ES2341514A1 - Configuracion estructural para el montaje de un motor sobre el fuselaje de una aeronave. - Google Patents
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Abstract
Configuración estructural para el montaje de un motor sobre la estructura de una aeronave. Configuración para el montaje de un sistema de propulsión de un motor 1 sobre el fuselaje 12 de una aeronave mediante una estructura de soporte 4 externa que conecta el motor 1 con el fuselaje 12, comprendiendo la citada estructura de soporte 4 una pluralidad de largueros 8 que se introducen en el fuselaje 12 y medios 7, 9 y 11 para unir dichos largueros 8 a la estructura interna 10 del fuselaje 12, pudiendo ser dichos medios 7, 9 y 11 amortiguadores, amortiguadores de choque o actuadores activos cuyas características se escogen de manera que los citados medios 7, 9 y 11 estén adaptados para la reducción eficiente de las cargas dinámicas internas y del acoplamiento, y para el amortiguamiento de las vibraciones continuadas en el conjunto sistema propulsor-aeronave.
Description
Configuración estructural para el montaje de un
motor sobre la estructura de una aeronave.
La presente invención se refiere a una
configuración para el montaje de la estructura de soporte del motor
de una aeronave sobre el fuselaje de la citada aeronave.
Los modernos sistemas propulsores de aeronaves
tienden a tener cada vez mayor relación de derivación de forma que
consigan las elevadas eficiencias energéticas que son deseables para
su funcionamiento. Los citados sistemas propulsores de aeronaves
pueden ser del tipo carenados (como los turboventiladores) o sin
carena (incluyendo aquí los sistemas que utilizan hélices y aquellos
genéricamente denominados UDF - motores con ventilador sin
conductos - motores de rotor abierto, turbopropulsores o motores
turbo hélices de alta velocidad).
Todos los motores modernos de alto índice de
derivación empleados en la industria aeronáutica tienen
característicamente un gran diámetro, lo cual impone restricciones
geométricas en su instalación sobre la estructura de la aeronave, en
particular cuando el sistema propulsor está montado sobre el
fuselaje, ya que se debe mantener una cierta distancia entre el
fuselaje y el carenado del motor o los extremos de las palas del
rotor abierto, dependiendo de si el sistema propulsor está carenado
o no. En el caso de motores montados sobre el fuselaje, las
consideraciones aerodinámicas favorecen un concepto de instalación
que consiste en un único apoyo o mástil trapecial que se extiende
entre el fuselaje y el motor. Se pueden encontrar ejemplos de estas
disposiciones de montajes de motores en los documentos US 2863620 y
US 4953812, los cuales presentan problemas específicos de diseño,
particularmente con respecto a las elevadas fuerzas estáticas y
dinámicas que se presentan en la unión del apoyo con el
fuselaje.
Existen soluciones conocidas en la técnica que
presentan el inconveniente de tener grandes discontinuidades
estructurales o aperturas en el fuselaje, como por ejemplo la
descrita en el documento US 5065959, que presenta una configuración
de vigas en rama o yugo que no permite el desmontaje de la
estructura soporte del motor o requiere grandes cortes en el
fuselaje para poder desmontar dicha estructura. La posibilidad de
poder desmontar la estructura de soporte del motor es altamente
deseable para poder cambiar dicha estructura soporte fácilmente en
caso de daño producido por ejemplo por fuego del motor o por impacto
accidental de objetos sobre la estructura soporte.
La presente invención está orientada a la
solución de todos estos inconvenientes.
La presente invención describe una configuración
estructural para el montaje de un sistema propulsivo en una aeronave
de manera que se reduzcan las cargas internas y la magnitud de la
respuesta dinámica de la estructura de la aeronave debidas a la
vibración continua del sistema propulsivo de la aeronave, a las
maniobras de la aeronave y a casos de carga dinámicos. La citada
configuración estructural comprende al menos un apoyo o mástil entre
el motor y el fuselaje. El citado apoyo comprende una pluralidad de
largueros, al menos tres para una configuración a prueba de fallos,
unidos a la estructura interna del fuselaje de la aeronave por medio
de una pluralidad de elementos de amortiguación.
