ES2263110T3 - Dispositivo de anclaje de un motor bajo un plano de sustentacion de una aeronave. - Google Patents
Dispositivo de anclaje de un motor bajo un plano de sustentacion de una aeronave.Info
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Abstract
Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor (2) bajo un plano de sustentación (4) de una aeronave, incluyendo el citado dispositivo una estructura rígida (8) y medios de anclaje (10) de la citada estructura rígida (8) bajo el plano de sustentación (4), incluyendo los citados medios de anclaje (10) una fijación delantera (14), una fijación intermedia (15), así como una fijación trasera (16), que se caracteriza porque la citada fijación delantera (14) presenta, a uno y otro lado de un plano vertical que pasa por un eje longitudinal (5) del motor (2), al menos una argolla triangular (30, 32) colocada en un plano vertical orientado según la dirección longitudinal (X) de la aeronave, porque la citada fijación intermedia (15) comprende una biela (88) capacitada para transferir los esfuerzos ejercidos en una dirección transversal (Y) de la aeronave, y porque la citada fijación trasera (16) comprende al menos una argolla (62, 64) orientada según una dirección vertical (Z) de la aeronave.
Description
Dispositivo de anclaje de un motor bajo un plano
de sustentación de una aeronave.
La presente invención se refiere a un
dispositivo apto para asegurar el anclaje o la suspensión de un
motor bajo el plano de sustentación de una aeronave, comprendiendo
este dispositivo una estructura rígida y medios de anclaje de esta
estructura rígida bajo el plano de sustentación.
Un dispositivo de este tipo puede ser utilizado
en cualquier clase de aeronave que incluye motores suspendidos de
su plano de sustentación, tales como los
turbo-reactores o los
turbo-propulsores.
En las aeronaves existentes, los motores están
suspendidos desde por debajo del plano de sustentación por medio de
dispositivos de anclaje complejos, igualmente denominados "EMS"
(del inglés "Engine Mounting Structure"). En el caso de los
turbo-reactores, los dispositivos de anclaje
habitualmente utilizados presentan una estructura rígida de tipo
cajón, denominada asimismo "mástil", es decir, formada por el
conjunto de largueros inferiores y superiores unidos entre sí por
medio de una pluralidad de nervaduras transversales. Por una parte,
los dispositivos de anclaje de turbo-propulsores
están en sí mismos constituidos por un cajón bajo el ala trasera,
prolongado por una estructura enrejada hacia la parte delantera
según la dirección longitudinal del
turbo-reactor.
De forma conocida, estos dispositivos están
concebidos especialmente para permitir la transmisión al plano de
sustentación de los esfuerzos estáticos y dinámicos generados por
los motores, tales como el peso, el empuje o incluso los diferentes
esfuerzos dinámicos.
A este efecto, en los dispositivos de anclaje
conocidos de la técnica anterior, la transmisión de los esfuerzos
entre éstos y el plano de sustentación está asegurada de forma
convencional por medio de una fijación delantera, una fijación
trasera, así como una fijación intermedia destinada especialmente a
recuperar los esfuerzos de empuje.
Para lograr esto, la fijación delantera
comprende dos grupos de argollas dispuestas respectivamente en
vertical a cada lado de la estructura rígida. Cada grupo de
argollas conecta un herraje de doble cabeza solidario con los
largueros superiores de la estructura rígida del dispositivo, con un
herraje de doble cabeza solidario con un larguero delantero del
plano de sustentación. Las uniones entre los grupos de argollas y
los herrajes, están aseguradas por ejes orientados según una
dirección transversal con relación a la aeronave, es decir, una
dirección ortogonal a la vez a la vertical y al eje longitudinal de
esta aeronave.
La fijación trasera incluye dos pares de
argollas triangulares situadas en planos verticales orientados según
la dirección transversal de la aeronave. Estos dos pares de
argollas triangulares conectan un herraje doble solidario del
larguero superior trasero de la estructura rígida, con un herraje
solidario con un larguero intermedio del plano de sustentación. Las
uniones entre los dos pares de argollas y los herrajes, están así
aseguradas por medio de ejes orientados según la dirección
longitudinal de la aeronave.
La fijación intermedia destinada a recuperar los
esfuerzos de empuje, denominada también fijación de "espigote",
está materializada en general por medio de una rótula de eje
vertical fijada al larguero superior trasero de la estructura
rígida, entre la fijación delantera y la fijación trasera. Esta
fijación de espigote consiste en un tetón de cizallamiento fijado
bajo el plano de sustentación de la aeronave, de manera que
sobresale verticalmente desde la rótula mencionada
anteriormente.
