmara do estabilizador de flutuação, disposto acima da carenagem ventral, à junção entre o estabilizador de flutuação e a fuselagem da aeronave. Além disso, devido ao comprimento importante da fuselagem, os riscos de compressão a nível da carenagem ventral são tais que tornam difícil a utilização de paredes de divisória longitudinais verticais, isto é, se estendendo verticalmente e paralelamente ao eixo longitudinal X da aeronave.
As paredes de divisória da carenagem ventral de uma aeronave de grande envergadura, situadas sob a zona de alongamento da câmara do estabilizador de flutuação, devem poder aceitar os diferenciais de movimentos entre a carenagem ventral, que está e deve continuar fixa sobre a aeronave, e o intradorso do estabilizador de flutuação, que pode sofrer um alongamento de 10 a 15 mm quando a aeronave está em vôo. As paredes de divisória devem ser igualmente aptas a retomar as diferenças de pressões entre os compartimentos.
Na invenção, procura-se fornecer uma carenagem ventral que pode ser utilizada sobre uma aeronave tendo uma fuselagem de comprimento importante, isto é superior a 50 metros, por exemplo, cerca de 8 0 metros. Outro objetivo da invenção é fornecer uma parede de divisória para carenagem ventral apta a permitir um alongamento transversal da câmara de estabilizador de flutuação a qual é fixada. Por alongamento transversal, entende-se um alongamento se estendendo perpendicularmente ao eixo longitudinal X da aeronave e num plano paralelo ao plano que contém a referida aeronave, especialmente um alongamento de acordo com o eixo transverso Y.
Para tal, a invenção propõe utilizar uma divisória de compartimentação apta a compartimentar e assegurar a tensão mecânica da carenagem ventral da aeronave, permitindo ao mesmo tempo o deslocamento da estrutura inferior da fuselagem à qual a referida parede de divisória é fixada. A divisória de compartimentação de acordo com a invenção é destinada a compartimentar transversalmente o volume interno da carenagem ventral, especialmente realizar compartimentos se estendendo perpendicularmente ao eixo longitudinal X da aeronave. Assim, a divisória de compartimentação de acordo com a invenção se estende no sentido do alongamento potencial da estrutura inferior da fuselagem a qual é ligada. A divisória de compartimentação é rígida e fixa sobre a carenagem ventral, para manter a estrutura da carenagem ventral. Inversamente, a ligação entre a divisória de compartimentação e a estrutura inferior da fuselagem é flexível para permitir o alongamento da referida estrutura inferior. A divisória de compartimentação de acordo com a invenção é formada de uma pluralidade de painéis se estendendo verticalmente desde o pavimento, ou o piso, da carenagem ventral até a superfície inferior da fuselagem. Os painéis que formam a divisória se estendem no prolongamento um dos outros de maneira a dividir a carenagem ventral na sua largura. Por largura da carenagem ventral, entende-se a dimensão referida da carenagem se estendendo de acordo com o eixo transverso Y da aeronave.
Na medida em que o alongamento da estrutura inferior da fuselagem se faz principalmente na zona situada ao nível dos rebordos longitudinais externos da carenagem ventral, a divisória de compartimentação de acordo com a invenção prevê painéis externos, situados a nível dos referidos rebordos longitudinais, cuja ligação à estrutura inferior da fuselagem é transversalmente pivotante. Por transversalmente pivotante, entende-se que a ligação pode oscilar perpendicularmente ao eixo longitudinal X, a direita e a esquerda do referido eixo X. os painéis externos da parede de divisória de compartimentação, que são montado fixamente sobre o piso da carenagem não podem mover em relação ao referido piso. Em contrapartida, a estrutura inferior da fuselagem, a qual os painéis externos da divisória de compartimentação são ligados, podem transversalmente, e especialmente se alongar de acordo com o eixo transverso Y, provocando, este deslocamento, a ligação pivotante transversalmente a direita ou a esquerda em relação à sua posição inicial. Os outros painéis da divisória de compartimentação não têm necessidade de ter uma ligação com a estrutura inferior da fuselagem que permita tal deslocamento, dado que o alongamento da estrutura inferior da fuselagem é principalmente situado ao nível dos painéis externos. Por exemplo, é supre as ligações dos painéis internos, situados entre os painéis externos e o painel central da divisória de compartimentação, que permitam um ligeiro deslocamento de acordo com o eixo transverso Y. 0 painel central pode
ter uma ligação perfeitamente fixa em relação à estrutura inferior da fuselagem porque é situado a nível da parte da estrutura inferior da fuselagem que não é submetido a nenhum alongamento dado que é situado no eixo X da aeronave.
