ES2276247T3 - Dispositivo de anclaje trasero para motor de avion. - Google Patents

Abstract

Dispositivo de anclaje de un turbomotor (1) al mástil de un avión, que comprende un herraje superior (12) provisto de medios de fijación al mástil, sobre el cual están articuladas, por unos segundos enlaces (164, 184) de articulación, tres bielitas transversalmente al eje longitudinal del motor, una primera (16) y una segunda (18) bielitas a una y otra parte del eje del motor y una tercera bielita (17) entre ellas dos, estando a su vez las bielitas unidas al motor por unos primeros enlaces (161, 181) de articulaciones, caracterizado por el hecho de que la primera (16) y la segunda (18) bielitas comprenden cada una un tercer enlace (167, 187) en espera y son intercambiables, y porque el herraje superior (12) está formado por una viga (120) fijada rígidamente al mástil.

Description

Dispositivo de anclaje trasero para motor de avión.

La presente invención concierne a la suspensión de motores de propulsión en la estructura de un avión. En particular, concierne a una suspensión o un dispositivo de anclaje trasero que comprende unos medios que están destinados a mantener la suspensión en funcionamiento en caso de rotura accidental de una de sus piezas.

Un motor de propulsión puede montarse en diversos lugares del avión enganchándolo en un mástil que pertenece a la estructura de este último. Puede suspenderse bajo las alas, fijarse al fuselaje o montarse en el empenaje con ayuda de unos medios de anclaje. Estos medios de anclaje tienen como función asegurar la transmisión de esfuerzos mecánicos entre el motor y la estructura del avión. Las cargas a tomar en consideración están orientadas según las tres direcciones principales. En particular, éstas son el peso del motor, su empuje y las cargas aerodinámicas laterales. Las cargas a transmitir comprenden también la recuperación del par de giro alrededor del eje del motor. Además, estos medios deben absorber las deformaciones sufridas por el motor durante las diferentes fases del vuelo en razón especialmente de las variaciones dimensionales debidas a las dilataciones o contracciones térmicas.

Un modo de suspensión, por ejemplo en el caso de un turbomotor con soplante, consiste en anclar el motor en un mástil que pertenece a la estructura del ala del avión por medio de una suspensión o sujeción delantera y una suspensión o sujeción trasera. En particular, la suspensión delantera está fijada sobre el cárter exterior del soplante y la suspensión trasera lo está en el cárter de escape del flujo principal.

Según una configuración conocida, la sujeción delantera está dispuesta para asegurar la transmisión de los esfuerzos mecánicos verticales y tangenciales entre el motor y el avión. La sujeción trasera está dispuesta para asegurar el paso de los esfuerzos mecánicos siguiendo estas mismas direcciones, así como la recuperación del par motor alrededor del eje del turbomotor y la recuperación de empuje. Este último se transmite por intermedio de dos barras de recuperación de empuje ancladas, en la parte delantera, en la base del cárter del soplante a una y otra parte del eje longitudinal y, en la parte trasera, por medio de la suspensión trasera del motor.

La presente invención concierne a una sujeción dispuesta para transmitir los esfuerzos verticales y laterales entre el motor y el mástil del avión. En la configuración anteriormente mencionada se trata de la sujeción trasera.

En la patente EP 527672 de la solicitante se describe una sujeción de este tipo. Comprende tres orejetas o abrazaderas de anclaje exteriores que están realizadas de una sola pieza con la parte superior del cárter de escape del turborreactor. Estas orejetas permiten fijar el cárter de escape a los extremos inferiores de tres bielitas de suspensión cuyos extremos superiores están montados sobre una estructura de anclaje dispuesta sensiblemente en arco de círculo en un plano transversal con respecto al eje del motor. Esta estructura de anclaje comprende un herraje en el cual están ancladas las bielitas por un eje de suspensión longitudinal. Este herraje está a su vez fijado debajo del mástil por unos medios apropiados. Por su disposición, las bielitas permiten la transmisión de los esfuerzos de tracción y de compresión a lo largo de su eje. Las bielitas están fijadas en su otro extremo a unas orejetas o abrazaderas de un herraje inferior solidario del cárter de escape.

La solución presentada en esta patente recae sobre un medio que está destinado a evitar la pérdida de sustentación del motor en el caso de que se produzca una rotura mecánica al nivel de este herraje.

Los dispositivos de anclaje integran también generalmente unos medios de seguridad que están destinados a evitar el desenganche del motor, en caso de rotura, no del herraje sino de una bielita. Por ejemplo, en particular, se conocen unos medios constituidos por unos elementos que permanecen inactivos en las condiciones normales de funcionamiento del motor, es decir, cuando las piezas del dispositivo de anclaje están intactas. Cuando interviene la rotura de una de estas piezas, los medios de seguridad pasan a estar activos. Los elementos sustituyen a las piezas defectuosas del dispositivo de anclaje.

