ES2281057T3 - Plataforma para aeronave. - Google Patents
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Abstract
Plataforma (4) para aeronave, comprendiendo dicha plataforma una pluralidad de largueros (14) que se extienden según una dirección longitudinal (X) de la aeronave así como una pluralidad de travesaños (16) ensamblados a dichos largueros (14) y que se extienden según una dirección transversal (Y) de la aeronave, comprendiendo dicha plataforma (4) igualmente unos medios (64) de fijación que permiten su ensamblaje en unos bastidores (7a) de fuselaje, comprendiendo dichos medios (64) de fijación una pluralidad de articulaciones (66) cada una enlazada a un extremo de uno de dichos travesaños (16), y que posibilitan una rotación alrededor de la dirección longitudinal (X), caracterizada porque cada articulación (66) comprende un pivote (74) destinado a estar fijado en un bastidor (7a) de fuselaje, estando alojado dicho pivote (74) en un hueco (69) practicado en un elemento (68) de enlace que pertenece igualmente a dicha articulación (66), estando enlazado solidariamente dicho elemento (68) de enlace a un extremo de uno de dichos travesaños (16).
Description
Plataforma para aeronave.
La presente invención se refiere de manera
general a una plataforma para aeronave, y más particularmente a una
plataforma de cabina de mando que incorpora particularmente una
pluralidad de largueros ensamblados en una pluralidad de
travesaños.
No obstante, la presente invención puede
igualmente aplicarse a cualquier otra plataforma de la aeronave,
tal como la plataforma de cabina.
De forma conocida, la plataforma de cabina de
mando de una aeronave presenta una forma adaptada al estrechamiento
del fuselaje encontrado en esta parte de la aeronave, en el sentido
de que su anchura disminuye al ir hacia la parte delantera.
Adicionalmente, este tipo de plataforma se puede
extender hacia la parte trasera hasta una porción de la cabina de
la aeronave, y más generalmente constituye la plataforma de toda la
parte de morro de la aeronave.
Tales plataformas están concebidas entonces para
responder a varias necesidades específicas, tales como por ejemplo
la necesidad de presentar aberturas para la integración de las
palancas de mando y de la consola central de la cabina de mando,
permitir el paso de los ocupantes de la aeronave, posibilitar la
instalación de equipamientos diversos tales como muebles eléctricos
o asientos, asegurar la recogida de los esfuerzos mecánicos
encontrados en caso de aterrizaje forzoso de la aeronave, o incluso
aislar electromagnéticamente la porción inferior de la parte
superior de esta aeronave.
De la técnica anterior como por ejemplo del
documento US-A-4674712, que muestra
todas las características del preámbulo de la reivindicación
independiente, se conocen plataformas de cabina de mando que
integran largueros y travesaños metálicos, por ejemplo hechos de
aluminio o de una de sus aleaciones, de manera que ofrecen una
buena rigidez mecánica. Además, la rigidez global de tal plataforma
está reforzada por la presencia de cajas obtenidas por la adjunción
de chapas metálicas superior y/o inferior en una parte del conjunto
constituido por los largueros y los travesaños.
A este respecto, hay que señalar que las cajas
situadas en los extremos laterales de la plataforma sirven
igualmente de medios de fijación de esta plataforma en los
bastidores y paneles de fuselaje de la cabina de mando. Por otra
parte, las partes del conjunto no hechas caja están recubiertas por
un revestimiento superior de tipo intercalado de nido de abeja, que
permite particularmente a los ocupantes de la aeronave poder pasar
por la plataforma.
En este tipo de realización de la técnica
anterior, se han descubierto diversos inconvenientes importantes
que provienen de la utilización de cajas para asegurar la fijación
de la plataforma en el fuselaje de la aeronave.
En primer lugar, hay que señalar que las uniones
mecánicas realizadas entre estos travesaños y los bastidores de
fuselaje son de tipo de encastre, lo que tiene como consecuencia
introducir un momento importante alrededor de la dirección
longitudinal de la aeronave en los travesaños de la plataforma,
principalmente durante las fases de presurización de la aeronave.
La aparición de este momento necesita entonces prever una unión
mecánica extremadamente rígida, que se realiza generalmente con
ayuda de una multitud de remaches o de tornillos, y que es
restrictivo en términos de tiempo y de costes de montaje.
