ES2398287B1 - Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño. - Google Patents

Abstract

Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño, con un sistema de propulsión (13) unido por medio de pilones (17) delanteros, que comprende: un revestimiento (35); una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente al eje longitudinal (33); un cajón longitudinal superior (41) entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior (51) entero o dividido internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento (35) una estructura multi-celular, perteneciendo en cada célula el lado exterior al revestimiento (35) y los lados interiores a dichos cajones longitudinales (41, 51); una pluralidad de vigas laterales (61) que están interconectadas con dichas cuadernas (37) para formar con el revestimiento (35) una unidad estructural. Dichos componentes (35, 37, 41, 51, 61) de la pieza de fuselaje están dimensionados de manera que la aeronave pueda hacer frente al efecto de eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número suficiente de celdas cerradas.

Description

FUSELAJE DE AERONAVE RESISTENTE AL IMPACTO Y TOLERANTE AL DAÑO 5 CAMPO DE LA INVENCiÓN 10 La presente invención se refiere a una pieza de fuselaje de una aeronave con motores de propulsión y, más en particular, a una pieza de fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño. ANTECEDENTES DE LA INVENCiÓN Se conocen aeronaves comerciales (CBA vector 123, SARA,AVANTI, 7 J7) provistas de motores de propulsión situados en la parte trasera de la 15 aeronave que están unidos al fuselaje por medio de pilones. Uno de los problemas planteados por esa configuración de aeronave está relacionado con eventos de fallo tales como un evento PBR (quot;Propeller Blade Releasequot;), es decir un evento en el que una pala de una hélice se separa de ella y golpea el fuselaje, un evento UERF (quot;Uncontained Engine Rotor Failurequot;), es 20 decir un evento en el que una parte del rotor del motor se rompe, se separa de él y golpea el fuselaje, un evento de acumulación de hielo en el que una acumulación de hielo en las puntas de las palas puede ser lanzada a gran velocidad sobre el fuselaje, o cualquier otro evento de quot;Gran Dañoquot;. El d [seño de dicho fuselaje trasero debe por tanto tener en cuenta dichos 25 eventos y garantizar su capacidad para mantener la estabilidad y proceder a un aterrizaje seguro de la aeronave, es decir debe ser un fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño. Una pala de hélice ó cualquier otro componente de un motor de propUlsión separada del mismo a causa de un fallo en el motor puede impactar 3 O en el fuselaje trasero a gran velocidad y seccionarlo. En esta situación de emergencia la aeronave opera con un solo motor lo que genera un empuje hacia delante fuera del plano de simetría de la aeronave. Este empuje causa un momento de guiñada que puede ser compensado con una fuerza aerodinámica lateral provocada por el estabilizador vertical de cola del empenaje, de manera que la aeronave puede continuar establemente la navegación. Como el estabilizador vertical de cola está situado encima del fuselaje trasero, esta fuerza lateral aerodinámica genera una torsión sobre el fuselaje trasero. Si una 5 pala de hélice impacta contra el fuselaje y lo secciona, la resistencia a la torsión del fuselaje se reduce considerablemente porque la rigidez torsional al de una sección cerrada es proporcional al áreá total cubierta por la sección mientras que la rigidez torsíonal de una sección abierta es proporcional al área material de la sección. 10 Los motores de propulsión también pueden estar situados en el ala y una pala de hélice separada de ellos puede impactar el fuselaje central enfrente del ala. En este área del fuselaje la torsión de qUe debe soportar el fuselaje es relativamente baja y no supone un situación crítica de emergencia. Sin embargo esa situación cambia cuando los motores de propulsión están situados en la 15 parte trasera del fuselaje enfrente del empenaje porque en ese caso el par generado por el empenaje debido al fallo de un motor es muy grande y puede causar una situación catastrófica para la aeronave que debe ser evitada. Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la industria aeronáutica y por ello es una tendencia actual la sustitución de 20 materiales metálicos por materiales compuestos incluso en estructuras primarias. Los materiales compuestos más utilizados en la industria aeronáutica son los consistentes en fibras o haces de fibra embebidos en una matriz de resina termoestable o termoplástica, en forma de material preimpregnado ó quot;prepegquot; .. 