Por ejemplo, se conoce un dispositivo de sujeción, tal como el descrito en la patente US 6330995, que comprende una primera biela y una segunda biela entre los dos herrajes superior e inferior. La primera biela está montada por un enlace de rótula sobre una orejeta del motor y por dos enlaces distintos en el herraje superior, de los que uno es de rótula y el otro es axial. La segunda biela está unida a una orejeta del motor por un enlace de rótula y al herraje superior por un solo enlace de rótula en funcionamiento normal. Está previsto un segundo enlace pero, para éste, el eje de enlace está montado con holgura sobre su contraparte. Por tanto, en funcionamiento normal, este segundo enlace permanece inactivo. El dispositivo comprende una tercera biela entre los dos herrajes que permanece en espera igualmente por la presencia de holguras entre el eje de enlace y su alojamiento respectivo sobre los herrajes. En funcionamiento normal, la transmisión de los esfuerzos está asegurada por la primera de las bielas debido a sus dos puntos de enlace con el herraje superior. La segunda biela transmite los esfuerzos de tensión y de contracción debido a su montaje con un solo enlace.

En caso de ruptura de la segunda biela, los dos herrajes pivotan uno con respecto al otro alrededor de la primera biela hasta recuperar las holguras iniciales sobre la tercera biela. Esta última pasa a ser activa y sustituye a la segunda biela. En caso de rotura de la primera biela, se recuperan las holguras de la segunda biela, así como la holgura del tercer enlace de la segunda biela. Aun así, la suspensión continúa cumpliendo su función sin alteración de sus
prestaciones.

Se observa que las bielas primera y segunda tienen forma de bumerán y presentan una cierta simetría. Sin embargo, no son intercambiables, ya que uno de los ejes de la segunda biela está montado con holgura, mientras que los tres ejes están activos en la primera.

Con este tipo de disposición, se tienen que mecanizar piezas específicas. Cada biela tiene una posición única en la suspensión. Por tanto, hay tantas referencias como piezas constituyen el dispositivo de anclaje. Esto no contribuye a economías de fabricación y de gestión óptimas.

Además, las dos bielas principales son de formas casi idénticas. En el montaje, el técnico debe respetar un modo operativo muy preciso y proceder con una gran atención. No es desdeñable el riesgo de error de montar una pieza por otra.

La solicitante se ha fijado como objetivo la realización de un dispositivo de anclaje de motor en la estructura del avión cuyos riesgos de error en el montaje son reducidos.

Se ha fijado igualmente como objetivo la realización de un dispositivo que comprende piezas intercambiables. Sería así posible realizar el montaje con un número de piezas diferentes más pequeño que en las soluciones de la técnica anterior. No sólo se reduciría el riesgo de error, sino también los costes de fabricación, de mantenimiento y de gestión de stocks.

El documento EP 1 031 507 describe una suspensión de un motor en un mástil de avión. En particular, comprende un herraje superior unido por unos medios de amortiguación de los esfuerzos laterales en el mástil. Dos bielitas unen el herraje inferior al herraje superior y comprenden unos medios de recuperación de holgura.

La invención materializa estos objetivos con un dispositivo de anclaje de un turbomotor al mástil de un avión que comprende un herraje superior provisto de medios de fijación en el mástil, sobre el cual están articulados, por unos primeros enlaces de articulación, tres bielitas dispuestas en un plano transversal al eje longitudinal del motor, una primera y una segunda bielitas a una y otra parte del eje del motor y una tercera bielita entre ellas dos, estando a su vez las bielitas unidas al motor por unos segundos enlaces de articulaciones, caracterizado por el hecho de que las bielitas primera y segunda comprenden cada una un tercer enlace en espera y son intercambiables, y porque el herraje superior está formado por una viga fijada de manera rígida al mástil.

En particular, al menos uno de los dos enlaces en espera está realizado por un enlace de articulación con un eje de articulación montado con holgura en su alojamiento. En particular, cada enlace en espera es un enlace de articulación con un eje de articulación longitudinal montado con holgura en su alojamiento, siendo idénticas las dos holguras.

El tercer enlace en espera une la biela al herraje superior.

De preferencia, las bielas primera y segunda son idénticas. Así, gracias a la invención, se realiza un dispositivo de anclaje con medios de seguridad que comprenden un número reducido de piezas diferentes.

