BRPI0904623B1

BRPI0904623B1 - Estrutura de isolamento para isolar termicamente e acusticamente uma aeronave, método de fabricação de uma estrutura de isolamento, uso e aeronave

Info

Publication number: BRPI0904623B1
Application number: BRPI0904623-2A
Authority: BR
Inventors: Rainer Müller; Benjamin Grenzing; Christian Thomas
Original assignee: Airbus Operations Gmbh
Priority date: 2008-08-08
Filing date: 2009-07-20
Publication date: 2020-05-26
Also published as: RU2435704C1; DE102008037143A1; EP2190736A1; US20110067951A1; BRPI0904623A2; CA2698259A1; JP2010538898A; CN101909990A; EP2190736B1; RU2010107865A; WO2010015503A1; CN101909990B; US8327976B2; JP5027927B2

Abstract

estrutura de isolamento para isolar termicamente e acusticamente uma aeronave, método de fabricação de uma estrutura de isolamento, uso e aeronave a invenção pertence a uma estrutura de isolamento (2) para isolar termicamente e acusticamente uma aeronave que apresenta pelo menos uma camada pesada (8), em que a estrutura de isolamento (2) de acordo com a invenção é caracterizada pelo fato de que a estrutura de isolamento (2) compreende uma camada de absorção adicional (6), em que a camada pesada (8) é perfurada pelo menos em certas áreas e em que a razão de área perfurada da camada pesada (8) é adaptada de tal modo que a camada pesada é essencialmente transparente a som para frequências abaixo de uma frequência de parede dupla da estrutura de isolamento (2). isto torna possível amortecer som com baixas frequências abaixo da frequência de parede dupla como efetivamente possível.

Description

“ESTRUTURA DE ISOLAMENTO PARA ISOLAR TERMICAMENTE E ACUSTICAMENTE UMA AERONAVE, MÉTODO DE FABRICAÇÃO DE UMA ESTRUTURA DE ISOLAMENTO, USO E AERONAVE”

PEDIDOS RELACIONADOS

[001] O presente pedido reivindica prioridade de pedido de patente provisional U.S. No. 61/188.328, depositado em 8 de agosto de 2008, e pedido de patente DE No. 10 2008 037 143.2, depositado em 8 de agosto de 2008, cujo conteúdo dos mesmos encontra-se incorporado neste documento por referência.

CAMPO TÉCNICO

[002] A invenção refere-se a uma estrutura isolante para isolar termicamente e acusticamente uma aeronave.

FUNDAMENTO DA INVENÇÃO

[003] As aeronaves modernas são isoladas termicamente e acusticamente para assegurar um conforto térmico e limitar o nível de ruído na cabine. Substancialmente, os ruídos a serem reduzidos neste contexto são normalmente criados fora da aeronave, por exemplo, pela camada de contorno de fluxo turbulento na fuselagem e pelo escape dos motores. Além de aumentar conforto exigido pelos passageiros, velocidades de cruzeiro mais altas, bem como as características desvantajosas acusticamente de fuselagens de aeronave de materiais compostos de fibra em comparação direta com materiais metálicos monolíticos, representam um desafio crescente com respeito ao isolamento acústico. Particularmente, as exigências de eficiência acústica de isolamento com respeito a amortecimento de som e absorção de som aumentam continuamente por esta razão e não podem ser atendidas com estruturas de isolamento convencionais.

[004] O isolamento térmico de uma fuselagem de aeronave - o isolamento conhecido como primário - é composto normalmente de conjuntos de isolamento em forma de manta que consistem de lã de vidro de densidade relativamente baixa (por exemplo, menos do que 10kg/m³ ) em um invólucro de película fina. São usadas no caso mantas para uma região de chapa de face entre as armações acima das longarinas usadas como reforço longitudinal de uma fuselagem, bem como mantas para enrolar as armações.

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[005] Este isolamento térmico convencional também preenche a função do isolamento acústico e, portanto, contribui para assegurar o conforto em cabine com respeito a temperatura e ruído. A eficiência acústica de lã de vidro usada convencionalmente é relativamente alta na faixa de alta frequência, que essencialmente inclui a faixa de inteligibilidade de velocidade, enquanto somente um amortecimento de som ocorre a frequências abaixo de 500 Hz. Se demandas mais estritas precisarem ser atendidas com respeito ao conforto de ruído no interior, como é o caso, por exemplo, em aeronave comercial ou privada, é prática comum usar, entre outras coisas, materiais de feltro agulhado que são fixados, por exemplo, acima das cabeças de armação, até certo ponto também de tal modo que eles fiquem voltados contra a fuselagem.