En esta disposición convencional e isostática de
la técnica anterior, los esfuerzos longitudinales (empuje,
inversores), son transmitidos a través de la fijación intermedia.
Los esfuerzos transversales se reparten entre esta misma fijación
intermedia y la fijación trasera, mientras que los esfuerzos según
la dirección vertical pasan simultáneamente por la fijación
delantera y por la fijación trasera.
Por otra parte, el momento según el eje
longitudinal es recuperado por la fijación delantera, y el momento
según el eje transversal es recuperado en dirección vertical por el
conjunto formado por las fijaciones delantera y trasera. Por
último, el momento según el eje vertical se recupera en la dirección
transversal mediante el conjunto formado por la fijación intermedia
y la fijación trasera.
Si la solución que se acaba de presentar permite
transmitir de forma satisfactoria los esfuerzos estáticos y
dinámicos generados por el motor en todas las condiciones de vuelo,
presenta no obstante inconvenientes no despreciables.
Efectivamente, esto indica que en la medida en
que la función principal de la fijación intermedia consiste en
recuperar los esfuerzos de empuje, ésta presenta por ello
necesariamente una voluminosidad importante, así como una masa
relativamente elevada. Naturalmente, esto conduce inevitablemente a
un sensible aumento de la masa global del dispositivo de
suspensión.
Por otra parte, se observa que la placa de
fijación solidaria del tetón de cizallamiento, requerida para
asegurar el montaje de este último bajo el plano de sustentación de
la aeronave, es una pieza de concepción compleja y difícil de
definir. Esto se explica de forma muy evidente en función de la
necesidad de hacer que esta pieza coopere con los elementos
constitutivos de la estructura del plano de sustentación, es decir
principalmente los largueros y las nervaduras.
La invención tiene así por objeto proponer un
dispositivo de anclaje de un motor bajo un plano de sustentación de
una aeronave, subsanando este dispositivo al menos parcialmente los
inconvenientes mencionados en lo que antecede en relación con las
realizaciones de la técnica anterior.
De manera más precisa, el objeto de la invención
consiste en presentar un dispositivo de anclaje de un motor bajo un
plano de sustentación de una aeronave, que comprende en particular
medios de suspensión de esta estructura rígida bajo el plano de
sustentación, y cuya concepción de estos medios se ha simplificado
notablemente con relación a lo que se ha encontrado con
anterioridad.
Para todo esto, la invención tiene por objeto un
dispositivo de anclaje de un motor bajo un plano de sustentación de
una aeronave, incluyendo el dispositivo una estructura rígida y
medios de anclaje de esta estructura rígida bajo el plano de
sustentación, incluyendo los medios de anclaje una fijación
delantera, una fijación intermedia, así como una fijación trasera.
Según la invención, la fijación delantera presenta, a una y otra
parte de un plano vertical que pasa por un eje longitudinal del
motor, al menos una argolla triangular situada en un plano vertical
orientado según una dirección longitudinal de la aeronave. Además,
la fijación intermedia comprende una biela capacitada para
transferir los esfuerzos ejercidos en una dirección transversal de
la aeronave, y la fijación trasera comprende al menos una argolla
orientada según la dirección vertical de la aeronave.
Ventajosamente, la concepción de los medios de
anclaje del dispositivo según la invención se ha simplificado
enormemente en relación con la que puede encontrarse en los
dispositivos de anclaje de la técnica anterior. Esto se explica
principalmente debido al hecho de que la fijación intermedia
prevista en la invención no es ya tan compleja como la del tipo de
sujeción en espigote que se necesitaba anteriormente para transferir
los esfuerzos de empuje en la dirección longitudinal de la
aeronave.
Efectivamente, en esta disposición isostática de
la presente invención, los esfuerzos longitudinales son transmitidos
por medio de las dos semi-fijaciones de la fijación
delantera que comprenden, cada una de ellas, al menos una argolla
triangular, los esfuerzos transversales son transmitidos por la
fijación intermedia compuesta esencialmente por una simple y única
biela, y los esfuerzos según la dirección vertical pasan
simultáneamente por la fijación delantera y la fijación
trasera.
De este modo, la supresión de esta fijación de
espigote genera ineludiblemente una disminución considerable de la
masa y de la voluminosidad en relación con los medios de anclaje, y
por consiguiente una reducción no despreciable de la masa global y
del coste del dispositivo de anclaje. Además, el hecho de prever que
la fijación intermedia está capacitada para transferir los
esfuerzos ejercidos en la dirección transversal, implica que la
fijación trasera puede ser entonces de concepción extremadamente
simple, a saber, realizada de modo que asegure únicamente la
recuperación de los esfuerzos según la dirección vertical.