2 5 Sus principales ventajas se refieren a: -Su elevada resistencia específica respecto a los materiales metálicos. Se trata de la ecuación resistencia/peso. -Su excelente comportamiento ante cargas de fatiga. -Las posibilidades de optimización estructural gracias a la anisotropía del 30 material y la posibilidad de combinar fibras con diferentes orientaciones, permitiendo el diseño de elementos con diferentes propiedades mecánicas, ajustadas a las diferentes necesidades en términos de cargas aplicadas. WO 2009/068638 describe un fuselaje resistente al impacto hecho con materiales compuestos que comprende un revestimiento exterior y un revestimiento interior, estando ambos revestimientos unidos por medio de elementos radiales con lo que se configura una estructura multi-celular que 5 proporciona la resistencia torsional requerida en la parte trasera de dichas aeronaves. La presente invención también está dirigida a la satisfacción de la demanda de la industria aeronáutica relativa a fuselajes traseros sujetos a dichos eventos de fallos y propone una solución diferente a la de WO 10 2009/068638. SUMARIO DE LA INVENCiÓN Es un objeto de la presente invención proporcionar una pieza de fuselaje 15 para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje por medio de unos pilones delanteros altamente resistente a las cargas torsionales producidas en caso de un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF. Es otro objeto de la presente invención proporcionar una pieza de 2 O fuselaje para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje por. medio de unos pilones delanteros con una estructura resistente al impacto para hacer frente a un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF ó un evento de acumulación de hielo. Es otro objeto de la presente invención proporcionar una pieza de 25 fuselaje para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje por medio de unos pilones delanteros con una estructura tolerante al daño para hacer frente a un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF ó un evento de acumulación de hielo. Estos y otros objetos se consiguen con una pieza de fuselaje de 30 aeronave, teniendo la sección transversal de dicha pieza de fuselaje una forma curvada con al menos un plano vertical de simetría y un eje longitudinal central, comprendiendo la pieza de fuselaje un revestimiento, una pluralidad de WO WO cuadernas dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal, comprendiendo también dicha pieza de fuselaje un cajón longitudinal superior entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior entero o dividido internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento una 5 estructura multi-celular perteneciendo en cada célula el lado exterior al revestimiento y los lados interiores a dichos cajones longitudinales, comprendiendo también dicha pieza de fuselaje una pluralidad de vigas laterales que están interconectadas con dichas cuadernas para formar con el revestimiento una unidad estructural; estando dimensionados dichos 10 componentes de la pieza de fuselaje de manera que la aeronave pueda hacer frente al efecto de eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número suficiente de celdas cerradas. En una realización preferente dichos eventos de fallo pre-definidos comprenden uno o más de los siguientes, un evento PBR, un evento UERF, un 15 evento de acumulación de hielo. Se consigue con ello una pieza de fuselaje de aeronave capaz de hacer frente a unos eventos de fallo que deben deseablemente ser tenidos en cuenta durante su diseño. En realizaciones preferentes, dicho cajón longitudinal superior está dividido en un cajón rectangular central y dos cajones triangulares laterales, las 2 O cuadernas tienen almas extendidas dentro de dichos cajones unidas a ellos y está dimensionado para que, en el caso de uno de dichos eventos pre-definidos de fallo, al menos dos de dichos tres cajones permanezcan como cajones cerrados. Se consigue con ello una pieza de fuselaje de aeronave con una estructura multi-celular superior que proporciona un estructura de fuselaje 25 altamente resistente y tolerante al daño. En otras realizaciones preferentes, dicho cajón longitudinal inferior está dividido en dos cajones rectangUlares y está dimensionado para que, en el caso de uno de dichos eventos pre-definidos de fallo, al menos uno de dichos dos cajones permanezca como un cajón cerrado. Se consigue con ello una pieza de 30 fuselaje de aeronave con una estructura multí-celular inferior que proporciona un estructura de fuselaje altamente resistente y tolerante al daño. y y En otra realizaGÍón preferente, los principales elementos de dicha pieza de fuselaje de aeronave están hechos con materiales compuestos. Se consigue con ello una pieza de fuselaje de aeronave con una estructura de fuselaje altamente resistente y tolerante al daño optimizada en peso. S En otra realización preferente dicha pieza de fuselaje de aeronave es el fuselaje trasero de una aeronave con un empenaje detrás del sistema de propulsión. Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa 10 de su objeto en relación con las Figuras que se acompañan. BREVE DESCRIPCiÓN DE LAS FIGURAS Las Figuras 1a y 1b muestran, respectivamente, vistas esquemáticas en 15 perspectiva y en planta de la parte trasera de una aeronave cuyo fuselaje será configurado según la presente invención. La Figura 2 muestra una vista esquemática lateral de la estructura interna de una pieza de fuselaje de aeronave según la presente invención. Las Figuras 3a, 3b y 3c muestran vistas esquemáticas frontales de una 2 O aeronave con una pieza de fuselaje según la presente invención dañada por el impacto de una pala separada de uno de sus motores siguiendo diferentes trayectorias. 