[006] De acordo com publicação WO 2005/095206, bem como publicação WO 2006/114332, conjuntos de isolamento multicamadas que são compostos de diferentes materiais podem ser usados para aumentarem o conforto acústico dentro da cabine de uma aeronave. Uma pessoa versada na arte é, portanto, familiar ao fato de que o grau de amortecimento de som de uma estrutura pode ser aumentado, particularmente na faixa de baixa frequência (por exemplo, menor que 500 Hz), aumentando a massa da pela externa da aeronave ou usando uma camada adicional com densidade específica relativamente alta na estrutura de isolamento. Neste caso, o aumento no peso por unidade de área da fuselagem de aeronave pode ser realizado, por exemplo, na forma de uma aplicação direta conhecida como coberturas de amortecimento ou camadas pesadas sobre as chapas de face.

[007] Além disso, as propriedades acústicas vantajosas de estruturas de parede dupla em comparação com paredes simples também são conhecidas. A um peso todo idêntico da medida para reduzir a transmissão de som, graus mais altos de amortecimento de som são atingidos com uma distribuição sobre dois elementos de parede do que com a concentração do mesmo peso sobre uma parede simples. O peso disponível para medidas acústicas é limitado, particularmente em construção de aeronave, de tal modo que uma pessoa versada na arte iria preferir a construção de estruturas de parede dupla ou multiparede, para prover a melhor redução de ruído possível.

[008] No documento acima mencionado WO 2006/114332, é divulgada uma estrutu

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3/13 ra de isolamento para uso em aeronave comercial, em que é construída uma estrutura de parede dupla consistindo de camada externa e uma película pesada utilizando um conjunto combinado de absorvedor poroso e uma película pesada com relação à camada externa de uma aeronave. Entretanto, esta estrutura tem diversas desvantagens. Na chamada frequência ressonante de parede dupla que essencialmente resulta da massa da película pesada e a distância entre a película pesada e a camada externa da aeronave, a parede dupla produzida pela estrutura provoca uma queda no grau de amortecimento de som e apenas apresenta as propriedades acústicas vantajosas conhecidas acima desta frequência ressonante de parede dupla. Além disso, a fuselagem, a película pesada e os painéis de revestimento interior resultam em uma estrutura de múltipla camada com outros efeitos ressonantes e quedas associadas no grau de amortecimento de som, em particular, na região de parede lateral da aeronave. Estas ressonâncias de parede dupla e multiparede são criadas devido ao fato de que o ar enclausurado entre as paredes nas regiões de componentes de reforço atua como uma mola, de tal modo que é criado um sistema oscilador massa-mola.

[009] A película pesada usada também protege acusticamente o isolamento primário disposto na fuselagem de aeronave. Entretanto, isto significa que a energia de som entre a película pesada e o revestimento de cabine pode não mais ser absorvida, de tal modo que é reduzida a espessura de camada de absorvedor efetiva no lado da cabine.

[010] Além disso, uma película pesada fechada dentro de uma estrutura de isolamento térmico atua como uma barreira de vapor, de tal modo que a utilização da película pesada resulta na formação de água de condensação que é absorvida pelo material de isolamento poroso adjacente. Uma vez que o material de isolamento é completamente protegido, é difícil ou totalmente impossível secar o material, de tal modo que o peso dos materiais no isolamento térmico ou acústico aumenta continuamente ao longo da vida útil da aeronave.

SUMÁRIO DA INVENÇÃO

[011] É o objeto da invenção prover uma estrutura de isolamento para isolar termicamente e acusticamente uma aeronave que tem um peso baixo e é particularmente bem adequada para amortecer ruídos de baixa frequência, mas que não afeta o isolamento tér

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4/13 mico e não causa condensação.