De conformidad con otra característica, los medios de enlace articulados primero y segundo comprenden un enlace de rótula que permite absorber las componentes de esfuerzos que no están orientadas perpendicularmente al eje de articulación longitudinal.

Otras características y ventajas aparecerán con la lectura de la descripción siguiente acompañada de los dibujos anexos, en los cuales:

La figura 1 representa una vista general del montaje de un motor en el mástil de un avión.

La figura 2 representa en perspectiva el dispositivo de montaje del motor conforme a la invención.

La figura 3 representa el dispositivo de la figura 2 en vista en despiece ordenado.

La figura 4 muestra frontalmente una bielita con los diferentes enlaces.

La figura 1 representa en vista trasera de tres cuartos un turborreactor 1 equipado con sus medios de anclaje en un mástil de avión que no está representado. En particular, puede tratarse del anclaje al ala de un avión. Según este modo de suspensión, el motor comprende un dispositivo de sujeción 40 en la parte delantera del motor, fijado sobre el cárter exterior del soplante. Comprende también un medio de sujeción 10 en la parte trasera, fijado al cárter de escape del flujo primario. La recuperación del empuje se asegura por dos barras 50 ancladas en la base del cárter del soplante y en la sujeción trasera.

La presente invención concierne a la sujeción trasera que se describe seguidamente en relación con las figuras 2 a 4. La sujeción 10 está compuesta de un herraje 12 superior y de tres bielas 16, 17 y 18 que unen el herraje 12 a unas orejetas o abrazaderas solidarias del cárter de escape, no representadas. Ventajosamente, estas orejetas son los componentes de un herraje inferior único. Según el modo de realización representado, las bielas son rectilíneas.

El herraje superior está constituido por una viga 120 con, aquí, cuatro alojamientos para el paso de pernos o de tornillos con los cuales se hace que el herraje sea solidario del mástil del avión de forma rígida. La viga es de forma sensiblemente rectangular; está dispuesta en sentido transversal con respecto al eje longitudinal del motor. La viga se prolonga a una y otra parte del eje del motor por dos abrazaderas 126 y 128, respectivamente, para el enlace a las bielas 16 y 18, respectivamente. Una tercera abrazadera 127 solidaria de la viga dispuesta debajo asegura el enlace con la biela 17.

El detalle de los enlaces es el siguiente. La biela 16 está unida, por ejemplo, a una abrazadera del motor por un primer enlace 161 con un eje 162. El eje 162 atraviesa las orejetas que constituyen la abrazadera del motor, así como la biela 16, y es sostenido por unos casquillos apropiados. Ventajosamente, el casquillo 163 visible en la figura 4 entre el eje 161 y la biela es de superficie exterior esférica para formar un enlace de rótula. Así, las fuerzas que se ejercen entre la biela y la abrazadera y que no están en el plano ortogonal al eje 162 no se transmiten. Este tipo de enlace es en sí bien conocido en este ámbito. El enlace de rótula presenta la particularidad de no transmitir más que los esfuerzos de tracción y de compresión por el eje 162. La rótula 163 no está representada en la figura 2.

La biela 16 está unida a la abrazadera 126 por un segundo enlace 164 que, aquí, es ventajosamente también de rótula como el primero. Comprende un eje 165 y un casquillo de superficie esférica 166 en la biela 16. El eje 165 está montado a rotación en unos alojamientos dispuestos en la abrazadera 126 por intermedio de casquillos apropiados.

Conforme a la invención, la biela 16 está unida a la abrazadera 126 por un tercer enlace de articulación 167 que está en espera. Con este término se designa un enlace que, en funcionamiento normal, permanece inactivo; no transmite ninguna fuerza. Se vuelve activo y transmite esfuerzos en caso de ruptura de piezas determinadas de la sujeción. Se realiza tal enlace, por ejemplo, por medio de un eje 168 montado con holgura radial E1 en unos alojamientos alineados sobre la biela, por una parte, y sobre la abrazadera 126, por otra parte. La holgura es suficiente para que el eje permanezca inactivo en todas las fases del
vuelo.

La biela 18 comprende, al igual que la biela 16, un primer enlace 181 de rótula y eje 182 con una abrazadera del motor. En la figura 2, la rótula no está representada. Está unida por un segundo enlace de rótula 184 y eje 185 a la abrazadera 128. Comprende igualmente un enlace en espera 187 con la abrazadera 128. Este enlace se realiza de preferencia como en la abrazadera 126 por medio de un eje 188 montado con una holgura radial definida E2 en unos alojamientos alineados sobre la abrazadera y la biela.