A invenção tem, por conseguinte por objeto uma parede de divisória vertical para carenagem ventral de aeronave comportando uma pluralidade de painéis verticais, cada painel sendo ligado a um painel adjacente por uma estaca vertical, caracterizada pelo fato que pelo menos um painel externo, situado a uma extremidade da parede de divisória, é montado fixo sobre pelo menos uma estaca vertical associada, a extremidade elevada da referida estaca vertical associada sendo munida de um meio de fixação em rotação transversal destinada a ser fixa a estrutura de uma aeronave, o meio de fixação em rotação transversal apto a permitir o deslocamento da estrutura da aeronave em relação à parede de divisória fixa.
Por rotação transversal, entende-se uma rotação de acordo com um eixo se estendendo paralelamente ao eixo longitudinal X da aeronave, perpendicularmente à parede de divisória.
De acordo com exemplos de realização da invenção, é possível prever toda ou partes das características suplementares seguintes:
- Pelo menos uma estaca vertical associada a um painel externo comporta um meio de fixação em translação destinada a ser ligada a estrutura da aeronave, de maneira a retomar os esforços axiais aos quais o painel externo é submetido.
Por fixação em translação, entende-se que o meio de fixação pode ter um movimento retilíneo, paralelo ao eixo longitudinal X.
- Pelo menos um painel intermédio, disposto entre um painel externo e um painel central, é montado flutuante sobre pelo menos uma estaca vertical associada, de maneira a ter um deslocamento paralelo e perpendicularmente aos painéis adjacentes.
Por flutuante, entende-se que o painel intermédio não é ligado de maneira fixa e imóvel a estaca vertical associada, mas ao contrário, mantido em posição pela referida estaca vertical associada, o painel intermediário pode oscilar para frente e para trás e da direita para a esquerda, em limites que dependem da estaca vertical associada a ele mesmo.
- A extremidade elevada e a extremidade baixa de pelo menos uma estaca vertical associada a um painel intermédio são munidas de meios de fixação em rotação axial, destinados a serem fixos respectivamente à estrutura da aeronave e a carenagem ventral.
Por rotação axial, entende-se uma rotação de acordo com um eixo se estendendo paralelamente ao eixo transverso Y da aeronave, e permitindo uma oscilação para frente e para trás em relação ao eixo longitudinal X.
- A parede de divisória comporta um painel central montado fixo sobre duas estacas verticais associadas que a enquadram.
A invenção refere-se igualmente a uma aeronave munida de uma carenagem ventral que comporta pelo menos uma parede de divisória de acordo com a invenção e situada abaixo da câmara do estabilizador de flutuação da aeronave, à junção entre o estabilizador de flutuação e a fuselagem da aeronave, na qual os painéis verticais da parede de divisória são montados fixos sobre o piso da carenagem ventral.
De acordo com exemplos de realização da aeronave, é possível prever toda ou partes das características suplementares seguintes:
A extremidade elevada de pelo menos uma estaca vertical associada a um painel externo da parede de divisória é montada em rotação transversal sobre a câmara de estabilizador de flutuação da aeronave, de maneira a permitir o alongamento da referida câmara de estabilizador de flutuação perpendicularmente ao eixo longitudinal da aeronave.
- Pelo menos uma estaca vertical associada a um painel externo da parede de divisória vertical é ligada em translação a câmara de estabilizador de flutuação, de maneira a retomar os esforços axiais aos quais o referido painel externo é submetido.
- A extremidade elevada e a extremidade baixa de pelo menos uma estaca vertical associada a um painel intermédio da parede de divisória vertical são montadas em rotação axial, respectivamente sobre a câmara de estabilizador de flutuação e sobre o piso da carenagem ventral, de maneira a retomar os esforços axiais aos quais o referido painel intermédio submetido.