25 La Figura 4 muestra una vista frontal de una pieza de fuselaje de aeronave según la presente invenGÍón. DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCiÓN En una aeronave 11 que tiene un sistema de propulsión 13 con palas de hélice 15 unido a la parte trasera del fuselaje por medio de pilones delanteros 3 O 17 existe el riesgo de sufrir un severo daño en el caso de que una pala de hélice 15 se separe e impacte el fuselaje trasero con gran energía. En la aeronave 11 mostrada en las Figuras 1 a y 1 b el empenaje comprende un estabilizador preferente, los principales elementos de dicha pieza de fuselaje de aeronave están hechos con materiales compuestos. preferente, los principales elementos de dicha pieza de fuselaje de aeronave están hechos con materiales compuestos. vertical de cola 21 y un estabilizador horizontal de cola superior 23 detrás del sistema de propulsión 13. La pieza de fuselaje de aeronave 31 afectada por dicho riesgo o cualquier otro de los riesgos mencionados anteriormente se diseña según una realización 5 preferente de la presente invención, como se muestra en la Figura 2, con una estructura interna que comprende, como elementos principales, una pluralidad de cuadernas 37, una pluralidad de vigas laterales 61, un cajón longitudinal superior 41, un cajón longitudinal inferior 51 y un revestimiento (no mostrado en la Figura 2). 10 Se considera, en primer lugar, que este diseño estructural proporciona una pieza de fuselaje de aeronave 31 con una gran resistencia torsional para hacer frente a un evento de separación de una pala de hélice de un motor 13 causando por un lado una torsión sobre el fuselaje debido al momento de guiñada generado por la parada de un motor 13 y al par generado por el 15 empenaje para compensar ese momento de guiñada, y causando por otro lado daños en el fuselaje si la pala separada impacta sobre él, lo que obviamente reduce su resistencia torsional. Como se ilustra en las Figuras 3a, 3b y 3c, en un evento de impacto de una pala separada siguiendo diferentes trayectorias 16', 16quot; habrá suficientes áreas cerradas en la pieza de fuselaje 31 para 2 O proporcionar la rigidez torsíonal necesaria. En segundo lugar, se considera que este diseño estructural proporciona una rigidez a la flexión y un refuerzo lateral que contribuye para lograr una estructura tolerante al daño capaz de hacer frente a los daños causados por el impacto de una pala de hélice 15 separada de un motor 13. 25 En la realización preferente mostrada en la Figura 4 puede verse que el cajón longitudinal superior 41 está dividido en un cajón rectangular central 43 y dos cajones longitudinales triangulares 45, 47 Y que el cajón longitudinal inferior 51 está dividido en dos cajones rectangulares 53, 55 a cada lado del plano vertical de simetría A-A. 30 Un característica importante de la invención es que dichos cajones longitudinales 41, 51 Y dichas cuadernas 37 deben estar configurados para formar una estructura multi-celular junto con el revestimiento 35. Las cuadernas ii 37 tienen almas extendidas dentro de dicho cajón longitudinal unidas a sus paredes que pueden tener orificios interiores. Los principales componentes de la pieza de fuselaje 31, es decir, el revestimiento 35, las cuadernas 37, los cajones superior e inferior 41, 51 Y las 5 vigas laterales 37 deben estar dimensionadas para que la aeronave pueda hacer frente a los efectos de cualquier evento de fallo manteniendo un número suficiente de celdas cerradas. En este sentido, se considera que en la realización preferente mencionada anteriormente, dos de los tres cajones 43, 45, 47 del cajón longitudinal superior 41 y uno de los dos cajones 53, 55 del 10 cajón longitudinal inferior deben permanecer como cajones cerrados en cualquiera de los eventos de fallo considerados en el diseño de la aeronave. Como comprenderá fácilmente el experto en la materia la pieza de· fuselaje de aeronave 31 según la presente invención tendrá secciones especiales en aquellas áreas que reciban cargas de los pilones 17 y del 15 estabilizador vertical de cola 21. Una ventaja de la presente invención es que los principales elementos de la pieza de fuselaje de aeronave 31 que forman su estructura interna, es decir, las cuadernas 37, los cajones 41, 51 Y las vigas 61 puedan ser configuradas de manera que la estructura interna completa pueda ser fabricada como una 2 O unidad a la que pueda ser unido el revestimiento 35 en una etapa posterior proporcionando un fuselaje trasero optimizado tanto en peso como en fabricabilidad. Una ventaja adicional de la presente invención es que la estructura multi-célula del fuselaje 31 reduce el ruido causado por el sistema de propulsión que 25 se propaga a través del revestimiento 35 y alcanza la cabina de pasajeros. Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones 3 O siguientes. Los principaLos principa