Adicionalmente, esta tensión muy local de esfuerzos a recoger lleva
igualmente a sobredimensionar localmente los travesaños de la
plataforma. Puede ser necesario, por otro lado, efectuar una
recalibración de los travesaños para recoger los juegos que vienen
de las dispersiones de producción.
Además, el ensamblaje de los travesaños en los
bastidores de fuselaje es largo y pesado de poner en marcha, ya que
es necesario prever un gran número de fijaciones.
En definitiva, se indica que, si no se efectúa
una recalibración, el ensamblaje de los travesaños en los bastidores
de fuselaje hace aparecer pretensiones nefastas en términos de
fatiga.
Naturalmente, estos inconvenientes se encuentran
de forma idéntica o similar con las otras plataformas de la
aeronave, como la plataforma de cabina.
La invención tiene, por lo tanto, por finalidad
proponer una plataforma para aeronave, remediando esta plataforma
al menos parcialmente los inconvenientes mencionados antes relativos
a las realizaciones de la técnica anterior.
Para hacer esto, la invención tiene por objeto
una plataforma para aeronave, preferentemente una plataforma de
cabina de mando, comprendiendo esta plataforma una pluralidad de
largueros que se extienden según una dirección longitudinal de la
aeronave así como una pluralidad de travesaños ensamblados a estos
largueros y que se extienden según una dirección transversal de la
aeronave, comprendiendo la plataforma igualmente unos medios de
fijación que permiten su ensamblaje en unos bastidores de fuselaje.
Según la invención, los medios de fijación comprenden una
pluralidad de articulaciones enlazada cada una a un extremo de uno
de los travesaños, y que permite una rotación alrededor de la
dirección longitudinal de la aeronave. Adicionalmente, cada
articulación comprende un pivote destinado a ser fijado a un
bastidor de fuselaje, estando el pivote alojado en un hueco
practicado en un elemento de enlace que pertenece igualmente a esta
articulación, estando este elemento de enlace enlazado
solidariamente a un extremo de uno de los travesaños.
Ventajosamente, la presencia de tal articulación
entre un travesaño y un bastidor de fuselaje asociado permite
beneficiarse de un verdadero grado de libertad entre estos dos
elementos, lo que tiene como consecuencia suprimir enteramente el
momento según la dirección longitudinal encontrado en las
realizaciones de la técnica anterior.
Por esto, se puede reducir el dimensionamiento
de los travesaños, y el montaje de la articulación en su bastidor
de fuselaje correspondiente puede ser efectuado de manera
relativamente rápida. En efecto, como ya no existe la tensión de
recogida de esfuerzos unidos al momento según la dirección
longitudinal de la aeronave, el número de fijaciones necesario en
el ensamblaje de la articulación en el bastidor se disminuye, por
consiguiente, considerablemente con respecto al requerido para
ensamblar mediante encastre las cajas de la técnica anterior.
En definitiva, el ensamblaje de las
articulaciones en los bastidores de fuselaje procura la ventaja de
disminuir fuertemente las pretensiones introducidas en el conjunto
durante el montaje, y permite, por lo tanto, una mejor resistencia
a la fatiga.
De manera preferente, el pivote dispone de una
pluralidad de orificios que lo atraviesan orientados según la
dirección longitudinal de la aeronave, que permite el ensamblaje de
este pivote en su bastidor de fuselaje asociado, preferentemente
con ayuda de remaches.
Preferentemente, el pivote presenta un collar de
tope que permite oponerse al desplazamiento del elemento de enlace
en la dirección longitudinal de la aeronave.
Siempre de manera preferente, la plataforma es
tal que una articulación está prevista en cada uno de los dos
extremos de cada travesaño de esta plataforma.
Se puede prever que los largueros y los
travesaños, que forman conjuntamente una estructura primaria de
plataforma, estén todos hechos de material compuesto.
Ventajosamente, eso permite obtener una reducción significativa de
la masa global de esta plataforma. A título indicativo, la reducción
de masa observada puede ir más allá del 20% con respecto a las
soluciones clásicas de la técnica anterior que utilizan materiales
metálicos.
Por otro lado, los travesaños y los largueros de
material compuesto ventajosamente ya no se someten a los riesgos de
corrosión encontrados anteriormente.
En definitiva, hay que señalar que el tipo de
material utilizado en la plataforma según la invención es compatible
con el conjunto de las necesidades específicas mencionadas
anteriormente, particularmente en lo que concierne a la recogida de
los esfuerzos mecánicos en caso de aterrizaje forzoso de la
aeronave.