[012] Este objeto é atingido por uma estrutura de isolamento para isolar termicamente e acusticamente uma aeronave que apresenta pelo menos uma camada pesada e uma camada de absorção que é disposta preferencialmente no lado de cabine da camada pesada, em que a camada pesada é perfurada pelo menos em certas áreas e a razão de sua área perfurada é adaptada de tal maneira que a camada pesada seja essencialmente transparente a som para frequências abaixo de uma frequência de parede dupla da estrutura de isolamento.

[013] Devido à perfuração da camada pesada, é impedida a queda acima descrita no grau de amortecimento de som de uma camada pesada isolante acusticamente. Entretanto, a estrutura de isolamento de acordo com a invenção tem as propriedades acústicas vantajosas de uma parede dupla acima da frequência ressonante de parede dupla no sentido do peso adicionado da camada pesada. Consequentemente, é suprimido um colchão de ar enclausurado que talvez não seja mais criado devido à perfuração e a formação de um sistema oscilador de massa-mola. Dependendo do grau de perfuração ou da razão de área de perfuração a ser ajustada, entretanto, a camada pesada pode ainda ser considerada como isolante acusticamente para frequências mais altas que residem acima da frequência de parede dupla da estrutura de isolamento de acordo com a invenção. Devido à perfuração na camada pesada, o transporte de vapor de água pode ser preservado, de tal modo que o isolamento da aeronave pode secar enquanto a aeronave está no solo. A perfuração de acordo com a invenção, portanto, impede a camada pesada de atuar como barreira de vapor.

[014] Em uma estrutura de isolamento particularmente vantajosa de acordo com a invenção, a camada de absorção consiste de um material poroso. Este material pode consistir, por exemplo, de lã de vidro. Uma absorção de som particularmente efetiva é atingida deste modo.

[015] Em uma estrutura de isolamento particularmente vantajosa de acordo com a invenção, a camada de absorção tem uma densidade entre 3.5 kg/m³ e 25 kg/m³. Na construção de aeronave, é dada geralmente atenção especial ao menor peso de componente

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5/13 possível, em que a faixa de densidade indicada representa um compromisso entre a melhor absorção de som possível e o menor peso possível.

[016] Uma espessura da camada de absorção na faixa entre 5 mm e 55 mm também é particularmente vantajosa porque esta espessura de camada comparativamente fina em combinação com a camada pesada perfurada basta para efetivamente absorver baixas frequências enquanto mantém simultaneamente o peso aumentado e espessura geral provocada pela estrutura de isolamento de acordo com a invenção dentro de limites aceitáveis.

[017] Um peso por unidade de área da camada pesada entre 0.5 kg/m² e 4 kg/m² é preferida na estrutura de isolamento de acordo com a invenção porque o grau de amortecimento de som pode ser aumentado e a efetividade da estrutura de acordo com a invenção pode ser aperfeiçoada devido à utilização de uma massa adicional. Na faixa citada do peso por unidade de área, amortecimento de som suficiente de baixas frequências pode ser atingido, por exemplo, com a frequência de parede dupla que é ajustada vantajosamente para este fim.

[018] Ademais, um desenvolvimento adicional vantajoso da estrutura de isolamento de acordo com a invenção é projetado para acomodar um primeiro componente de um arranjo de montagem que corresponde a um segundo componente do arranjo de montagem rigidamente fixado na estrutura da aeronave a fim de produzir uma conexão. Isto é considerável porque muitos primeiros componentes do arranjo de montagem já podem ser integrados durante a fabricação da estrutura de isolamento e muitos segundos componentes já podem ser posicionados em locais predeterminados durante a montagem da aeronave. Isto torna possível eliminar uma ou mais etapas de montagem da estrutura de isolamento de acordo com a invenção durante a montagem final da aeronave. Devido às posições correspondentes do primeiro e segundo componentes do arranjo de montagem, os primeiros componentes dispostos na estrutura de isolamento de acordo com a invenção precisam meramente serem unidos aos segundos componentes. Isto é realizado preferencialmente com conexões por pressão ou travamento.

[019] Em um desenvolvimento adicional vantajoso da estrutura de isolamento de acordo com a invenção, é proposto que o segundo componente do arranjo de montagem ou

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6/13 uma pluralidade do mesmo esteja disposto na camada externa da aeronave localizada no lado interno da fuselagem. Isto permite que uma montagem simples da estrutura de isolamento de acordo com a invenção diretamente na camada externa da aeronave, de tal modo que a estrutura de isolamento não provoque uma restrição excessiva do espaço estrutural da cabine.

