ES2343047B1 - Fuselaje de aeronave atenuado acusticamente. - Google Patents
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Abstract
Fuselaje de aeronave atenuado acústicamente.
Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave
que comprende motores de hélice (3) que comprende una abertura (12)
que está rodeada por un marco estructural formado por las cuadernas
(5) y los larguerillos (6) de la aeronave en torno a la zona de
máximo impacto acústico de los motores de hélice (3), comprendiendo
además dicha abertura (12) un panel no estructural (7) unido al
marco estructural anterior mediante una unión poco rígida que atenúa
las vibraciones a través de la misma, reduciéndose de este modo el
ruido acústico indirecto y el ruido estructural indirecto generados
por los motores de hélices (3) dentro de la cabina de pasajeros de
la aeronave.
Description
Fuselaje de aeronave atenuado acústicamente.
La presente invención se refiere a un
revestimiento de fuselaje de aeronave atenuado acústicamente, en
particular para aeronaves con motor de hélice.
Las aeronaves generan grandes niveles de
contaminación acústica, siendo el motor uno de los mayores
generadores de ruido. En el caso de los motores de reacción, estos
motores se encuentran protegidos por medio del carenado, que reduce
el ruido de manera considerable. Esta reducción del ruido no sólo se
busca de cara al exterior de la aeronave, sino para proteger a los
pasajeros de las molestias durante el viaje.
En el caso de los motores de hélice lo más común
es que no se encuentren protegidos por esta carena, por lo que la
totalidad del ruido se transmite a través del aire, a través de la
propagación de ondas acústicas y a través de vibraciones
estructurales.
El ruido generado por este tipo de motores
situados en la parte trasera de la aeronave se produce de varias
maneras:
- -
- Ruido acústico directo: mediante la propagación de ondas acústicas desde el motor a la cabina a través del aire;
- -
- Ruido acústico indirecto: mediante la propagación de ondas acústicas desde el motor a través del revestimiento del cono de cola, posterior propagación a través del aire, y finalmente a través del mamparo de presión;
- -
- Ruido estructural directo: desde el motor a través de la estructura del pilón y del fuselaje de la aeronave;
- -
- Ruido estructural indirecto: es un acústico directo desde los motores hasta el revestimiento del cono de cola y posteriormente a través de la estructura del cono de cola hasta la cabina.
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Estudios realizados demuestran que los ruidos
que más afectan a la cabina de pasajeros son el acústico indirecto y
el estructural indirecto. La presente invención vendrá a reducir el
ruido generado por ambos modelos.
Por otro lado, las aeronaves con motores de
hélice utilizan varios sistemas de amortiguación del ruido, tales
como sistemas de amortiguación pasiva (sistemas hidráulicos y/o
mecánicos que reducen vibraciones en el encastre del motor a la
estructura de la aeronave), sistemas de amortiguación activa
(sistemas de micrófonos situados en todo el avión que registran las
vibraciones de las hélices y emiten en frecuencias que contrarrestan
las vibraciones) y mantas de aislamiento térmico y acústico que se
colocan en el interior del revestimiento. El problema que plantean
estos sistemas de amortiguación descritos es que suponen un
sobrepeso muy elevado para la aeronave, al tiempo que elevan también
el coste, puesto que requieren un montaje posterior en la
aeronave.
La presente invención viene a resolver la
problemática anterior.
El objeto de esta invención es reducir el ruido
acústico indirecto y el ruido estructural indirecto generados por un
motor de hélices dentro de la cabina de pasajeros de una aeronave
mediante la utilización de un revestimiento que comprende una
abertura en la que se ha montado un panel no estructural que
comprende a su vez un núcleo no metálico del tipo sándwich. La
propagación de ondas acústicas hasta el fuselaje posterior de la
aeronave se reduce consecuentemente al pasar a través de este
revestimiento, transmitiendo el mamparo de presión con esta
configuración menos vibraciones (que generarán menos ruido) dentro
de la cabina de pasajeros.
Para amortiguar las vibraciones a través de la
estructura de la aeronave, el panel sándwich no estructural de la
invención se une al resto de la estructura del cono de cola mediante
una unión muy poco rígida y muy atenuante, a base de un sellante o
taco de goma.
Así, la presente invención reduce el peso
respecto a los sistemas de amortiguación conocidos, ya que se
necesitan en menor medida sistemas de amortiguación. Por otro lado,
se reducen también los costes de montaje, puesto que la presente
invención es parte de la fabricación del fuselaje, no parte de un
montaje posterior.
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 se acompañan.
La Figura 1 muestra en esquema y en perfil una
aeronave con motores de hélice ubicados en la parte trasera de la
misma, que comprende el revestimiento de atenuación acústica de la
invención.
La Figura 2 muestra en esquema y en planta una
aeronave con motores de hélice ubicados en la parte trasera de la
misma, que comprende el revestimiento de atenuación acústica de la
invención.
La Figura 3 muestra en esquema una sección en el
plano de la hélice de los motores de una aeronave que comprende el
revestimiento de atenuación acústica de la invención.
La Figura 4 muestra en esquema una sección en el
plano de la hélice de la abertura del revestimiento de atenuación
acústica de la invención.