La presente invención proporciona además medios
para unir un motor al fuselaje de una aeronave de tal forma que la
estructura de montaje del motor se pueda retirar fácilmente del
fuselaje, al tiempo que reduce la respuesta dinámica de la
configuración y las cargas estáticas en los acoplamientos gracias a
la favorable geometría de la configuración.
Otras características y ventajas de la presente
invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de
una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras
que le acompañan.
La Figura 1 representa una vista esquemática de
la configuración estructural de montaje de la estructura de soporte
del motor de una aeronave sobre el fuselaje de dicha aeronave, según
la presente invención.
La Figura 2 representa una vista en detalle y
ampliada de la configuración mostrada en la Figura 1, según la
presente invención.
La Figura 3 muestra una vista seccionada de la
configuración mostrada en la Figura 2, según la presente
invención.
La instalación de modernos motores de alto
índice de derivación, con o sin carenado, en aeronaves requiere
consideración en cuanto a las elevadas cargas introducidas en la
estructura de la aeronave debidas a la respuesta dinámica del
conjunto motor - apoyo - estructura en condiciones de vuelo normal y
de emergencia. Se ha tener también en consideración el nivel de
vibración continuada en la cabina durante el vuelo normal y también
en condiciones como las producidas en el momento y después de la
pérdida de una o más palas de rotor en vuelo. Los problemas
ocasionados por la respuesta dinámica pueden ser particularmente
severos en el caso de motores de alto índice de derivación debidos a
las elevadas fuerzas centrífugas generadas por la rotación
desequilibrada de las palas de rotor relativamente pesadas a
velocidad elevada. El desequilibrio del rotor puede estar originado
por daños en las palas por el impacto de pequeños objetos durante la
operación normal de la aeronave o, en el caso más extremo, por la
pérdida de una o más de las palas del rotor. Además, el elevado
diámetro del ventilador o del rotor abierto de los modernos motores
de alto índice de derivación requiere el uso de apoyos o mástiles de
elevada longitud para su montaje en la estructura de la aeronave, lo
cual, debido a su propia flexibilidad y a la flexibilidad del
acoplamiento, hace que el acoplamiento de montaje del motor tenga
frecuencias resonantes similares a aquéllas de la estructura de la
aeronave. El efecto de esta similitud de frecuencias naturales es
una amplificación posible y no deseable de las cargas dinámicas
debido a las maniobras normales en vuelo, a la respuesta de la
aeronave a turbulencias atmosféricas o a cargas dinámicas de
aterrizaje, entre otras condiciones dinámicas en vuelo.
La razón física de las elevadas cargas estáticas
en la interfaz es que el momento flector producido principalmente
por las fuerzas verticales sobre el centro de gravedad del motor
debe equilibrarse con una fuerza de tracción en uno de los lados del
apoyo, y con la correspondiente fuerza de compresión en el lado
opuesto. La magnitud del citado par de fuerzas es igual a la
magnitud de la fuerza vertical en el centro de gravedad del motor
multiplicada por la distancia entre el motor y el acoplamiento del
apoyo sobre el fuselaje dividida por la distancia efectiva entre los
elementos que transmiten la carga en los lados superior e inferior
del apoyo o el espesor de la estructura de soporte. En una
aplicación típica, considerando un sistema propulsor de 5000 Kg. de
peso, una distancia entre el centro de gravedad del motor y el
extremo del apoyo de 2500 mm y un espesor de apoyo de 500 mm, la
magnitud de la fuerza resultante en cada uno de los extremos del
apoyo en el punto de acoplamiento para una aceleración vertical del
fuselaje de 9 Gs., siendo éste uno de los casos de carga
correspondientes a un aterrizaje dinámico cuyo análisis es requerido
por las autoridades de certificación de aeronaves, resulta tras el
cálculo de 2.205.000 Newton en cada uno de los extremos del
apoyo.