Preferentemente, los largueros y los travesaños
están hechos de un material compuesto a base de fibras de carbono
impregnadas de resina. Esta resina es preferentemente una resina
termoplástica, tal como la resina PEEK, PEKK, PPS, etc.
Aunque se prefiera la resina PEEK por los altos
rendimientos mecánicos que es capaz de procurar, podrían utilizarse
otros tipos de resina termoplástica, tal como la resina llamada PPS
mencionada antes y obtenida por polimerización del sulfuro de
fenileno. Además, podrían utilizarse igualmente resinas
termoendurecibles.
Otras ventajas y características de la invención
aparecerán en la descripción detallada no limitativa más
adelante.
Esta descripción se hará con respecto a los
dibujos adjuntos, entre los que:
- la figura 1 representa una vista parcialmente
en despiece ordenado, en perspectiva, de una parte de morro de una
aeronave, comprendiendo esta última una plataforma de cabina de
mando según un modo de realización preferido de la presente
invención;
- la figura 2 representa una vista en
perspectiva de la estructura primaria de la plataforma de cabina de
mando representada en la figura 1;
- la figura 3 representa una vista parcial y
ampliada en perspectiva de la figura 2, que muestra más
particularmente el ensamblaje entre las secciones de larguero y los
travesaños;
- la figura 4 representa una vista parcial en
perspectiva de la plataforma de cabina de mando mostrada en la
figura 1, estando representada dicha plataforma sin su panel;
- la figura 5 representa una vista en
perspectiva de la plataforma de cabina de mando mostrada en la
figura 1, que corresponde a la plataforma representada en la figura
4 en la cual se ha ensamblado un panel superior así como unos
medios de fijación que permiten su ensamblaje en los bastidores de
fuselaje de la cabina de mando;
- la figura 6 representa una vista en
perspectiva parcialmente en despiece ordenado que muestra más
específicamente una articulación que pertenece a los medios de
fijación mostrados en la figura 5; y
- la figura 7 representa una vista en corte
tomada según el plano P de la figura 6.
Con referencia a la figura 1, se representa
parcialmente la parte delantera de una aeronave 1, y más
precisamente la parte 2 de morro de esta aeronave, que comprende
una plataforma 4 de cabina de mando según un modo de realización
preferido de la presente invención.
En toda la descripción que va a seguir, por
convenio, la dirección longitudinal 1 de la aeronave se llama X, la
dirección orientada transversalmente con respecto a la aeronave Y, y
la dirección vertical Z, siendo estas tres direcciones ortogonales
entre ellas.
Por otra parte, los términos "delante" y
"detrás" se deben considerar con respecto a una dirección de
avance de la aeronave encontrada a continuación del empuje ejercido
por los motores de la aeronave, estando representada esta dirección
esquemáticamente por la flecha 6.
Como se puede ver en la figura 1, la plataforma
4 de cabina de mando se extiende en un plano XY a lo largo de casi
toda la parte 2 de morro de la aeronave, y está montada en un
fuselaje 7 de ésta. Como se aclarará de forma detallada
posteriormente, la plataforma 4 de cabina de mando está montada en
unos bastidores 7a de fuselaje del fuselaje 7, estando espaciados
estos bastidores 7a unos de otros en la dirección X de la aeronave,
y repartidos por ambas partes de la plataforma 4 en la dirección
Y.
Adicionalmente, la plataforma 4 dispone de una
forma que se estrecha en la dirección Y cuando va hacia la parte
delantera, debido al estrechamiento del fuselaje 7 en esta misma
dirección.
Por otra parte, la parte 2 de morro puede
comprender un espacio delantero 8 de puesto de mando así como un
espacio trasero 10 de cabina, estando estos dos espacios 8, 10
habitualmente separados por un tabique (no representado). De forma
más general, la parte de morro de una aeronave y la plataforma de
cabina de mando se extienden sobre aproximadamente el 10% de la
longitud total de esta aeronave según la dirección X, es decir,
varios metros, y por ejemplo de tres a cinco metros. A título de
ejemplo ilustrativo, cuando la aeronave está esencialmente
destinada a transportar flete y/o equipamiento militar, su parte de
morro está delimitada hacia la parte trasera por una zona destinada
al almacenamiento de los elementos que acaban de ser
mencionados.