Con preferencia, la fijación intermedia incluye,
además, un herraje inferior solidario con la estructura rígida, así
como un herraje superior solidario con el plano de sustentación de
la aeronave, y la biela está montada sobre los dos herrajes
inferior y superior, por ejemplo de forma articulada.
Además, esta biela puede estar dispuesta en un
plano vertical orientado según la dirección transversal de la
aeronave, de manera que pueda recuperar lo mejor posible los
esfuerzos ejercidos en esta misma dirección transversal. A este
respecto, se puede prever igualmente que la biela esté dispuesta
según esta dirección transversal de la aeronave.
Con preferencia, la fijación trasera incluye un
par de argollas orientadas según la dirección vertical de la
aeronave, y la fijación delantera comprende, a una y otra parte del
plano vertical que pasa por el eje longitudinal del motor, un par
de argollas triangulares situadas en planos verticales orientados
según la dirección longitudinal de la aeronave. Bien entendido, el
hecho de prever pares de argollas permite obtener características
de resistencia mecánica superior a las obtenidas con soluciones que
utilicen argollas
únicas.
únicas.
Se puede hacer también de modo que el par de
argollas de fijación trasera estén conectadas a la estructura
rígida y al plano de sustentación de la aeronave por medio de ejes
orientados según la dirección longitudinal de esta aeronave. De
igual modo, se puede prever también que cada uno de los dos pares de
argollas triangulares de la fijación delantera se hayan conectado a
la estructura rígida y al plano de sustentación de la aeronave por
medio de ejes orientados según la dirección transversal de esta
aeronave.
De manera preferente, la fijación trasera
incluye además un herraje solidario con la estructura rígida,
conectado al par de argollas por medio de un eje orientado según la
dirección longitudinal de esta aeronave, y la fijación trasera
incluye igualmente un herraje solidario con el plano de
sustentación, conectado al par de argollas por medio de un eje
orientado según esta misma dirección longitudinal.
De manera análoga, la fijación delantera
incluye, con preferencia, dos herrajes solidarios con la estructura
rígida, estando cada herraje conectado a uno de los dos pares de
argollas triangulares por medio de al menos un eje orientado según
la dirección transversal de esta aeronave, y la fijación delantera
incluye igualmente dos pares de herrajes solidarios con el plano de
sustentación, estando cada herraje conectado a uno de los dos pares
de argollas triangulares por medio de al menos un eje orientado
según la dirección transversal de esta aeronave.
Además, para la fijación delantera, cada argolla
triangular puede estar conectada a la estructura rígida y al plano
de sustentación de la aeronave con la ayuda de tres ejes que la
atraviesan, con preferencia perpendicularmente, respectivamente en
las proximidades de sus tres vértices.
Según un primer modo de realización preferido de
la presente invención, al menos una argolla triangular de la
primera fijación se encuentra conectada a la estructura rígida por
medio de una de sus bases, y al plano de sustentación por el
vértice opuesto a esta misma base. En otras palabras, al menos una
argolla triangular se dispone de modo que ésta se extienda
verticalmente hacia arriba, desde una de sus bases hacia el vértice
opuesto a esta base.
Según un segundo modo de realización preferido
de la presente invención, al menos una argolla triangular de la
primera fijación se encuentra conectada a la estructura rígida por
medio de uno de sus vértices, y al plano de sustentación por la
base opuesta a este mismo vértice. También en este caso, esto quiere
decir que al menos una argolla triangular se encuentra dispuesta de
modo que se extiende verticalmente hacia abajo, desde una de sus
bases hacia el vértice opuesto a esta base.
Otras ventajas y características de la
invención, se pondrán de manifiesto en la descripción detallada, no
limitativa, que sigue.
Esta descripción se va a realizar con referencia
a los dibujos anexos, en los que:
La Figura 1 representa una vista en perspectiva
de un dispositivo de anclaje de un motor bajo un plano de
sustentación de aeronave, según un primer modo de realización
preferido de la presente invención;
La Figura 2 representa una vista a mayor tamaño
y despiezada, en perspectiva, de una parte de la fijación delantera
del dispositivo de anclaje de la Figura 1;
La Figura 3 representa una vista a mayor tamaño
y despiezada, en perspectiva, de la fijación trasera del dispositivo
de anclaje de la Figura 1;
La Figura 4 representa una vista a mayor tamaño,
en perspectiva, de la fijación intermedia del dispositivo de
anclaje de la Figura 1, y
La Figura 5 representa una vista parcial en
perspectiva de un dispositivo de anclaje de un motor bajo un plano
de sustentación de aeronave, según un modo de realización preferido
de la presente invención.