Las fuerzas obtenidas son elevadas y requieren
un cuidadoso diseño del acoplamiento del apoyo y de la estructura
interna del fuselaje con el fin de satisfacer los requisitos de
resistencia estática con el mínimo peso y al tiempo que se
satisfacen el resto de los requerimientos de diseño, en particular
el de que exista la posibilidad de retirar el apoyo del fuselaje y
el de la tolerancia a un elevado daño estructural en el apoyo o en
su acoplamiento al fuselaje.
El cálculo anterior no contempla los efectos
dinámicos que, para el caso de motores pesados con rotores de
elevado diámetro y montados en largos apoyos supone un problema
particular debido a la elevada respuesta potencial a excitaciones
transitorias como por ejemplo aquéllas producidas por aterrizajes
dinámicos, maniobras en vuelo y turbulencia atmosférica, que pueden
aumentar en un elevado factor las cargas calculadas
estáticamente.
También se ha de considerar en el presente
concepto de instalación de un motor de aeronave la respuesta de la
estructura de la aeronave y del acoplamiento del sistema de
propulsión a la vibración continuada producida por el desequilibrio
inercial o aerodinámico de los elementos rotativos del sistema de
propulsión.
Considerando la respuesta transitoria, se puede
mostrar por un simple análisis que para un motor típico de rotor
abierto montado sobre el fuselaje posterior de una aeronave como se
describe anteriormente, en que se asume que el acoplamiento del
apoyo al fuselaje es una estructura continua y que el fuselaje y el
apoyo se han diseñado empleando buenas técnicas de diseño, las
primeras frecuencias naturales de oscilación vertical del conjunto
motor - apoyo están en el rango de 10 Hz. a 20 Hz. Los actuales
aviones de pasajeros que transportan de 100 a 200 pasajeros tienen
frecuencias naturales de sus primeros modos de vibración de
fuselaje en el rango de 2 Hz a 15 Hz. Por lo tanto, puede observarse
que, si se excitan ciertos modos del fuselaje con las
correspondientes frecuencias naturales similares a la frecuencia de
oscilación vertical del conjunto motor - apoyo, se espera una
elevada respuesta del sistema de propulsión, la cual dará lugar a
elevadas cargas en los acoplamientos. Como medida ilustrativa de
este efecto, se puede decir que un resultado bien conocido en la
teoría de los sistemas dinámicos con un grado de libertad es que si
la frecuencia de excitación es de \surd2*fn ó fn/\surd2, siendo
fn la frecuencia natural de un sistema con un grado de libertad
ligeramente amortiguado, la amplitud de la respuesta de dos veces la
amplitud de la excitación, frecuencias de excitación dentro de este
rango de frecuencias producen respuestas de aún mayor amplitud.
Considerando los rangos anteriormente mencionados de las frecuencias
naturales del fuselaje y del conjunto motor - apoyo, es claro que
los efectos de amplificación dinámica pueden aumentar muy
sustancialmente las cargas calculadas para la interfaz fuselaje -
apoyo en un caso de aterrizaje dinámico, en el cual no se han
incluido los efectos del cálculo de la respuesta dinámica.
La respuesta dinámica es de suma importancia en
el diseño global de la estructura de una aeronave, así como la
respuesta dinámica de la instalación del sistema de propulsión a la
vibración continuada inducida por las partes rotativas del sistema
de propulsión. Si el nivel de vibración no es muy pequeño se sentirá
por los pasajeros y ocasionará malestar. Los niveles moderados de
vibración continuada pueden ocasionar fallos en los sistemas de las
aeronaves y fatiga en el material de los elementos metálicos.
A elevados niveles de vibración, tales como
aquellos producidos tras la pérdida de una o más palas del
ventilador del motor o del rotor abierto, las cargas dinámicas
transitorias pueden producir fallo estructural inmediato. A elevados
niveles de vibración continuada se puede producir fallo estructural
por fatiga y/o fallos en los sistemas de control de la aeronave y/o
incluso atentar contra la habilidad de los pilotos para leer los
instrumentos en la cabina de vuelo y operar la aeronave.