A parede de divisória é ligada a câmara de estabilizador de flutuação pelas vigas longitudinais se estendendo paralelamente ao eixo longitudinal da aeronave. Mais precisamente, as ferragens dispostas sob as vigas asseguram a ligação entre os painéis da parede de divisória e as vigas do intradorso da câmara de estabilizador de flutuação.
- A carenagem ventral é munida de duas paredes de divisória verticais de acordo com a invenção, as referidas paredes de divisória se estendendo uma da outra da câmara de estabilizador de flutuação da aeronave, perpendicularmente ao eixo longitudinal da aeronave e paralelamente ao eixo transverso da referida aeronave.
A invenção será melhor compreendida com a leitura da descrição que segue e com o exame das figuras que a acompanham. Estas são apresentadas a título indicativo e de modo algum limitativo da invenção. As figuras representam:
Figura 1: Uma aeronave munida de uma carenagem ventral;
- Figura 2: Um corte transversal da carenagem ventral a nível de uma parede de divisória de acordo com a invenção;
- Figura 3: Uma ampliação parcial da parede de divisória da figura 2;
- Figura 4: Uma representação esquemática de um painel externo da parede de divisória de acordo cora a invenção;
- Figura 5: Uma representação de uma estaca vertical ligando um painel externo da parede de divisória, a carenagem ventral de uma parte e a câmara de estabilizador de flutuação da aeronave de outra parte;
- Figura 6: Uma representação esquemática era corte da ligação entre a estaca vertical associada um painel externo e uma viga da câmara de estabilizador de flutuação;
Figura 7: Uraa representação esquemática de uma estaca vertical bifuncional, associada a um painel intermédio e a um painel central da parede de divisória;
Figura 8: Uma representação esquemática de uma estaca vertical associada a dois painéis intermédios da parede de divisória;
- Figura 9: Uma ampliação da ligação entre uma estaca vertical associada aos painéis intermadiários e uma viga da câmara de estabilizador de flutuação.
Sobre a figura 1 é representada uma aeronave 1 que comporta uma fuselagem 2 e um estabilizador de flutuação 3, 3'. A carenagem ventral 4 é fixada na parte baixa da fuselagem 2, a nível da junção entre a fuselagem 2 e o estabilizador de flutuação 3, 3'. A carenagem ventral 4 se estende no comprimento da fuselagem 2. Por comprimento da fuselagem, entende-se a dimensão da fuselagem se estendendo paralelamente ao eixo longitudinal X da aeronave 1. O comprimento L da carenagem ventral 4 é a dimensão da referida carenagem 4 se estendendo paralelamente ao eixo X. A largura I da carenagem ventral 4 é a dimensão da referida carenagem 4 se estendendo entre as duas asas 3, 3 ' do estabilizador de flutuação, perpendicularmente ao comprimento L da referida carenagem 4. A largura I da carenagem 4 se estende paralelamente ao eixo transversal Y (figura 2).
A carenagem ventral 4 tem um comprimento L e uma largura I fixas, isto é não tendendo a se alterar durante a utilização da aeronave 1.
Inversamente, a câmara de estabilizador de flutuação da aeronave 1 (não visível sobre a figura 1) , situada no volume interno da carenagem ventral 4, entre as duas asas 3, 31, pode se alongar em direções perpendiculares ao eixo longitudinal X e paralelamente ao eixo transversal Y, devido à flexão do estabilizador de flutuação 3, 3'.
Também, a zona de ligação entre a carenagem ventral 4 e a câmara de estabilizador de flutuação deve permitir este diferencial de movimentos. A ligação entre a carenagem ventral 4 e a câmara de estabilizador de flutuação é realizada por uma ou várias paredes de divisória (não visíveis sobre a figura 1) que compartimentam verticalmente o volume interno da carenagem ventral 4. A ligação entre esta ou estas paredes de divisória e a câmara de estabilizador de flutuação deve ser flexível para permitir extensão da referida câmara de estabilizador de flutuação.
Sobre a figura 2 é representado um corte transversal, de acordo com o eixo transverso Y, da carenagem 4 da aeronave 1. O corte transversal é situado a nível de uma parede de divisória 10 da invenção, situado sob a câmara do estabilizador de flutuação da aeronave 1. Sobre a figura 3 é representada uma ampliação da parte esquerda da parede de divisória 10, como representado sobre a figura 2.