Con referencia a la Figura 1, se puede apreciar
un dispositivo de anclaje 1 según un primer modo de realización
preferido de la presente invención, estando este dispositivo 1
destinado a asegurar la suspensión de un
turbo-propulsor 2 bajo un ala de aeronave
representada de forma únicamente esquemática por razones evidentes
de claridad, y designada de forma general mediante la referencia
numérica 4. Se aprecia que el dispositivo de anclaje 1 representado
en esta Figura está adaptado para cooperar con un
turbo-propulsor 2, pero podría tratarse, bien
entendido, de un dispositivo concebido para suspender cualquier otro
tipo de motor, tal como un turbo-reactor, sin
apartarse del alcance de la invención.
En toda la descripción que sigue, por
conveniencia, se denomina X a la dirección paralela al eje
longitudinal 5 del motor 2, Y a la dirección orientada
transversalmente con relación a la aeronave, y Z a la dirección
vertical, siendo estas tres direcciones ortogonales entre sí. De
este modo, se ha de entender que las direcciones X, Y y Z
corresponden respectivamente a las direcciones longitudinal,
transversal y altura, para la aeronave y para el motor 2 a la
vez.
Se ha de precisar que el eje longitudinal 5 del
motor 2 deben entenderse como el eje longitudinal del cárter motor,
y no el eje longitudinal de su hélice propulsora 7.
Por otra parte, los términos "delantero" y
"trasero" deben ser considerados con relación a una dirección
de avance de la aeronave tomada según el empuje ejercido por los
motores 2, estando esta dirección representada esquemáticamente
mediante la flecha 6.
En la Figura 1 se puede ver que sólo se ha
representado una estructura rígida 8 del dispositivo de anclaje 1,
acompañada de medios de anclaje 10 de esta estructura rígida 8 bajo
el plano de sustentación 4 de la aeronave, perteneciendo estos
medios 10 naturalmente al dispositivo de anclaje 1. Los otros
elementos, no representados, constitutivos de este dispositivo 1,
de tipo estructura secundaria que asegura la segregación y el
mantenimiento de los sistemas soportando los carenados
aerodinámicos, son elementos convencionales o similares a los
encontrados en la técnica anterior, y conocidos por los expertos en
la materia. Por consiguiente, no se va a realizar una descripción
detallada de los mismos.
De igual manera, al ser la estructura rígida 8
similar a las encontradas en los dispositivos de la técnica
anterior, y al presentar en cualquier caso una concepción específica
y diferente en función de la naturaleza del motor que debe
suspender, no va a ser descrita de forma más detallada.
Por el contrario, los medios de anclaje 10,
situados globalmente hacia la parte trasera de la estructura rígida
8, y de forma más precisa a nivel de un cajón 12 bajo ala en el caso
representado de una estructura rígida de un
turbo-propulsor, son específicos de la presente
invención, y por tanto van a ser presentados de forma detallada en
lo que sigue.
De forma general, los medios de fijación 10
están constituidos por una fijación delantera 14, una fijación
intermedia 15, así como una fijación trasera 16, estando la fijación
intermedia 15 situada entre las fijaciones delantera y trasera 14,
16. Como se expondrá con mayor detalle en lo que sigue, la fijación
delantera 14 conecta un larguero superior 18 del cajón bajo ala 12
de la estructura rígida 8, a un larguero vertical delantero 20 que
forma parte integral de la estructura del ala 4, y que se extiende
sensiblemente según la dirección principal longitudinal (no
representada) de esta misma ala 4. La fijación intermedia 15 conecta
igualmente el larguero superior 18 del cajón bajo ala 12 con el
larguero vertical delantero 20 del ala 4.
Por otra pare, la fijación trasera 16 conecta un
extremo trasero del larguero superior 18 del cajón bajo ala 12 a
una nervadura horizontal (no representada) sensiblemente
perpendicular a un larguero principal del plano de sustentación (no
representado) que forma parte integral de la estructura del ala
4.
Según puede apreciarse en la Figura 1, la
fijación delantera 14 está compuesta, de hecho, por dos
semi-fijaciones 14a y 14b, sensiblemente idénticas,
dispuestas a uno y otro lado de un plano vertical (no representado)
que pasa por el eje longitudinal 5 del motor, y dispuestas con
preferencia simétricamente con relación a este mismo plano. Por
esta razón, sólo una de las dos semi-fijaciones 14a,
14b va a ser detallada en lo que sigue.