Niveles de vibración bajos a moderados del
sistema de propulsión pueden tener su origen en pequeños daños al
ventilador o a las palas del rotor abierto ocasionados por el
impacto de pequeños objetos y otros daños accidentales durante la
vida operativa de la aeronave. Los citados daños a las palas pueden
causar vibraciones debidas a las fuerzas centrífugas desequilibradas
en caso de que exista pérdida de masa de las palas o debidas a
fuerzas aerodinámicas desequilibradas ocasionadas por la distorsión
de la forma de una o más palas.
Así, la presente invención consiste en una
configuración estructural de montaje de la estructura de soporte 4
de un motor 1 de alto índice de derivación o de rotor 2 abierto
sobre el fuselaje 12 de una aeronave. La estructura de soporte 4 del
motor 1 comprende una parte de estructura cerrada 6 exterior al
fuselaje 12 y dos o más largueros 8 esencialmente rectos que
penetran en el fuselaje 12 aproximadamente perpendicularmente a su
superficie exterior, conectándose a la estructura interna 10 de
dicho fuselaje 12 a través de varios amortiguadores viscosos,
soportes elásticos o actuadores. Cada uno de los largueros 8 que
penetra en el fuselaje 12 se apoya en la estructura interna 10 del
fuselaje 12 en dos elementos de conexión 11, 9 dispuestos
esencialmente sobre el eje longitudinal de dicho larguero 8, estando
estos elementos de conexión 11, 9 de un mismo larguero 8 separados
en el citado larguero 8 de tal manera que forman un apoyo efectivo
con gran brazo de palanca para reaccionar ante los momentos
mecánicos producidos por fuerzas gravitatorias e inerciales actuando
sobre el centro de gravedad del motor 1. Adicionalmente, uno o más
elementos de conexión 7 conectan la estructura cerrada 6 exterior de
soporte del motor 1 al fuselaje 12 de manera que transmiten las
fuerzas en la dirección longitudinal del avión.
De este modo, según la configuración de la
presente invención, los elementos de conexión, 7, 9 y 11, se agrupan
en elementos 9 que conectan el extremo de los largueros 8 de la
estructura cerrada 6 exterior de soporte del motor 1 con la
estructura interna 10 del fuselaje 12; elementos 11 que conectan
los mencionados largueros 8 de la estructura cerrada 6 exterior de
soporte del motor 1 en puntos de los citados largueros 8 más
cercanos al motor 1; y elementos 7 que conectan la estructura
cerrada 6 exterior de soporte del motor 1 al fuselaje 12 de manera
que transmiten las fuerzas en la dirección longitudinal del avión.
Los elementos de conexión 9 y 11 transmiten fuerzas esencialmente
perpendiculares al eje longitudinal de los largueros 8,
transmitiendo además al menos uno de los dos grupos de elementos de
conexión, 9 y 11, fuerzas esencialmente dirigidas a lo largo del eje
longitudinal de dichos largueros 8. La disposición descrita de los
elementos de conexión 7, 9 y 11 según la presente invención resulta
efectiva en la restricción de todos los grados de libertad del motor
1 relativos al avión. Los elementos de conexión 7, 9 y 11 pueden ser
ajustados de modo que en condiciones normales sólo un número
suficiente de ellos transmitan fuerzas, de manera que la conexión de
la estructura cerrada 6 exterior de soporte del motor 1 al fuselaje
12 sea estáticamente determinada, transmitiendo sólo el resto de los
elementos de conexión fuerzas en caso de fallo estructural o de
rotura de otros elementos de conexión. También existe la posibilidad
de que varios de los elementos de conexión, 7, 9 y 11, transmitan
fuerzas de manera redundante en condiciones normales lo cual
requiere que los citados elementos de conexión que conectan los
largueros 8 con la estructura interna 10 del fuselaje 12 puedan
ajustar su geometría.
Los elementos de conexión 7, 9 y 11 pueden ser
de diversos tipos de los habitualmente usados en aeronáutica,
compuestos por elastómeros, mallas metálicas, elementos de tipo
viscoelástico, elementos electrohidráulicos o de cualquier otro tipo
que permita la transmisión de las fuerzas requeridas entre los
largueros 8 y la estructura interna 10 del fuselaje 12, teniendo
estos elementos 7, 9 y 11, la rigidez y amortiguamiento
deseados.