Como está representado, la plataforma 4 de
cabina de mando puede eventualmente estar concebida en dos partes
distintas destinadas a ser ensambladas mecánicamente, situándose la
separación entre una parte delantera 4a y una parte trasera 4b de
la plataforma por ejemplo al nivel del tabique que separa el espacio
delantero 8 de puesto de mando y el espacio trasero 10 de cabina.
Sin embargo, para facilitar la comprensión de la invención, se
considerará en el resto de la descripción que la plataforma 4 de
cabina de mando forma un elemento único que se extiende casi desde
una punta a la otra de la parte 2 de morro de la aeronave.
Con referencia ahora a la figura 2, se ve una
estructura primaria o principal 12 de la plataforma 4 mostrada en
la figura 1, estando formada esta estructura primaria 12 por un
ensamblaje entre una pluralidad de largueros 14 que se extienden
según la dirección X, y una pluralidad de travesaños 16 que se
extienden según la dirección Y de la aeronave. Se precisa que esta
estructura primaria 12 asegura una parte importante de la rigidez
global de la plataforma 4 de cabina de mando.
Los largueros 14, previstos en número de seis
por ejemplo, están hechos cada uno de un material compuesto,
preferentemente de un material compuesto termoplástico obtenido con
ayuda de pliegos de fibras de carbono impregnados de resina PEEK,
PEKK o PPS.
Cada larguero 14 presenta entonces
preferentemente una sección transversal en forma de C similar a una
forma de U inclinada 90º, que es particularmente fácil de obtener
con ayuda de una prensa de estampado, permitiendo esta última
igualmente disponer fácilmente de una C cuyas ramas superior e
inferior así como la base de la C presenten casi el mismo grosor,
por ejemplo comprendido entre 2 y 5 mm.
De manera análoga, los travesaños 16, previstos
en número de siete por ejemplo, están cada uno igualmente hechos de
un material compuesto, preferentemente de un material compuesto
termoplástico obtenido con ayuda de pliegos de fibras de carbono
impregnados de resina PEEK, PEKK o PPS.
Cada travesaño 16 presenta entonces también
preferentemente una sección transversal en forma de C similar a una
forma de U inclinada 90º, y cuyas ramas superior e inferior así como
la base de la C presentan casi el mismo grosor, por ejemplo
comprendido entre 2 y 5 mm.
Preferentemente, cada travesaño 16 está hecho en
una sola pieza y se extiende en la dirección Y sobre toda la
anchura de la estructura primaria 12. En cambio, cada larguero 14 se
compone de hecho de varias secciones 14a de larguero y se extiende
en la dirección X sobre toda la longitud de la estructura primaria
12.
Más precisamente, cada sección 14a de larguero
de un larguero 14 dado se posiciona entre dos travesaños 16
directamente consecutivos en la dirección X, y dispone de dos
extremos ensamblados rígidamente respectivamente a estos dos mismos
travesaños 16 directamente consecutivos.
A este respecto, hay que señalar que la ventaja
de tal configuración reside en el hecho de que las ramas o patas
superiores de las secciones 14a de larguero y de los travesaños 16
están dispuestas en un mismo plano XY, permitiendo estas ramas
superiores de C por consiguiente formar conjuntamente una superficie
superior plana de la estructura primaria 12.
La figura 3 muestra a título indicativo que las
secciones 14a de larguero están ensambladas a los travesaños 16 a
través de elementos 20 de unión, que están hechos cada uno
igualmente de un material compuesto, preferentemente de un material
compuesto termoplástico obtenido con ayuda de pliegos de fibras de
carbono impregnados de resina PEEK, PEKK o PPS.
Globalmente, cada elemento 20 de unión está
constituido por tres caras planas que forman juntas una esquina de
cofre. En otras palabras, un elemento 20 comprende una primera cara
plana 32 que está orientada según un plano XZ, una segunda cara
plana 34 que está orientada según un plano YZ, así como una tercera
cara plana 36 que está orientada según un plano XY, disponiendo
cada una de estas tres caras de dos aristas de unión (no
referenciadas) que aseguran respectivamente la unión con las otras
dos caras. Adicionalmente, las tres caras 32, 34, 36 disponen
preferentemente de un mismo grosor, y se vuelven a juntar todas en
una zona 37 casi redondeada.