Con referencia más específica a la Figura 2, se
aprecia que la semi-fijación 14a incluye, en
principio, un herraje 24, con preferencia doble, y solidario con el
larguero 18 del cajón bajo ala 12. Este herraje 24 se extiende en
un plano vertical orientado según la dirección longitudinal X, a
saber según un plano XZ, casi en la prolongación de un flanco
lateral 26 del cajón bajo ala 12. Además, está perforado mediante
dos orificios pasantes 28 (siendo visible sólo uno en la Figura 2),
orientados según la dirección transversal Y de la aeronave.
Dos argollas triangulares 30 y 32, con
preferencia idénticas y que adoptan globalmente la forma general de
un triángulo equilátero, están dispuestas respectivamente a uno y
otro lado de este herraje 24, al igual que en los planos XZ. De
este modo, la argolla exterior 30 y la argolla interior 32, forman
en conjunto un par de argollas triangulares 34, cuyas argollas 30,
32 son paralelas entre sí. A este efecto, es preciso que el par de
argollas triangulares 34 pueda ser realizado igualmente con la ayuda
de argollas dobles, sin apartarse del alcance de la invención. En
tal caso, el par de argollas 34 incluirá entonces cuatro argollas
idénticas repartidas en dos conjuntos de dos argollas triangulares
superpuestas, respectivamente dispuestas a cada lado del herraje
24.
En un primer modo de realización preferida de la
presente invención, la argolla exterior 30 está dispuesta de modo
que una de sus bases 30a es la que está montada en el herraje 24,
estando esta base 30a orientada sensiblemente según la dirección
longitudinal X. De esta manera, se puede comprender que la argolla
30 esté colocada de modo que se extiende verticalmente hacia arriba
según la dirección Z, desde su base 30a, hacia un vértice 30b
opuesto a esta base 30a.
De este modo, en las proximidades de cada uno de
los dos vértices (no referenciados) asociados a esta base 30a, se
ha realizado un orificio pasante 36, orientado según la dirección
transversal Y. De igual manera, la argolla interior 32 está
dispuesta de modo idéntico al de la argolla exterior 30, es decir,
una de sus bases 32a está montada en el herraje 24, y esta base 32a
está orientada sensiblemente según la dirección longitudinal X. Por
consiguiente, también en este caso, se ha realizado un orificio
pasante 38 orientado según la dirección transversal Y, en las
proximidades de los dos vértices (no referenciados) asociados a esta
base 32a.
Para asegurar la unión entre el par de argollas
34 y el herraje 24, la semi-fijación 14a incluye
también dos ejes 40 y 42 orientados según la dirección transversal
Y, y dispuestos en un mismo plano horizontal XY. En efecto, el eje
delantero 40, con preferencia doble como se ha representado en la
Figura 2, atraviesa sucesivamente uno de los dos orificios pasantes
36 de la argolla triangular exterior 30, uno de los dos orificios
pasantes 28 practicados en el herraje 24, así como uno de los dos
orificios pasantes 38 de la argolla triangular interior 32. De
manera análoga, el eje trasero 42, con preferencia igualmente doble,
atraviesa sucesivamente otro de los dos orificios pasantes 36 de la
argolla triangular exterior 30, el otro de los dos orificios
pasantes 28 practicados en el herraje 24, así como el otro de los
dos orificios pasantes 38 de la argolla triangular inte-
rior 32.
rior 32.
Por otra parte, la semi-fijación
14a está provista de otro herraje 44 orientado en un plano vertical
XZ y que adopta la forma de nervadura en la estructura de ala 4,
siendo esta nervadura 44 solidaria con el larguero 20 como aparece
claramente visible en la Figura 1. En una parte delantera inferior
de este herraje 44, orientada verticalmente según la dirección
longitudinal X, ésta se ha perforado con un orificio único pasante
46, orientado según la dirección transversal Y de la aeronave.
Para asegurar la fijación del par de argollas
triangulares 34 a este herraje 44, la argolla exterior 30 dispone
de un orificio pasante 48 orientado según la dirección transversal
Y, estando este orificio 48 practicado en las proximidades del
vértice 38b opuesto a la base 30a mencionada anteriormente. De forma
análoga, la argolla interior 32 dispone de un orificio pasante 50
orientado según la dirección transversal Y, estando este orificio
50 practicado en las proximidades de un vértice 32b opuesto a la
base 32a indicada anteriormente.
Con una disposición de ese tipo, un eje superior
52 orientado según la dirección transversal Y, dispuesto por encima
de los ejes 40 y 42 y siendo con preferencia doble como se ha
representado en la Figura 2, puede asegurar también la conexión
entre el par de argollas 34 y el herraje 44, atravesando
sucesivamente el orificio pasante 48 de la argolla triangular
exterior 30, el orificio pasante 46 del herraje 44, así como el
orificio pasante 50 de la argolla triangular interior 32.