[020] O arranjo de segundos componentes do arranjo de montagem localizado no lado interno da fuselagem em um ou mais componentes de reforço é vantajoso porque a frequência de parede dupla é reduzida adicionalmente devido à distância maior entre a fuselagem e a camada pesada, de tal modo que a efetividade da estrutura de isolamento de acordo com a invenção é aperfeiçoada. O termo componente de reforço refere-se a todos os componentes que são usados para reforçar a fuselagem de aeronave, tais como, por exemplo, armações como reforços laterais e longarinas como reforços longitudinais.

[021] Em um desenvolvimento adicional vantajoso da estrutura de isolamento de acordo com a invenção, os segundos componentes do arranjo de montagem são ligados ao ou laminados na estrutura da aeronave. Em fuselagens de aeronave que são fabricadas de materiais metálicos, é vantajoso ligar os segundos componentes do arranjo de montagem. Isto torna possível eliminar a perfuração dos furos para rebites ou uniões rosqueadas, bem como sua limpeza, vedação e semelhante. Por outro lado, é particularmente vantajoso laminar os segundos componentes do arranjo de montagem na fuselagem durante a fabricação dos mesmos, se a fuselagem de aeronave for fabricada de um material composto de fibra, tal como, por exemplo, CFRP; Embora uma certa flexibilidade no arranjo subsequente dos segundos componentes seja perdida neste caso, um alto grau de uma pré-fabricação da fuselagem de aeronave pode ser atingido. A laminação dos segundos componentes, ademais, resulta em uma conexão particularmente rígida.

[022] É ademais preferível que o primeiro componente e os segundos componentes sejam projetados para produzir uma conexão positiva ou não positiva. Conexões deste tipo podem ser produzidas de tal modo que elas sirvam por toda a vida útil dos componentes a serem montados. Ambas as técnicas de conexão podem ser realizadas de uma maneira relativamente simples e integradas aos primeiros e segundos componentes, em que a ativaPetição 870190138074, de 22/12/2019, pág. 15/26

7/13 ção da conexão também pode ser realizada frequentemente sem ferramentas e, portanto, bem facilmente. Conexões positivas a serem consideradas são, por exemplo, conexões de pressão ou de travamento. Conexões não positivas compreendem, por exemplo, conexões fixação que, entretanto, poderiam requerer o uso de ferramentas para serem separadas.

[023] É ademais vantajoso que o primeiro e/ou segundo componente seja projetado também para objetos de montagem, dispositivos, linhas ou afim. Devido a esta medida, o arranjo de montagem para a estrutura de isolamento de acordo com a invenção não apenas atende a função de montagem da estrutura de isolamento de acordo com a invenção, mas outros objetos também podem ser montados no primeiro componente. O primeiro componente do arranjo de montagem preferencialmente orienta-se para a região interna da fuselagem, de tal modo que, por exemplo, linhas elétricas, linhas de oxigênio ou água, condutos de cabos e etc. possam ser montados diretamente adjacente à estrutura de isolamento de acordo com a invenção de uma maneira relativamente simples.

[024] O objeto da invenção é ademais atendido por um método de fabricação de uma estrutura de isolamento que apresenta pelo menos uma camada pesada e uma camada de absorção, em que as etapas a seguir são realizadas no método de acordo com a invenção: em uma camada de absorção e uma camada pesada, a camada pesada é perfurada, em que a razão de área perfurada da camada pesada é adaptada de tal modo que a camada pesada seja essencialmente transparente a som para frequências abaixo de uma frequência de parede dupla da estrutura de isolamento; pelo menos um primeiro componente do arranjo de montagem é integrado em pelo menos um dos elementos da camada de absorção e camada pesada, e os primeiros elementos do arranjo de montagem são unidos aos segundos componentes do arranjo de montagem que ficam rigidamente dispostos nas estruturas. O objeto da invenção é por fim também atendido por um uso da estrutura de isolamento de acordo com a invenção e com uma aeronave apresentando pelo menos uma estrutura de isolamento de acordo com a invenção.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[025] A fig. 1 mostra uma representação esquemática de uma estrutura de isolamento de acordo com a invenção.

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[026] A fig. 2 mostra uma representação esquemática de uma estrutura de isolamento de acordo com a invenção com um arranjo de montagem em uma cabeça de armação.