Con referencia ahora a la figura 4, se ve una
parte de la plataforma 4 de cabina de mando, comprendiendo esta
plataforma 4 la estructura primaria 12 en la que se han ensamblado
largueros periféricos 42, siendo estos últimos idénticos o
similares a las secciones 14a de larguero de la estructura primaria
12. Como se puede percibir claramente en la figura 4, los largueros
periféricos 42 permiten unir entre ellos y de dos en dos los
extremos de los travesaños 16 de la estructura primaria 12.
A título de ejemplo ilustrativo, hay que señalar
que la plataforma 4 está igualmente equipada con un pequeño
larguero 44 situado en la parte trasera de la estructura primaria
12, y que define con un travesaño trasero 16 un entrante 46 en la
estructura 12, estando adaptado este entrante 46 para alojar una
escalera (no representada) cuyo paso superior estará situado cerca
del pequeño larguero 44.
Por otra parte, unos largueros secundarios
delanteros 48, 49 preferentemente previstos en número de cuatro y
hechos de un material compuesto termoplástico obtenido con ayuda de
resina PEEK, PEKK o PPS y de pliegos de fibras de carbono, están
solidarizados al travesaño 16 más delantero de la estructura
primaria 12.
Los dos largueros secundarios 48 situados más al
centro delimitan conjuntamente un espacio 50 para recibir una
consola central de la cabina de mando (no representada), y cada uno
puede estar situado en la prolongación de un larguero 14 de la
estructura 12. Adicionalmente, pueden estar unidos uno a otro por la
parte delantera a través de un pequeño travesaño 51 que puede
igualmente soportar la consola
central.
central.
Por otra parte, los dos largueros secundarios 49
situados lateralmente delimitan cada uno con uno de los dos
largueros secundarios 48 un espacio 52 para recibir unas palancas de
mando (no representadas), de manera que los dos espacios 52
obtenidos se sitúan a ambas partes del espacio 50 en la dirección
transversal Y de la aeronave.
La plataforma 4 de cabina de mando presenta
además elementos rigidizadores 54, que se extienden preferentemente
según la dirección Y, entre los travesaños 16 de la estructura
primaria 12. A título indicativo, los elementos rigidizadores 54
están hechos de un material compuesto, preferentemente de un
material compuesto termoplástico obtenido con ayuda de resina PEEK,
PEKK o PPS y de pliegos de fibras de carbono, y están previstos por
ejemplo en un número comprendido entre dos y cinco, entre dos
travesaños 16 directamente consecutivos en la dirección X.
Las partes superiores de los elementos
rigidizadores 54 definen conjuntamente una superficie superior que
se confunde con la superficie superior de la estructura primaria 12,
en la que va a reposar un panel 62 tal como el representado en la
figura 5.
Este panel 62 está ensamblado rígidamente en los
largueros 14, los travesaños 16, así como en los elementos
rigidizadores 54. A este respecto, se precisa que estos elementos 54
se ensamblan preferentemente en una superficie inferior del panel
62, por ejemplo mediante remachado, antes de que la superficie
inferior de este panel 62 sea ensamblada en las ramas superiores de
los largueros 14 y de los travesaños 16.
Aún así, el panel 62 está hecho preferentemente
de un material compuesto según un grosor casi constante, y
preferentemente de un material compuesto termoplástico obtenido con
ayuda de resina PEEK, PEKK o PPS y de pliegos de fibras de
carbono.
En la figura 5, al no estar recubierta la
estructura primaria 12 por un panel inferior, hay que considerar
por lo tanto que el panel superior 62 forma únicamente semicajas con
los largueros 14 y los travesaños 16.
Siempre con referencia a esta figura 5, se puede
ver que la plataforma 4 está equipada con medios 64 de fijación que
permiten su ensamblaje en los bastidores 7a de fuselaje indicados
anteriormente.
Globalmente, los medios 64 de fijación están
compuestos de una pluralidad de articulaciones 66, estando montada
cada una de estas articulaciones en un extremo de uno de los
travesaños 16, de manera que puede ser fijada en un bastidor 7a de
fuselaje situado cerca. Más precisamente, cada travesaño 16 de la
plataforma 4 lleva dos articulaciones 66 respectivamente dispuestas
en sus dos extremos. No obstante, se precisa que en el modo de
realización preferido representado, el travesaño 16 más atrasado
constituye una excepción, ya que no dispone más que de una única
articulación 66 a causa de su dimensión reducida en la dirección Y.