La Figura 5 muestra en esquema una sección en
detalle de la Figura 4, donde se observa el amortiguador del
revestimiento de atenuación acústica de la invención.
La Figura 6 muestra en esquema una ampliación de
la Figura 1 donde se muestran los cuatro modelos de propagación de
ruido desde las hélices hasta la cabina de pasajeros de una
aeronave.
La figura 7 muestra en esquema una sección en
detalle de la Figura 4, donde se observa una segunda configuración
del amortiguador del revestimiento de atenuación acústica de la
invención.
La presente invención se refiere a la forma y
estructura de un revestimiento 22 del fuselaje 1 de una aeronave que
comprende motores de hélice 3, en la zona afectada acústicamente por
los motores de hélice 3.
El ruido generado por los motores de hélice 3 en
la parte trasera de una aeronave es produce de varias maneras, según
se desprende de la Figura 6:
- -
- Ruido acústico directo, mediante la propagación de ondas acústicas desde el motor 3 a la cabina a través del aire, según A en la Figura 6;
- -
- Ruido acústico indirecto, mediante la propagación de ondas acústicas desde el motor 3 a través del revestimiento 22 del cono de cola de la aeronave, posterior propagación a través del aire y finalmente a través del mamparo de presión trasero 2, según B en la Figura 6.
- -
- Ruido estructural directo, desde el motor 3 a través de la estructura del pilón y del fuselaje 1, según C en la Figura 6.
- -
- Ruido estructural indirecto, siendo éste ruido un acústico directo desde los motores 3 hasta el revestimiento 22 del cono de cola y posteriormente a través de la estructura del cono de cola hasta la cabina, según D en la Figura 6.
\vskip1.000000\baselineskip
Dado que los ruidos que más afectan a la cabina
de pasajeros son el acústico indirecto y el estructural indirecto,
la presente invención viene a reducir ambos.
Así, para el caso del modelo acústico indirecto,
la presente invención desarrolla en la zona de máximo impacto
acústico de las hélices 14 un panel 7 no estructural,
preferiblemente del tipo sándwich, con gran atenuación acústica a
través del citado panel 7.
Para el caso del modelo estructural indirecto,
ya que la rigidez estructural ayuda a la propagación de las
vibraciones, la presente invención desarrolla una abertura 12
rodeada por un marco estructural formado por las cuadernas 5 y los
larguerillos 6 en torno a la zona de máximo impacto acústico de las
hélices 14, dentro de la cual se halla un panel no estructural 7
unido al marco estructural anterior mediante una unión muy poco
rígida que atenúa considerablemente las vibraciones a través de la
misma.
El objeto de la invención es reducir el ruido
acústico indirecto y el ruido estructural indirecto generados por un
motor de hélices 3 dentro de la cabina de pasajeros de una aeronave
mediante la utilización de un revestimiento 22 del cono de cola de
la aeronave que comprende una abertura 12 en la que se ha montado un
panel no estructural 7 que comprende a su vez un núcleo no metálico
del tipo sándwich.
Según se observa en las Figuras 1 y 2, la zona
donde las ondas acústicas generadas por las hélices 14 impactan de
manera directa es la superficie del revestimiento 22 del cono de
cola de la citada aeronave. Las ondas atraviesan el revestimiento 22
y, una vez dentro del cono de cola, se propagan a través del aire
hasta el mamparo de presión trasero 2 de la aeronave, atravesándolo
y llegando posteriormente hasta la cabina de pasajeros.
Asimismo, el segundo modo de transmisión de
ruido a la cabina de pasajeros se realiza desde las hélices 14 hasta
el revestimiento 22 del cono de cola, haciéndolo vibrar,
transmitiendo estructuralmente el citado revestimiento 22 esta
vibración hasta la cabina de pasajeros de la aeronave.
Para conseguir que las ondas no se transmitan a
través del revestimiento 22 del cono de cola, es necesario que el
citado revestimiento 22 las atenúe. Adicionalmente, para que las
ondas no se transmitan a lo largo del revestimiento 22 del cono de
cola, el cono de cola debe atenuar la propagación de vibraciones. La
presente invención propone la utilización de un panel no estructural
7 en una abertura 12 ubicada entre las cuadernas 5 y los
larguerillos 6 del fuselaje 1 en la zona del cono de cola de la
aeronave, siendo esta abertura 12 la zona de mayor impacto de las
ondas acústicas provocadas por el motor 3 en la zona del plano de la
hélice 4. Este panel no estructural 7 está preferiblemente
atornillado a las cuadernas 5 y larguerillos 6, alrededor del cual
continúa la estructura típica del revestimiento 22, con el resto de
sus larguerillos 6 y cuadernas 5. Esta estructura sirve para sujetar
el panel 7.
El panel no estructural 7 es preferiblemente una
estructura del tipo sándwich, que comprende un núcleo 31 que
comprende a su vez una piel superior 32 y una piel inferior 33. La
selección del núcleo 31 a utilizar en el panel 7 de tipo sándwich
debe realizarse basándose en aquellos materiales que generen un
mejor aislamiento acústico, como por ejemplo el núcleo de Rohacell
(espuma rígida de polimetacrilimida de celdilla cerrada). Este tipo
de núcleo presenta mejores características térmicas y acústicas que
el núcleo de Nomex (fibra meta aramida -Kevlar- impregnada con
resina fenólica), aunque su resistencia específica sea menor.