Como tal é visível sobre a figura 2, a parede de divisória 10 comporta nove painéis verticais 11, 12, 12', 13, 13'. Mais precisamente, a parede de divisória 10 comporta um painel central 11, limitado a direita e a esquerda por dois painéis intermediários 12 e 12' e dois painéis externos 13 e 13'. Assim, os painéis 11, 12, 12', 13, 13' da parede de divisória são dispostos simetricamente em relação ao eixo longitudinal X da aeronave 1. Os painéis 11, 12, 12', 13, 13' são painéis verticais se estendendo na altura H da carenagem ventral 4, desde o piso 5 da carenagem ventral 4, até a o intradorso 6 da câmara de estabilizador de flutuação situada acima da carenagem ventral 4.
O painel central 11 da parede de divisória 10 é montado fixo, por intermediário de fixações 7 (figura 7) sobre o piso 5 da carenagem 4 e sobre as duas estacas verticais 16 bifuncionais associadas que o enquadram. Do mesmo modo, a ligação entre o painel central 11 e uma viga 8 da câmara de estabilizador de flutuação situada acima do referido painel central 11 é fixa. Assim, o painel central 11 é imóvel em relação da carenagem ventral 4 e em relação a câmara de estabilizador de flutuação da aeronave. 0 painel central 11 retoma os esforços de acordo com os eixos longitudinal X, transverso Y e vertical Z. Por eixo vertical Z, entende-se o eixo se estendendo verticalmente, de acordo com a altura H da carenagem ventral 4.
0 painel central 11 é limitado sobre cada um dos seus dois rebordos verticais por um primeiro painel intermediário 12. Cada estaca vertical 16 associada ao painel central 11 é associada igualmente primeiro a um painel intermédio 12. Cada um dos primeiros painéis intermediários 12 é limitado pelo painel central 11 de um lado e pelo segundo painel intermédio 12' do outro lado. Uma estaca vertical 15 é disposta entre o primeiro 12 e o segundo 12' painel intermediário. A estaca vertical 15 associada aos dois painéis intermediários 12, 12' mantém os referidos painéis solidariamente ao resto da parede de divisória 10. Além disso, o rebordo inferior de cada um dos painéis intermediários 12, 12' é fixado sobre o piso 5 da carenagem ventral 4 por fixações 7 (figura 7).
O segundo painel intermediário 12' é limitado sobre um dos seus dois rebordos verticais por um primeiro painel externo 13, os dois painéis 12', 13 sendo mantidos em conjunto e com o resto da parede de divisória 10 por uma estaca vertical 16 bifuncional.
O primeiro painel externo 13 é limitado, ao lugar do seu segundo rebordo vertical, por um segundo painel externo 13' ao qual se liga por uma estaca vertical 14 específica.
O segundo rebordo vertical do segundo painel externo 13' é livre, isto é que ele não se liga a nenhuma estaca vertical nem nenhum painel. Além disso, cada um dos painéis externos 13, 13' é fixado, através de fixações 7 (figura 4), sobre o piso 5 da carenagem ventral 4 pelo seu rebordo inferior.
A parede de divisória 10 se estende em toda a largura I da carenagem ventral 4. As dimensões da parede de divisória 10 são fixas, no sentido que não são alteradas durante a utilização da aeronave 1.
As estacas verticais 14, 15, 16 associadas aos diferentes painéis 11, 12, 12', 13, 13' da parede de divisória 10 asseguram, além da ligação entre dos referidos painéis 11, 12, 12', 13, 13' , a ligação entre a parede de divisória 10 e o intradorso 6 da câmara do estabilizador de flutuação da aeronave 1. Na medida em que a parede de divisória 10 é solidário da carenagem ventral 4, a referida parede de divisória 10 assegura por conseguinte a ligação entre a carenagem ventral 4 e a aeronave 1. As estacas verticais 14, 15, 16 devem assegurar a rigidez da parede de divisória 10 para manter a estrutura mecânica da carenagem ventral 4 mas igualmente permitir o alongamento transversal de acordo com o eixo Y da intradorso 6 da câmara de estabilizador de flutuação.
Como tal é representado sobre a figura 4, os painéis externos 13 e 13 1 são fixados sobre o piso 5 da carenagem ventral 4 por fixações 7. O primeiro painel externo 13 é enquadrado por duas estacas verticais associadas 14, 16. O primeiro painel externo 13 é montado fixo sobre as estacas verticais associadas 14, 16 sobre toda a altura das referidas estacas verticais associadas 14, 16.