Ventajosamente, las holguras E1 y E3 son idénticas. Además, debido a la simetría de la estructura y de los medios que constituyen la sujeción, las dos bielas tienen de preferencia la misma forma y son intercambiables. Éstas son ventajosamente rectilíneas.

Una tercera biela 17 dispuesta entre las dos primeras, comprende un primer medio de enlace 171 con una abrazadera solidaria del motor. El eje 172 atraviesa la biela y las orejetas de la abrazadera según una dirección longitudinal con respecto al motor. Un segundo medio de enlace 173 está constituido por un eje 175 que atraviesa la biela 17 y la abrazadera 127 sobre el herraje superior 12.

Se describe seguidamente el modo de funcionamiento del dispositivo que acaba de describirse.

En funcionamiento normal, los esfuerzos situados en el plano perpendicular al eje del motor, es decir, los esfuerzos que tienen una componente vertical y/o lateral, son transmitidos del motor al mástil por el herraje inferior, los primeros y los segundos medios de enlace y el herraje superior. Las dos bielitas 16 y 18 presentan una inclinación simétrica con respecto a la dirección vertical que pasa por el eje del motor. Éstas están dispuestas en trapecio. Estas dos bielas transmiten, por ejemplo a la estructura del avión, el peso del motor y los esfuerzos laterales a los cuales se somete éste durante el vuelo. Los dos enlaces en espera 167 y 187 están inactivos. Debido a las holguras E1 y E2 no es transmitida ninguna fuerza por estos enlaces cualquiera que sea la fase del vuelo.

La tercera biela presenta una inclinación con respecto a la horizontal. Ésta está dispuesta cerca del plano vertical que pasa por el eje del motor, y transmite a la estructura portante el par ejercido por el cárter debido a la rotación del motor.

En la hipótesis de que, por ejemplo, la biela 16 llegara a romperse, se produciría una basculación entre los dos herrajes alrededor de la biela 18 hasta que la holgura radial del tercer enlace 187 haya desparecido. Este desplazamiento se produciría también en el caso de fallo de otra pieza situada en la trayectoria de los esfuerzos que pasan por la biela 16, tal como la viga del herraje superior, una orejeta de la abrazadera 146 o bien un enlace de rótula.

El enlace entre los dos herrajes pasa entonces a ser rígido. Este enlace asegura la transmisión a la vez de los esfuerzos verticales y/o laterales y también el par debido a la rotación del motor.

En la hipótesis de que la biela 18 llegue a romperse, la transmisión de los esfuerzos mecánicos se asegura por el conjunto rígido entonces formado por las bielas 16 y 17.

En la hipótesis de que sea la biela 17 la que se rompa y si las holguras E1 y E2 son idénticas, las dos holguras son recuperadas de la misma forma y el enlace asegurado por las dos bielas 16 y 18 pasa a ser rígido. Para tener en cuenta esta hipótesis de rotura se puede prever también que las dos holguras sean diferentes, privilegiando así el paso de los esfuerzos mecánicos por una de las dos bielas.

Claims (6)

1. Dispositivo de anclaje de un turbomotor (1) al mástil de un avión, que comprende un herraje superior (12) provisto de medios de fijación al mástil, sobre el cual están articuladas, por unos segundos enlaces (164, 184) de articulación, tres bielitas transversalmente al eje longitudinal del motor, una primera (16) y una segunda (18) bielitas a una y otra parte del eje del motor y una tercera bielita (17) entre ellas dos, estando a su vez las bielitas unidas al motor por unos primeros enlaces (161, 181) de articulaciones, caracterizado por el hecho de que la primera (16) y la segunda (18) bielitas comprenden cada una un tercer enlace (167, 187) en espera y son intercambiables, y porque el herraje superior (12) está formado por una viga (120) fijada rígidamente al mástil.

2. Dispositivo según la reivindicación 1, en el que al menos uno de los dos enlaces (167, 187) en espera está realizado por un enlace de articulación con un eje (168, 188) de articulación montado con holgura en su alojamiento.

3. Dispositivo según la reivindicación 2, en el que cada enlace en espera (167, 187) es un enlace de articulación con un eje de articulación montado con holgura en su alojamiento.

4. Dispositivo según una de las reivindicaciones 1 a 3, en el que el tercer enlace (167, 187) en espera une la biela al herraje superior.

5. Dispositivo según una de las reivindicaciones anteriores, en el que las bielitas primera y segunda (16, 18) son de formas idénticas.

6. Dispositivo según una de las reivindicaciones anteriores, que forma la sujeción trasera (10) en un sistema de montaje con sujeción delantera (40), sujeción trasera (10) y recuperación de empuje por medio de barras (50).