[027] A fig. 3 mostra outra representação esquemática da estrutura de isolamento de acordo com a invenção com um arranjo de montagem.

[028] As figs. 4a-4e mostram representações esquemáticas de um segundo componente de montagem e quatro diferentes primeiros componentes do arranjo de montagem.

[029] As figs. 5a-5c mostram diferentes componentes que também são usados no arranjo de montagem.

[030] A fig. 6 mostra um panorama do método de acordo com a invenção para fabricação de uma estrutura de isolamento de acordo com a invenção.

DESCRIÇÃO DETALHADA DE MODOS DE REALIZAÇÃO DE EXEMPLO

[031] A fig. 1 mostra uma estrutura de isolamento 2 de acordo com a invenção que apresenta uma camada de isolamento 4, uma camada de absorção 6 e uma camada pesada 8 disposta entre as mesmas. A camada pesada 8 é perfurada e, portanto, apresenta uma série de furos 10, a razão dos quais é designada pela superfície total da camada pesada, ou seja, a razão de área perfurada, é realizada de tal modo que a camada pesada 8 é essencialmente transparente a som para frequência abaixo de uma frequência de parede dupla da estrutura de isolamento 2 de acordo com a invenção. Neste contexto, transparente a som significa que a camada pesada e transparente a ondas de som. Em transparência de som, a espessura geral do absorvedor de som - consistindo da camada de absorção 6 e a camada de isolamento 4 - portanto, é composta da espessura destas duas camadas 4 e 6. Se a camada pesada 8 não fosse perfurado, a espessura geral do absorvedor de som seria reduzida à espessura da camada de absorção 6. Além de melhorar o amortecimento de som, a camada pesada 8 que é transparente a som na dependência da frequência expande a capacidade de absorção da estrutura de isolamento 2 de acordo com a invenção para frequências mais baixas. Neste contexto, é importante observar que a espessura efetiva da camada de isolamento 4 designada pela espessura geral do absorvedor de som é a espessura do material poroso situado na mesma.

[032] De acordo com a fig. 1, a estrutura de isolamento de acordo com a invenção

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9/13 pode ser disposta de tal modo que ela reside nas longarinas 12 que servem como o reforço longitudinal da fuselagem de aeronave. As longarinas 12 ficam dispostas na camada externa 14 da aeronave, em que a distância entre a camada pesada 8 e a camada externa 14 e a massa da camada pesada 8 são os parâmetros decisivos para determinar a frequência de parede dupla. Quanto maior a distância entre a camada pesada 8 e a camada externa 14, menor a frequência de parede dupla.

[033] De acordo com a figura 2, a estrutura de isolamento 16 de acordo com a invenção também pode ser posicionada em uma armação 18 por meio de um arranjo de montagem 20. No exemplo mostrado, o arranjo de montagem 20 é ligado à cabeça 22 da armação 18 por meio de uma camada adesiva 24, de tal modo que furos nenhum ou semelhante são requeridos para fixarem o arranjo de montagem 20 na estrutura de aeronave.

[034] O arranjo de montagem 20 preferencialmente consiste de dois componentes, nomeadamente um primeiro componente 26 e um segundo componente 28. O segundo componente 28 é montado na cabeça 22 da armação 18, e o primeiro componente 27 é unido ao segundo componente 28 durante a instalação da estrutura de isolamento de acordo com a invenção. Para este fim, a estrutura de isolamento 16 de acordo com a invenção é projetada para acomodar o primeiro componente 26 de tal modo que a estrutura de isolamento 16 apresenta, por exemplo, aberturas adequadas 30, nas quais regiões oblongas 32 do primeiro componente 26 podem ser inseridas.

[035] Na ilustração mostrada, o primeiro componente 26 apresenta um receptáculo alargado 34 para a camada pesada 36, de tal modo que a distância entre a camada pesada 36 e a camada de aeronave 14 pode ser aumentada adicionalmente. Seria principalmente considerável montar a camada de absorção que não está ilustrada na fig. 2, por exemplo, nos elementos de revestimento interior localizados no lado de fuselagem, ou seja, acima da camada pesada 36 no plano de projeção, onde eles também podem atuar como isolamento secundário para a cabine.