Según se ha mencionado en lo que antecede, la
semi-fijación 14b no va a ser descrita con mayor
detalle, en la medida en que solamente su longitud según la
dirección X de su herraje 54 intercalado entre el larguero 20 y el
par de argollas triangulares (no referenciado), difiere respecto a
la longitud según la dirección X del herraje 44 de la
semi-fijación 14a. Bien entendido, esto se explica
en virtud del posicionamiento del larguero 20 del ala 4, que se
encuentra en un plano vertical inclinado con relación a un plano
YZ.
Haciendo ahora referencia a la Figura 3, se
aprecia que la fijación trasera 16 incluye un herraje 56 solidario
con el extremo trasero del larguero 18 del cajón bajo ala 12. Este
herraje 56 se extiende en un plano vertical orientado según la
dirección transversal Y, a saber, en un plano YZ, casi en la
prolongación de un tabique vertical trasero 58 del cajón bajo ala
12. Además, el herraje 56 presenta simetría con relación al plano
vertical que pasa por el eje longitudinal 5 del motor 2.
Este herraje 56 está perforado con un orificio
pasante 60, cortado diametralmente por el plano vertical que pasa
por el eje longitudinal 5 mencionado anteriormente, y orientado
según la dirección longitudinal X de la aeronave.
Dos argollas simples 62 y 64, con preferencia
idénticas y que adoptan en general la forma de un rectángulo con
los extremos redondeados, se han dispuesto respectivamente a uno y
otro lado de este herraje 56, asimismo en los planos YZ. De este
modo, la argolla delantera 62 y la argolla trasera 64, forman en
conjunto un par de argollas 66, en el que las argollas 62, 64 son
paralelas entre sí. A este efecto, se precisa que el par de
argollas 66 podría ser también realizado en este caso con la ayuda
de argollas dobles, sin apartarse del marco de la invención.
En las proximidades del extremo inferior (no
representado) de la argolla delantera 62, se ha realizado un
orificio pasante 68 orientado según la dirección longitudinal X. De
la misma manera, la argolla trasera 64 está dispuesta de manera
idéntica a la argolla delantera 62, a saber según la dirección
vertical Z. También en este caso, se ha practicado un orificio
pasante 70 orientado según la dirección longitudinal X, en las
proximidades del extremo inferior (no referenciado) de la argolla
trasera 64.
Para asegurar la conexión entre el par de
argollas 66 y el herraje 56, la fijación trasera 16 incluye entonces
un eje inferior 72 orientado según la dirección longitudinal X.
Este eje inferior 72, con preferencia doble como se ha representado
en la Figura 3, atraviesa entonces sucesivamente el orificio pasante
68 de la argolla delantera 62, el orificio pasante 60 practicado en
el herraje 56, así como el orificio pasante 70 de la argolla
trasera 64.
Por otra parte, la fijación trasera 16 está
provista de otro herraje 76 orientado globalmente en un plano
vertical YZ, y prolongándose hacia arriba por medio de una placa
horizontal 78, siendo esta placa 78 solidaria con la nervadura
horizontal sensiblemente perpendicular al larguero principal del ala
4. Por consiguiente, el herraje 76 traviesa un revestimiento de
intradós 22 del ala 4, o bien se vuelve sobre este mismo
revestimiento 22 en relación con su conexión a la nervadura
horizontal.
En la parte inferior, este herraje 76 está
perforado con un orificio único pasante 80, orientado según la
dirección longitudinal X de la aeronave.
Para asegurar la fijación del par de argollas 66
sobre este herraje 76, la argolla delantera 62 dispone de un
orificio pasante 82 orientado según la dirección longitudinal X,
estando este orificio 82 practicado en las proximidades de un
extremo superior (no representado) de esta argolla delantera 62. De
manera análoga, la argolla trasera 64 dispone de un orificio
pasante 84 orientado según la dirección longitudinal X, estando
este orificio 84 practicado en las proximidades del extremo superior
(no referenciado) de esta argolla trasera 64.
Con una disposición de ese tipo, un eje superior
86, dispuesto por encima del eje 72 y siendo con preferencia doble
como se ha representado en la Figura 3, puede asegurar entonces la
conexión entre el par de argollas 66 y el herraje 76, atravesando
sucesivamente el orificio pasante 82 de la argolla delantera 62, el
orificio pasante 80 del herraje 76, así como el orificio pasante 84
de la argolla trasera 64.
Haciendo ahora referencia a la Figura 4, se
puede ver que la fijación intermedia 15 incluye principalmente una
biela 88 de recuperación de los esfuerzos ejercidos según la
dirección transversal Y, estando esta biela 88 situada en un plano
vertical YZ y, con preferencia, dispuesta según esta misma dirección
transversal Y o incluso de forma ligeramente inclinada con relación
a esta dirección Y, como se ha representado en la Figura 4.