A extremidade baixa 15 das estacas verticais 14, 16 associadas ao primeiro painel externo 13 é montada fixo sobre o piso 5 da carenagem ventral 4.
A extremidade elevada 20 das estacas verticais 14, 16 associadas ao primeiro painel externo 13 é ligada a uma viga transversal 8 que pertence ao intradorso da câmara de estabilizador de flutuação da aeronave 1. A viga transversal 8 que se estende paralelamente ao eixo
longitudinal X está perpendicular a parede de divisória 10. A ligação entre a extremidade elevada 20 da estaca vertical 14, 16 associada ao primeiro painel externo 13 da parede de divisória 10 é assegurada por uma manilha 17. A manilha 17, como representada na figura 5, tem uma forma geral em H que fornece dois pontos de ligação 18, 19. Um primeiro ponto de ligação 18 é situado a nível da estaca vertical 14 e um segundo ponto de ligação 19, situados a nível da viga 8. A dupla ligação 18, 19 da manilha 17 é uma ligação em rotação transversal que permite uma oscilação da manilha 17 a direita e a esquerda do eixo longitudinal X.
Assim, a manilha 17 permite um deslocamento Dy da viga transversal 8, paralelamente ao eixo transversal Y, enquanto a estaca vertical 14, 16 bem como os painéis externos 13, 13' ao qual é associada, continuam fixos em relação ao piso 5 da carenagem ventral 4 . 0 intradorso da câmara de estabilizador de flutuação associado a viga 8 pode por conseguinte se alongar paralelamente ao eixo transversal Y sem que a parede de divisória 10 se quebre.
Permite-se assim, a nível da zona do intradorso da câmara de estabilizador de flutuação o mais submetido a alongamento, que a viga longitudinal 8 possa se deslocar de maneira a permitir a continuidade do referido alongamento. Os painéis externos 13, 13' continuando fixos, isto é não sofrendo nenhum alongamento, a tensão estrutural da parede de divisória 10 é mantida.
0 segundo painel externo 131 da parede de divisória 10 não é limitado verticalmente pela primeira parede de divisória externa 13, o seu segundo rebordo vertical sendo livre. Mais precisamente, o segundo rebordo vertical do segundo painel externo 13 ' se estende ao longo da camada externa da câmara de estabilizador de flutuação. É possível prever a colocação no segundo rebordo vertical do segundo painel externo 13' de uma junta de impermeabilidade 9 a fim de manter a impermeabilidade do volume interno da carenagem ventral 4 quanto ao alongamento da câmara de estabilizador de flutuação.
Como tal é representado sobre as figuras 7 e 8, os painéis intermediários 12 e 12' da parede de divisória 10, são montados flutuantes sobre as estacas verticais associadas 15, 16. Para tal, as estacas verticais 15, 16 associadas aos painéis intermediários 12 e 12' apresentam, ao nível da sua ligação com os referidos painéis, um perfil na forma de U entre os ramos do qual os rebordos verticais dos painéis intermediários 12, 12' são deslizados. Mais precisamente, a base do perfil em U se estende na altura da estaca vertical 15, 16, os ramos do perfil em U se estendendo perpendicularmente, em direção aos painéis intermediários que o enquadram. A ligação entre as estacas verticais 15, 16 e os painéis intermediários 12, 12' ao qual são associadas permitem, por conseguinte um deslocamento, para frente e para trás em relação ao sentido de avanço da aeronave 1, entre os dois ramos do perfil de U, e da esquerda para a direita.
Dois tipos de estacas verticais 15, 16 são associados aos painéis intermediários 12, 12'. Na realidade, sobre as três estacas verticais necessárias mantidas em dois painéis intermediários 12, 12' adjacentes, só uma se liga aos dois painéis intermediários 12, 12'. As outras estacas verticais associadas 16 são bifuncionais, neste sentido que se ligam a dois painéis 12, 12', 11, 13 de naturezas diferentes. Também, as estacas verticais bifuncionais 16 apresentam um perfil de U ao longo de um só rebordo vertical, dirigido para o painel intermediário 12, 12', o segundo rebordo vertical das referidas estacas bifuncionais 16 sendo cheias (figura 7). As estacas verticais 15 associadas aos dois painéis intermediários 12, 12', como tal são representadas sobre a figura 8, apresentam um perfil de U ao longo dos seus dois rebordos verticais, de maneira a poder serem enquadradas a direita e a esquerda de um painel intermediário 12, 12'.