La fabricación de la estructura del panel 7 del
tipo sándwich es conocida y no difiere de las estructuras sándwich
utilizadas en trampas del tren de aterrizaje o en timones de
aeronaves.
La estructura de refuerzo de la abertura 12, a
la que debe fijarse el panel 7 comprende preferiblemente cuadernas 5
anterior y posterior al plano de la hélice 4 y dos larguerillos o
vigas 6.
El sistema de amortiguación de las ondas
acústicas en el contorno de unión del panel 7 al fuselaje 1 que se
utiliza preferiblemente es una goma amortiguadora 10 entre el
revestimiento 22 y el panel 7, estando fijada dicha goma
amortiguadora 10 por un elemento de fijación, por ejemplo un
tornillo 9 y una tuerca 11. La goma a utilizar debe ser del tipo
goma espuma de silicona con propiedades de amortiguación de
vibraciones, como por ejemplo la
HT-606A/BF-1005 de New Metals &
Chemicals Waltham Abbey. Esta goma amortiguadora puede sustituirse
también por una cama de sellante, por ejemplo del sellante de
interposición (sellante de polisulfuro)
PR-1776-A2-A de Le
Joint Fran?ais utilizado en uniones de tapas de registro
atornilladas a costillas de cierre. Los elementos de fijación podrán
ser un tornillo 9 o bulón junto con una tuerca 11 o tuerca
estanca.
Es posible también, según otra realización de la
invención, montar el sistema de amortiguación tal y como se describe
en la Figura 7, utilizando los mismos materiales que en la
descripción anterior, aunque en este caso la goma amortiguadora 10
entre el revestimiento 22 y el panel 7 se fija por dos elementos de
fijación, un tornillo 9 y una tuerca 11 para sujetarlo al
revestimiento 22 y otro tornillo 9 y otra tuerca 11 para sujetarlo
al panel 7. La separación que queda entre el revestimiento 22 y el
panel 7 se puede rellenar con sellante de interposición (sellante de
polisulfuro).
En las realizaciones preferentes que acabamos de
describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas
dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (12)
1. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave que comprende motores de hélice (3) caracterizado
porque comprende una abertura (12) que está rodeada por un marco
estructural formado por las cuadernas (5) y los larguerillos (6) de
la aeronave en torno a la zona de máximo impacto acústico de los
motores de hélice (3), comprendiendo además dicha abertura (12) un
panel no estructural (7) unido al marco estructural anterior
mediante una unión poco rígida que atenúa las vibraciones a través
de la misma, reduciéndose de este modo el ruido acústico indirecto y
el ruido estructural indirecto generados por los motores de hélices
(3) dentro de la cabina de pasajeros de la aeronave.
2. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según la reivindicación 1 caracterizado porque el
panel no estructural (7) comprende un núcleo (31) no metálico del
tipo sándwich que comprende a su vez una piel superior (32) y una
piel inferior (33).
3. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según la reivindicación 2 caracterizado porque el
núcleo (31) es un núcleo de Rohacell, con espuma rígida de
polimetacrilimida de celdilla cerrada.
4. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores
caracterizado porque el panel (7) está atornillado a las
cuadernas (5) y larguerillos (6) de la aeronave, de tal forma que se
sujeta el panel (7).
5. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores
caracterizado porque la estructura de refuerzo de la abertura
(12) a la que debe fijarse el panel (7) comprende cuadernas (5)
anterior y posterior y dos larguerillos o vigas (6).
6. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores
caracterizado porque el sistema de amortiguación de las ondas
acústicas en el contorno de unión del panel (7) al fuselaje (1)
comprende una goma amortiguadora (10) entre el revestimiento (22) y
el panel (7).
7. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según la reivindicación 6 caracterizado porque la
goma (10) es del tipo goma espuma de silicona con propiedades de
amortiguación de vibraciones.
8. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5
caracterizado porque el sistema de amortiguación de las ondas
acústicas en el contorno de unión del panel (7) al fuselaje (1)
comprende una cama de sellante.
9. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según la reivindicación 8 caracterizado porque la
cama de sellante comprende un sellante de interposición o sellante
de polisulfuro.
10. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9
caracterizado porque el sistema de amortiguación de las ondas
acústicas en el contorno de unión del panel (7) al fuselaje (1) está
fijado por un tornillo (9) y una tuerca (11).
11. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9
caracterizado porque el sistema de amortiguación de las ondas
acústicas en el contorno de unión del panel (7) al fuselaje (1) está
fijado un tornillo (9) y una tuerca (11) al revestimiento (22) y por
otro tornillo (9) y otra tuerca (11) al panel (7).
12. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de
aeronave según la reivindicación 11 caracterizado porque la
separación que queda entre el revestimiento (22) y el panel (7) se
rellena con sellante de interposición o sellante de polisulfuro.
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