La fijación intermedia 15 está además provista
de un herraje inferior 90 solidario con el larguero 18 del cajón
bajo ala 12, siendo el herraje 90 con preferencia de doble cabeza, y
perforado por tanto con dos orificios pasantes (no referenciados)
alineados en la dirección longitudinal X. Un primer extremo 88a de
la biela 88 se encuentra así montado de forma articulada en este
herraje 90, por medio de un eje 92 orientado según la dirección
longitudinal X.
Por otra parte, la fijación intermedia 15 está
provista de un herraje superior 94 solidario con el larguero 20 de
la estructura del ala 4, siendo asimismo el herraje 94
preferentemente de doble cabeza, y por tanto perforado con dos
orificios pasantes (no referenciados) alineados en la dirección
longitudinal X. Un segundo extremo 88b de la biela 88 está entonces
montado de forma articulada sobre este herraje 94, por medio de un
eje 96 orientado según la dirección longitudinal X.
Por último, se puede prever que la biela 88 esté
atravesada sensiblemente en su centro por el plano vertical que
pasa por el eje longitudinal 5 del turbo-propulsor
2.
En la disposición isostática de la presente
invención, los esfuerzos longitudinales (empuje, inversores) son
transmitidos por la fijación delantera 14. Los esfuerzos
transversales son transmitidos por la fijación intermedia 15,
mientras que los esfuerzos según la dirección vertical pasan
simultáneamente por la fijación delantera 14 y por la fijación
trasera 16. Se aprecia que con una configuración de ese tipo, los
esfuerzos longitudinales transitan directamente por las nervaduras
44 y 54 de la estructura del ala 4, estando estas nervaduras 44 y
54 situadas en general hacia la parte trasera con relación a las
semi-fijaciones 14a, 14b.
Por otra parte, el momento según el eje
longitudinal se recupera en dirección vertical por medio de las dos
semi-fijaciones 14a, 14b de la fijación delantera
14, y el momento según el eje transversal se recupera igualmente en
dirección vertical mediante el conjunto formado por las fijaciones
delantera 14 y trasera 16. Por último, el momento según el eje
vertical se recupera en dirección longitudinal por medio de las dos
semi-fijaciones 14a, 14b de la fijación delantera
14.
Con referencia ahora a la Figura 5, se aprecia
una parte del dispositivo de anclaje 100 según un segundo modo de
realización preferido de la presente invención. Este dispositivo 100
es sensiblemente idéntico al dispositivo 1 según el primer modo de
realización descrito en lo que antecede. Por consiguiente, los
elementos que llevan las mismas referencias numéricas, corresponden
a elementos idénticos o similares.
Así, se puede ver en esta Figura 5 que el cambio
entre los dispositivos de anclaje 1 y 100 reside en la disposición
de las argollas triangulares pertenecientes a la fijación delantera
14 de los medios de anclaje 10.
Efectivamente, si el conjunto de argollas
triangulares 30 y 32 del dispositivo 1 estuvieran situadas de modo
que se extiendan verticalmente hacia arriba, desde una de sus bases
hacia el vértice opuesto a esta base, estas mismas argollas
triangulares del dispositivo 100 se extenderán asimismo en este caso
verticalmente, pero desde una de sus bases hacia el vértice opuesto
a esta base que va hacia abajo. En otras palabras, las argollas
triangulares 30, 32 de los pares de argollas 34, han sido pivotados
en 180º según la dirección transversal Y, con relación a sus
posiciones ocupadas en el primer modo de realización preferido.
Por consiguiente, según resulta claramente
visible en la Figura 5, las bases 30a y 32a de las dos
semi-fijaciones 14a, 14b de la fijación delantera
14, se han conectado a los herrajes 44 y 54 del ala 4, y los
vértices opuestos 30b y 32b se han conectado a los herrajes 24
solidarios con la estructura rígida 8.
Bien entendido, los expertos en la materia
podrán aportar diversas modificaciones en los dispositivos de
anclaje 1 y 100 que se acaban de describir únicamente a título de
ejemplos no limitativos.
Claims (13)
1. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) bajo un plano de sustentación (4) de una aeronave, incluyendo
el citado dispositivo una estructura rígida (8) y medios de anclaje
(10) de la citada estructura rígida (8) bajo el plano de
sustentación (4), incluyendo los citados medios de anclaje (10) una
fijación delantera (14), una fijación intermedia (15), así como una
fijación trasera (16), que se caracteriza porque la citada
fijación delantera (14) presenta, a uno y otro lado de un plano
vertical que pasa por un eje longitudinal (5) del motor (2), al
menos una argolla triangular (30, 32) colocada en un plano vertical
orientado según la dirección longitudinal (X) de la aeronave,
porque la citada fijación intermedia (15) comprende una biela (88)
capacitada para transferir los esfuerzos ejercidos en una dirección
transversal (Y) de la aeronave, y porque la citada fijación trasera
(16) comprende al menos una argolla (62, 64) orientada según una
dirección vertical (Z) de la aeronave.
2. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según la reivindicación 1, que se caracteriza porque la
citada fijación intermedia (15) incluye, además, un herraje inferior
(90) solidario con la estructura rígida (8), así como un herraje
superior (94) solidario con el plano de sustentación (4) de la
aeronave, y porque la citada biela (88) está montada en los dos
herrajes inferior y superior (90, 94).
3. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según la reivindicación 2, que se caracteriza porque la
citada biela (88) está montada en los dos herrajes inferior y
superior (90, 94) de forma articulada.
4. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se
caracteriza porque la citada biela (88) está dispuesta en un
plano vertical orientado según la dirección transversal (Y) de la
aeronave.
5. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según la reivindicación 4, que se caracteriza porque la
citada biela (88) está dispuesta según la dirección transversal (Y)
de la aeronave.
6. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se
caracteriza porque la citada fijación trasera (16) incluye un
par de argollas (66) orientadas según la dirección vertical (Z) de
la aeronave, y porque la citada fijación delantera (14) comprended,
a uno y otro lado del plano vertical que pasa por el eje
longitudinal (5) del motor (2), un par de argollas triangulares
(34) situadas en planos verticales orientados según la dirección
longitudinal (X) de la aerona-
ve.
ve.
7. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según la reivindicación 6, que se caracteriza porque el
citado par de argollas (66) de la fijación trasera (16) está
conectado a la estructura rígida (8) y al plano de sustentación (4)
de la aeronave por medio de ejes (72, 86) orientados según la
dirección longitudinal (X) de esta aeronave.
8. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según la reivindicación 6 o la reivindicación 7, que se
caracteriza porque cada uno de los dos pares de argollas
triangulares (34) de la fijación delantera (14) está conectado a la
estructura rígida (8) y al plano de sustentación (4) de la aeronave
por medio de ejes (40, 42, 52) orientados según la dirección
transversal (Y) de esta aeronave.
9. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según una cualquiera de las reivindicaciones 6 a 8, que se
caracteriza porque la citada fijación trasera (16) incluye
además un herraje (56) solidario con la estructura rígida (8),
conectado al citado par de argollas (66) por medio de un eje (72)
orientado según la dirección longitudinal (X) de esta aeronave, y
porque la citada fijación trasera (16) incluye igualmente un herraje
(76) solidario con el plano de sustentación (4), conectado al
citado par de argollas (66) por medio de un eje (86) orientado
según la dirección longitudinal (X) de esta aeronave.
10. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según una cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9, que se
caracteriza porque la citada fijación delantera (14) incluye
además dos herrajes (24) solidarios con la estructura rígida (8),
estando cada herraje (24) conectado a uno de los dos pares de
argollas triangulares (34) por medio de al menos un eje (40, 42)
orientado según la dirección transversal (Y) de esta aeronave, y
porque la citada fijación delantera (14) incluye igualmente dos
herrajes (44, 54) solidarios con el plano de sustentación (4),
estando cada herraje (44, 54) conectado a uno de los dos pares de
argollas triangulares (34) por medio de al menos un eje (52)
orientado según la dirección transversal (Y) de esta aeronave.
11. Dispositivo de anclaje (1, 100) de un motor
(2) según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se
caracteriza porque cada argolla triangular (30, 32) de la
primera fijación (14) se ha conectado a la estructura rígida (8) y
al plano de sustentación (4) de la aeronave con la ayuda de tres
ejes (40, 42, 52) que la atraviesan, respectivamente en las
proximidades de sus tres vértices (30b, 32b).
12. Dispositivo de anclaje (1) de un motor (2)
según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se
caracteriza porque al menos una argolla triangular (30, 32)
de la primera fijación (14) se ha conectado a la estructura rígida
(8) por una de sus bases (30a, 32a), y al plano de sustentación (4)
por el vértice (30b, 32b) opuesto a esta misma base.
13. Dispositivo de anclaje (100) de un motor
según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, que se
caracteriza porque al menos una argolla triangular (30, 32)
de la primera fijación (14) se ha conectado a la estructura rígida
(8) por uno de sus vértices (30b, 32b), y al plano de sustentación
(4) por la base (30a, 32a) opuesta a este mismo vértice.
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