En efecto, solo uno de los dos extremos está destinado a situarse
enfrente y cerca de un bastidor 7a del fuselaje 7, participando el
otro extremo en cuanto a ello en delimitar el entrante 46.
La figura 6 muestra una articulación 66
cualquiera que pertenece a los medios 64 de fijación representados
en la figura 5, cuando esta articulación 66 está montada en su
bastidor asociado 7a de fuselaje.
La articulación 66 presenta un elemento 68 de
enlace enlazado solidariamente al extremo del travesaño 16,
preferentemente por remachado o por soldadura. Este elemento 68 de
enlace, que puede ser metálico y que se encuentra dispuesto
globalmente en un plano YZ, comprende un primer extremo 68a
solidario al travesaño 16, así como un segundo extremo 68b (o
manto) opuesto al primer extremo 68a, con respecto a la dirección Y.
Este segundo extremo 68b forma por lo tanto un saliente del
travesaño 16 en la dirección Y, y comprende un hueco (u orificio)
circular 69 de eje 72 paralelo a la dirección X, que es
preferentemente pasante.
En una forma alternativa de realización, el
elemento 68 de enlace puede estar integrado directamente en el
travesaño 16 durante la fabricación de éste. En este caso, se hace
del mismo material que el del travesaño 16, a saber, metálico o de
material compuesto.
La articulación 66 comprende un segundo elemento
74 que se añade al elemento 68 de enlace, presentando este segundo
elemento 74, llamado pivote, el mismo eje 72 que el del hueco
circular 69. Este segundo elemento 74 está adaptado entonces para
venir a ajustarse y alojarse en el hueco 69, como lo muestra
esquemáticamente la vista en despiece ordenado de la figura 6. Este
pivote 74 presenta una porción central 76 orientada según un plano
YZ, y que está en contacto plano con una pared lateral del bastidor
7a de fuselaje.
La porción central 76 está provista de agujeros
pasantes 80 orientados según la dirección X, estando concebidos
estos agujeros 80 para recibir unos remaches (no representados) que
aseguran la fijación del pivote 74 en el bastidor 7a, y más
específicamente en la pared lateral de este último que está
igualmente orientada según un plano YZ. Se garantiza así, mediante
la utilización de una pluralidad de remaches, que la rotación no
pueda hacerse más que entre el pivote 74 y el segundo extremo 68b
del elemento 68 de enlace.
Hay que señalar que una alternativa posible
consiste en prever que estos agujeros pasantes 80 se sustituyan por
unos agujeros piloto que permiten facilitar el posicionamiento de
los remaches que aseguran la fijación del pivote 74 en el bastidor
7a.
Ahora se va a hacer referencia a la figura 7 que
corresponde a una vista en corte tomada según un plano P de la
figura 6, siendo este plano P un plano XY que atraviesa
diametralmente el segundo elemento 74 y el segundo extremo 68b del
elemento 68.
En primer lugar, se puede percibir que el hueco
69 del segundo extremo 68b y el pivote 74 procuran un grado real de
libertad entre el travesaño 16 y el bastidor 7a, ya que estos dos
elementos 68b, 74 son susceptibles de pivotar libremente uno con
respecto al otro alrededor del eje 72 paralelo a la dirección
longitudinal X.
Para facilitar este pivotamiento y disminuir los
riesgos de endurecimiento por acritud, un anillo intermedio 82
puede ser interpuesto entre los bordes del hueco 69 y el segundo
elemento 74 de tipo pivote, y montado de forma solidaria en el
elemento 68 de enlace, por ejemplo por montaje en frío o por
encolado. Se preferirá utilizar un anillo 82 de
cobre-berilio o de bronce, si el elemento 68 de
enlace es metálico, por ejemplo de aluminio. En cambio, en caso de
que el elemento 68 de enlace sea de material compuesto, el anillo 82
estará hecho preferentemente de titanio o de acero inoxidable.
Con tal configuración, las piezas en contacto
que pueden pivotar una con respecto a la otra son entonces el
anillo intermedio 82 y una parte 84 de rodamiento del pivote 74. A
este respecto, hay que señalar que esta parte 84 de rodamiento toma
preferentemente la forma de un tubo solidarizado por uno de sus
extremos a la porción central 76, como se representa en la figura
7.