[036] No caso da aeronave ser equipada com a estrutura de isolamento de acordo com a invenção ter uma estrutura de plástico reforçado de fibra - por exemplo, CFRP - a montagem da estrutura de isolamento 38 de acordo com a invenção pode ser realizada co

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10/13 mo mostrado na fig. 3. Neste caso, o segundo componente 40 é ligado diretamente na camada de fuselagem 44 por meio de uma camada adesiva 42. Alternativamente, o segundo componente 40 do arranjo de montagem 46 também pode ser laminado respectivamente na estrutura ou na camada de fuselagem 44. Isto poderia ser realizado integrando correspondentemente o segundo componente 40 durante a fabricação da fuselagem. Embora a flexibilidade com respeito a mudanças subsequentes é perdida neste caso, um alto grau de préfabricação e a montagem mais segura possível do segundo componente 40 na camada de fuselagem 44 podem ser realizados. Os primeiros componentes 48 de qualquer desenho descrito acima são integrados na estrutura de isolamento 30 de acordo com a invenção correspondente aos segundos componentes 46.

[037] As figs. 4a-4e mostram diferentes modos de realização dos primeiros componentes 50 a 56 que servem para serem unidos aos segundos componentes 58 e fixados nos mesmos da maneira mais simples possível. Por exemplo, a fig. 4b mostra um primeiro componente 50 com esferas de travamento 60 que podem engatar-se nas depressões correspondentes presentes no segundo componente 58. Os outros exemplos 52 a 56 mostrados compreendem diferentes conexões de aperto ou travamento.

[038] As figs. 5a-5c mostram opções de montagem de outros objetos nos primeiros componentes dos arranjos de montagem. Por exemplo, a fig. 5a mostra um fio arnês 62 que é montado em um primeiro componente 64 de um arranjo de montagem 66. Consequentemente, um receptáculo 68 é integrado no primeiro componente, em que este receptáculo torna possível montar algum tipo de armação ou suporte 70 que, por sua vez, retêm um conduto de cabos 72 ou semelhante.

[039] A fig. 5b mostra um exemplo similar de linhas de oxigênio de montagem 74, em que o primeiro componente 76 do arranjo de montagem 78 é projetado correspondentemente para permitir uma montagem particularmente segura de linhas de oxigênio 74 em um receptáculo 80.

[040] A fig. 5c mostra por fim que as linhas de fluido relativamente espessas - tais como, por exemplo, um duto de ar 82 para o sistema de refrigeração - também podem ser montadas por meio de um dispositivo de fixação 26 disposto no primeiro componente 84. O

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11/13 arranjo de montagem 88 precisa ser projetado de acordo com esta carga adicional a ser montado de tal modo que não exista chance do segundo componente 90 romper-se, particularmente um segundo componente laminado 90.

[041] A fig. 6 finalmente mostra o método para fabricar uma estrutura de isolamento inventiva de acordo com a invenção que começa com as etapas de prover (92) uma camada pesada e prover (96) uma camada de absorção. Opcionalmente, uma camada de isolamento também pode ser provida (94). A camada pesada é perfurada (98) subsequentemente, previamente ou simultaneamente as mesmas, em que a razão de área perfurada da perfuração é realizada de acordo com as características essenciais da invenção. Finalmente, um ou mais primeiros componentes do arranjo de montagem são integrados (100) em pelo menos uma das camadas e subsequentemente unidos aos segundos componentes dispostos correspondentemente (102).

[042] Como um complemento, é importante observar que “compreendendo” não exclui outros elementos ou etapas, e que “um” “uma” não exclui uma pluralidade. É importante ademais observar que características ou etapas que foram descritas com referência a um dos modos de realização de exemplo também podem ser usadas em combinação com outras características ou etapas de outros modos de realização de exemplo acima descritos. Símbolos de referência nas reivindicações devem ser interpretados em um sentido restritivo.