Os painéis intermediários 12, 12' da parede de divisória 10 são montados fixos sobre o piso 5 da carenagem ventral 4, através de fixações 7.
Os reforços em X aos quais os painéis intermediários 12 e 12' podem ser submetidos contidos e, por conseguinte retomados pelas estacas verticais 15, 16 associadas, e mais precisamente pelos ramos dos perfis de U das referidas estacas verticais 15, 16.
Como tal é representado sobre a figura 8, uma extremidade baixa 23 da estaca vertical 15 associada a um painel intermediário 12, 12' ligada ao piso 5 da carenagem ventral 4 por uma ligação rotulada inferior 22. Do mesmo modo, uma extremidade elevada 21 da estaca vertical 15 associada a um painel intermediário 12, 12' se ligando à uma viga 8 do intradorso da câmara de estabilizador de flutuação se estendendo paralelamente ao eixo longitudinal X da aeronave 1 por uma ligação rotulada superior 24. Por exemplo, as ligações rotuladas 22, 24 comportam um eixo de rotação se estendendo paralelamente ao eixo transversal Y da aeronave 1 e permitindo uma oscilação, paralelamente ao eixo longitudinal X da aeronave 1. Assim os reforços em X aos quais são submetidos os painéis intermediários 12, 12' da parede de divisória 10 são retomados igualmente pelas estacas verticais associadas 15 graças às ligações rotuladas 22, 24 da estaca vertical 15.
No caso dos painéis externos 13 e 13 1 da parede de divisória, e como tal é representado sobre a figura 6, os reforços em X podem ser retomados graças à uma biela 25, ligada a estaca vertical 14 associada aos painéis externos 13, 13' à viga 8 do intradorso da câmara de estabilizador de flutuação que passa entre os dois painéis externos 13, 13'.
Assim, se os deslocamentos Dy de uma viga 8 em relação aos painéis externos 13, 13' se tornam possíveis graças à manilha 17, os reforços em X dos painéis externos 13, 13' são retomados pela biela 24 que se encaixa nos referidos reforços. Há, por conseguinte triangulação da ligação entre a estaca vertical 14 associada aos painéis externos 13, 13' e a viga 8 associada ao intradorso 6 da câmara de estabilizador de flutuação da aeronave 1.
A parede de divisória 10 pode, além disso, estar sujeita a esforços de compressão se estendendo verticalmente, especialmente na altura H da carenagem 4. As estacas verticais 14, 15, 16 associadas aos painéis 11, 12, 12', 13, 13' da parede de divisória 10 são aptos a retomar tais reforços de compressão.
A parede de divisória 10 de acordo com a invenção permite o alongamento em Y do intradorso 6 da câmara do estabilizador de flutuação situado sob a referida parede de divisória 10, retomando ao mesmo tempo os reforços de compressão e os reforços em X aos quais a referida parede de divisória 10 pode ser sujeita. Assim, a parede de divisória 10 preenche as funções de compartimentação dos volumes e manutenção mecânica da forma aerodinâmica da carenagem ventral 4 respondendo ao mesmo tempo às necessidades específicas que decorrem do comprimento importante da fuselagem 2 da aeronave .1.
Vantajosamente, a carenagem 4 de acordo com a invenção é munida de duas paredes de divisória 10, dispostas em separado uma da outra da câmara do estabilizador de flutuação da aeronave 1, nenhuma outra parede de divisória não sendo disposta entre estas duas paredes de divisória 10. Assim, as duas extremidades da câmara do estabilizador de flutuação, a ligação entre da carenagem 4 e a fuselagem 2 da aeronave é compatível com o alongamento da referida câmara de estabilizador de flutuação. É também possível prever uma terceira parede de divisória a montante ou a jusante da câmara de estabilizador de flutuação, que não necessita de ligação específica, dado que nenhum alongamento tenha lugar a montante ou a jusante da câmara de estabilizador de flutuação.