En esta misma figura, se puede ver que un collar
86 de tope está situado al nivel del otro extremo de la parte 84 de
rodamiento, teniendo por función este collar 86 casi orientado en un
plano YZ constituir un tope para el segundo extremo 68b en la
dirección X. Siempre en esta misma dirección X pero en el otro
sentido, el segundo extremo 68b se encuentra con otro tope
constituido por un calzo 88 de desgaste que se monta preferentemente
de forma encolada en la pared lateral del bastidor 7a de fuselaje,
tomando este calzo 88 por lo tanto una forma anular
preferentemente.
En definitiva, se precisa que el segundo extremo
68b está montado con un cierto juego entre el collar 86 de tope y
el calzo 88 de desgaste, con el fin evidente de asegurar una
rotación libre de la articulación 66 y de coger los juegos entre
los travesaños 16 y los bastidores 7a de fuselaje sin introducir
recalibración o pretensión. A este respecto, se precisa que las
articulaciones 66 de los medios 64 de fijación se solicitan
particularmente durante el paso de la cabina de mando de un estado
presurizado a un estado normal, e inversamente, en la medida en que
la presurización de la cabina de mando implica generalmente un
repliegue de la plataforma 4 hacia abajo.
Estas articulaciones 66 son por lo tanto capaces
de asegurar la recogida de esfuerzos que se ejercen según las
direcciones Y y Z y que transitan entre la estructura rígida 12 y
los bastidores 7a de fuselaje de la cabina de mando, obteniéndose
la recogida de esfuerzos que se ejercen según la dirección X con
ayuda de medios anexos no presentados en esta solicitud.
Por supuesto, pueden ser aportadas diversas
modificaciones por el experto en la técnica en la plataforma 4 que
acaba de ser descrita, únicamente a título de ejemplo no limitativo.
En particular, si la descripción detallada antes se hace con
referencia a una plataforma de cabina de mando, se comprende
naturalmente que la invención se aplique a toda plataforma de la
aeronave, tal como la plataforma de cabina, sin salir del alcance
de la invención.
Claims (8)
1. Plataforma (4) para aeronave, comprendiendo
dicha plataforma una pluralidad de largueros (14) que se extienden
según una dirección longitudinal (X) de la aeronave así como una
pluralidad de travesaños (16) ensamblados a dichos largueros (14) y
que se extienden según una dirección transversal (Y) de la aeronave,
comprendiendo dicha plataforma (4) igualmente unos medios (64) de
fijación que permiten su ensamblaje en unos bastidores (7a) de
fuselaje, comprendiendo dichos medios (64) de fijación una
pluralidad de articulaciones (66) cada una enlazada a un extremo de
uno de dichos travesaños (16), y que posibilitan una rotación
alrededor de la dirección longitudinal (X), caracterizada
porque cada articulación (66) comprende un pivote (74) destinado a
estar fijado en un bastidor (7a) de fuselaje, estando alojado dicho
pivote (74) en un hueco (69) practicado en un elemento (68) de
enlace que pertenece igualmente a dicha articulación (66), estando
enlazado solidariamente dicho elemento (68) de enlace a un extremo
de uno de dichos travesaños (16).
2. Plataforma (4) según la reivindicación 1,
caracterizada porque el pivote (74) dispone de una pluralidad
de agujeros pasantes (80) orientados según la dirección
longitudinal (X), que permite el ensamblaje de este pivote (74) en
su bastidor asociado (7a) de fuselaje.
3. Plataforma (4) según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 ó 2, caracterizada porque dicho pivote
(74) presenta un collar (86) de tope que permite oponerse al
desplazamiento del elemento (68) de enlace en la dirección
longitudinal (X).
4. Plataforma (4) según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizada porque una
articulación (66) está prevista en cada uno de los dos extremos de
cada uno de dichos travesaños (16).
5. Plataforma (4) según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizada porque dichos
largueros (14) y dichos travesaños (16) están hechos de material
compuesto.
6. Plataforma (4) según la reivindicación 5,
caracterizada porque dichos largueros (14) y dichos
travesaños (16) están hechos de un material compuesto
termoplástico.
7. Plataforma (4) según la reivindicación 6,
caracterizada porque el material compuesto termoplástico está
hecho con ayuda de pliegos de fibras de carbono impregnados de
resina PEEK, PEKK o PPS.
8. Plataforma (4) según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizada porque se trata
de una plataforma de cabina de mando para
aeronave.
aeronave.
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