LISTA DE SÍMBOLOS DE REFERÊNCIA estrutura de isolamento camada de isolamento camada de absorção camada pesada furos longarina camada estrutura de isolamento armação arranjo de montagem

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12/13 cabeça de armação camada adesiva primeiro componente de arranjo de montagem segundo componente de arranjo de montagem abertura regiões oblongas de primeiro componente receptáculo para camada pesada camada pesada estrutura de isolamento segundo componente camada adesiva camada de fuselagem arranjo de montagem primeiro componente de arranjo de montagem primeiro componente de arranjo de montagem

512 primeiro componente de arranjo de montagem primeiro componente de arranjo de montagem primeiro componente de arranjo de montagem segundo componente de arranjo de montagem esfera de travamento fio arnês primeiro componente de arranjo de montagem arranjo de montagem receptáculo suporte conduto de cabos linhas de oxigênio primeiro componente de arranjo de montagem arranjo de montagem

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13/13 receptáculo conduto de ar primeiro componente de arranjo de montagem dispositivo de aperto arranjo de montagem segundo componente provendo uma camada pesada provendo uma camada de isolamento provendo uma camada de absorção perfurando a camada pesada

100 integrando primeiros componentes

102 unindo primeiros componentes e segundos componentes.

Claims

1. Estrutura de isolamento (2, 16, 38) para isolar termicamente e acusticamente uma aeronave, compreendendo pelo menos uma camada pesada (8, 36) e uma camada de absorção adicional (6), CARACTERIZADA pelo fato de que a camada pesada (8, 36) é perfurada pelo menos em certas áreas e em que a razão de área perfurada da camada pesada (8, 36) é adaptada de tal modo que a camada pesada (8, 36) é essencialmente transparente ao som por frequências abaixo de uma frequência de parede dupla da estrutura de isolamento.

2. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com a reivindicação 1,

CARACTERIZADA pelo fato de que a camada de absorção (6) consiste de um material poroso.

3. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com a reivindicação 1 ou 2,

CARACTERIZADA pelo fato de que a camada de absorção (6) tem uma densidade entre 3,5 kg/m³ e 25 kg/m³.

4. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, CARACTERIZADA pelo fato de que a camada de absorção (6) tem uma espessura entre 5 mm e 55 mm.

5. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, CARACTERIZADA pelo fato de que a camada pesada (8, 36) tem um peso por unidade de área entre 0,5 kg/m² e 4 kg/m².

6. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, CARACTERIZADO pelo fato de que a estrutura de isolamento (2, 16, 38) é projetada para acomodar um primeiro componente de um arranjo de montagem que corresponde a um segundo componente do arranjo de montagem fixado rigidamente na estrutura de aeronave para produzir uma conexão.

7. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com a reivindicação 6,

CARACTERIZADA pelo fato de que o segundo componente do arranjo de montagem é disposto na camada externa da aeronave no lado interno da fuselagem.

8. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com a reivindicação 6,

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CARACTERIZADA pelo fato de que o segundo componente do arranjo de montagem é disposto em ou no topo de um componente de reforço estrutural no lado interno da fuselagem.

9. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 8, CARACTERIZADA pelo fato de que o segundo componente do arranjo de montagem é rigidamente ligado a ou laminado na estrutura de aeronave.

10. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 9, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro componente e o segundo componente são projetados para produzirem uma conexão positiva ou não positiva.

11. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com qualquer umas das reivindicações 6 a 10, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro componente é adicionalmente projetado para montar objetos, dispositivos, linhas ou similares.

12. Estrutura de isolamento (2, 16, 38), de acordo com uma das reivindicações precedentes, CARACTERIZADA por compreender adicionalmente uma camada de isolamento (4).

13. Método de fabricação de uma estrutura de isolamento (2, 16, 38) compreendendo pelo menos uma camada pesada (8, 36), CARACTERIZADO pelas etapas:

prover (96) uma camada absorção;

prover (92) uma camada pesada;

perfurar (98) a camada pesada, em que a razão de área perfurada da camada pesada é adaptada de tal modo que a camada pesada é essencialmente transparente ao som para frequências abaixo de uma frequência de parede dupla da estrutura de isolamento;

integrar (100) pelo menos um primeiro componente do arranjo de montagem em pelo menos um dos elementos camada de absorção e camada pesada, unir (102) os primeiros componentes do arranjo de montagem com os segundos componentes do arranjo de montagem que são dispostos rigidamente na estrutura.

14. Uso de uma estrutura de isolamento, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 12, CARACTERIZADO pelo fato de ser usado em uma aeronave.

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15. Aeronave CARACTERIZADA pelo fato de compreender pelo menos uma estrutura de isolamento conforme definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 12.