Claims (11)
1. Parede (10) de divisória vertical para carenagem ventral (4) de aeronave (1) comportando uma pluralidade de painéis (11, 12, 12', 13, 13') verticais, cada painel sendo ligado a um painel adjacente por uma estaca vertical (14, -15, 16), caracterizada pelo fato que pelo menos um painel externo (13, 13'), situado numa extremidade da parede de divisória, é montado fixo sobre pelo menos uma estaca vertical (14, 16) associada, a extremidade elevada (20) da referida estaca vertical associada, munida de um meio de fixação em rotação transversal (17, 18, 19) destinado a ser fixado a estrutura (8) de uma aeronave, sendo o meio de fixação em rotação transversal apto a permitir o deslocamento (Dy) da estrutura da aeronave em relação à parede de divisória fixa.
2. Parede de divisória vertical, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato que pelo menos uma estaca vertical (14, 16) associada a um painel externo comportando um meio de fixação em translação (25) destinado a ser ligado à estrutura da aeronave, de maneira a retomar os reforços axiais aos quais o painel externo se sujeita.
3. Parede de divisória vertical, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 ou 2, caracterizada pelo fato que pelo menos um painel intermediário (12, 12'), disposto entre um painel externo (13, 13') e um painel central (11), é montado flutuante sobre pelo menos uma estaca vertical (15, 16) associada, de maneira a ter um deslocamento paralelo e perpendicular aos painéis adjacentes.
4. Parede de divisória vertical, de acordo com a reivindicação 3, caracterizada pelo fato que a extremidade elevada (21) e a extremidade baixa (23) de pelo menos uma estaca vertical (15) associado a um painel intermediário (12, 12') são munidos de meios de fixação em rotação axial (22, 24), destinados a serem fixos respectivamente à estrutura da aeronave e a carenagem ventral.
5. Parede de divisória, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1, 2, 3 ou 4, caracterizada pelo fato que comporta um painel central (11) montado fixo sobre duas estacas verticais (16) associados que o enquadram.
6. Aeronave (1) caracterizada pelo fato de ser munida de carenagem ventral (4) que comporta pelo menos uma parede de divisória (10) de qualquer uma das reivindicações 1, 2, -3, 4 ou 5, situada abaixo da câmara de estabilizador de flutuação da aeronave, a junção entre o estabilizador de flutuação (3) e a fuselagem (2) da aeronave, na qual os painéis verticais (11, 12, 12', 13, 13') das paredes de divisória são montados fixos sobre o piso (5) da carenagem ventral.
7. Aeronave, de acordo com a reivindicação 6, caracterizada pelo fato que a extremidade elevada (20) de pelo menos uma estaca vertical (14, 16) associada a um painel externo (13, 13') da parede de divisória é montada em rotação transversal (17, 19) sobre a câmara do estabilizador de flutuação da aeronave, de maneira a permitir o alongamento (Dy) da referida câmara de estabilizador de flutuação paralelamente ao eixo transverso (Y) da aeronave.
8. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 ou 7, caracterizada pelo fato que pelo menos uma estaca vertical (14, 16) associada a um painel externo (13, 13') da parede de divisória vertical ligado em translação (25) a câmara de estabilizador de flutuação, de maneira a retomar os reforços axiais aos quais o referido painel externo é submetido.
9. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações 6, 7 ou 8, caracterizada pelo fato que a extremidade elevada (21) e a extremidade baixa (23) de pelo menos uma estaca vertical (15) associada a um painel intermediário (12, 12') da parede de divisória vertical são montados em rotação axial (22, 24), respectivamente sobre a câmara de estabilizador de flutuação e sobre o piso (5) da carenagem ventral, de maneira a retomar os reforços axiais aos quais o referido painel intermediário é submetido.
10. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações 6, 7, 8 ou 9 caracterizada pelo fato que a parede de divisória de ligação ao câmara de estabilizador de flutuação por vigas (8) longitudinais se estende paralelamente ao eixo longitudinal X da aeronave.
11. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações 6, 7, 8, 9 ou 10, caracterizada pelo fato que a carenagem é munida de duas paredes de divisória (10) verticais de qualquer uma das reivindicações 1, 2, 3, 4 ou -5, sendo as referidas paredes de divisória dispostas a parte uma da outra da câmara de estabilizador de flutuação da aeronave, paralelamente ao eixo transverso Y da aeronave.
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