Los elementos de conexión 7, 9 y 11 pueden ser
también activos en el sentido de que su rigidez, amortiguamiento o
alargamiento puede ser variado por un sistema de control automático
que regule estas citadas características para obtener la respuesta
dinámica deseada en cada condición de vuelo o de aterrizaje.
El uso de al menos tres largueros 8 en la
estructura de soporte 4 del motor 1 hace que el concepto de montaje
sea redundante desde un punto de vista estructural, lo cual es un
requerimiento de certificación de los aviones, particularmente en
este caso en el que la estructura de soporte 4 del motor 1, que
comprende la estructura cerrada 6 exterior y los largueros 8, y o la
estructura interna 10 y/o los elementos de conexión 9, 11 pueden ser
dañados por fragmentos del motor 1 en caso de explosión de éste.
La configuración objeto de la presente invención
tiene además como una de sus principales ventajas añadidas la de ser
fácilmente desmontable desde el exterior del avión sin necesidad de
tener grandes discontinuidades estructurales o aperturas en el
fuselaje 12. La posibilidad de poder desmontar la estructura de
soporte 4 del motor 1 es altamente deseable para poder cambiar dicha
estructura soporte 4 fácilmente en caso de daño producido por
ejemplo por fuego del motor 1 o por impacto accidental de objetos
sobre la citada estructura soporte 4.
La configuración objeto de la presente invención
tiene además una geometría tal que permite separar los puntos de
apoyo de los elementos de conexión 9, 11 de los largueros 8, como se
puede ver en la Figura 3, mucho más que en otras configuraciones
conocidas sin comprometer la capacidad de desmontaje, la rigidez de
la estructura de soporte 4 del motor 1 y evitando concentraciones de
esfuerzos en los largueros 8 al no tener cambios de dirección de las
fuerzas internas a los largueros 8, además de permitir la reducción
de las cargas internas en el fuselaje 12 transmitidas por la
estructura de soporte 4 del motor 1.
En la realización preferente que acabamos de
describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas
dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (8)
1. Configuración estructural para el montaje de
la estructura de soporte (4) de un motor (1) de aeronave sobre el
fuselaje (12) de la citada aeronave caracterizada porque la
estructura de soporte (4) del motor (1) comprende una parte de
estructura cerrada (6) exterior al fuselaje (12) y al menos dos
largueros (8) que penetran en el fuselaje (12) y que se conectan a
la estructura interna (10) de dicho fuselaje (12) a través de
elementos de conexión (9, 11), conectando los elementos (9) el
extremo de los largueros (8) con la estructura interna (10) del
fuselaje (12) y conectando los elementos (11) los citados largueros
(8) en los puntos de dichos largueros (8) más cercanos al motor
(1).
2. Configuración estructural según la
reivindicación 1 caracterizada porque los largueros (8) son
rectos y penetran en el fuselaje (12) de forma perpendicular a su
superficie exterior.
3. Configuración estructural según cualquiera de
las reivindicaciones 1-2 caracterizada porque
los elementos de conexión (9, 11) están dispuestos sobre el eje
longitudinal de un mismo larguero (8).
4. Configuración estructural según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el
número de largueros (8) es de tres, para obtener una configuración
estructural redundante y a prueba de fallos.
5. Configuración estructural según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores caracterizada porque
comprende además al menos un elemento de conexión (7) adicional que
conecta la estructura cerrada (6) exterior de soporte del motor (1)
con el fuselaje (12).
6. Configuración estructural según la
reivindicación 5 caracterizada porque los elementos de
conexión (7, 9 y 11) están compuestos por elastómeros, mallas
metálicas, elementos de tipo viscoelástico o elementos
electrohidráulicos.
7. Configuración estructural según cualquiera de
las reivindicaciones 5-6 caracterizada porque
los elementos de conexión (7, 9, 11) son activos, de forma tal que
su rigidez, amortiguamiento o alargamiento puede ser variado por un
sistema de control automático que regule estas características para
obtener la respuesta dinámica deseada en cada condición de vuelo o
de aterrizaje.
8. Configuración estructural según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el motor
(1) es de alto índice de derivación o de rotor (2) abierto.
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