Claims (1)

REIVINDICACIONES

1.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave situada en una sección de la aeronave (11) que tiene un sistema de propulsión (13) unido al fuselaje por 5 medio de pilones (17) delanteros, teniendo la sección transversal de dicha pieza de fuselaje (31) una forma curvada con al menos un plano vertical de simetría (A-A) y un eje longitudinal central (33), comprendiendo la pieza de fuselaje (31) un revestimiento (35), una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal (33), caracterizada porque: 10 -también comprende un cajón longitudinal superior (41) entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior (51) entero o dividido internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento (35) una estructura multi-celular, perteneciendo en cada célula el lado exterior al revestimiento (35) y los lados interiores a dichos cajones longitudinales (41,51); 15 -también comprende una pluralidad de vigas laterales (61) que están interconectadas con dichas cuadernas (37) para formar con el revestimiento (35) una unidad estructural; -dichos componentes (35, 37, 41, 51, 61) de la pieza de fuselaje están dimensionados de manera que la aeronave pueda hacer frente al efecto de 2 O eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número suficiente de celdas cerradas. 2.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según la reivindicación 1, caracterizada porque dicho cajón longitudinal superior (41) está dividido en un 25 cajón rectangular central (43) y dos cajones laterales triangulares (45, 47). 30 3.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según la reivindicación 2, caracterizada porque las cuadernas (37) tienen almas extendidas dentro de dichos cajones (43, 45, 47) Y unidas a ellos. 4.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizada porque dicho cajón longitudinal inferior (51) (31) de aeronave situada en una sección de (31) de aeronave situada en una sección de está dividido en dos cajones rectangulares (53, 55) a cada lado del plano vertical de simetría (A-A). 5.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las 5 reivindicaciones 1-4, caracterizada porque todos sus componentes (35, 37, 41, 51, 61) están hechos con materiales compuestos. 6.-Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, caracterizada porque está situada en la parte trasera de la 10 aeronave y tiene unido un empenaje (21, 23) detrás del sistema de propulsión (13). plano plano 11 \ 15 FIG. 1a 31 \ FIG.2 13 FIG.3a 11 / FIG. 1 b 33 FIG. FIG. 13 13 16' FIG.3b FIG.3c ~A 43 47 53 55 L.A FIG.4 ES 2 398 287 A1ES 2 398 287 A1 OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS ESPAÑA 21 N.º solicitud: 201030468 22 Fecha de presentación de la solicitud: 29.03.2010 32 Fecha de prioridad: INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA 51 Int. Cl : B64D27/14 (2006.01) B64C1/06 (2006.01) DOCUMENTOS RELEVANTES Categoría 56 Documentos citados Reivindicaciones afectadas X X X ES 178645 A1 (EMIL MENDELSOHN) 16.08.1947, todo el documento. US 4593870 A (CRONKHITE et al.) 10.06.1986, columna 3, línea 10 – columna 4, línea 9; columna 6, líneas 3-25; figuras 2,4,12. US 20060243854 A1 (TOWNSEND et al.) 02.11.2006, párrafos [0026]-[0028]; figuras 2A-2B. 1-4 1-5 1-4 Categoría de los documentos citados X: de particular relevancia Y: de particular relevancia combinado con otro/s de la misma categoría A: refleja el estado de la técnica O: referido a divulgación no escrita P: publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación de la solicitud E: documento anterior, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud El presente informe ha sido realizado  para todas las reivindicaciones  para las reivindicaciones nº: Fecha de realización del informe 22.02.2013 Examinador L. J. Dueñas Campo Página 1/4 INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA Nº de solicitud: 201030468 Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación) B64D, B64C Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos de búsqueda utilizados) INVENES, EPODOC Informe sobre el estado de la técnica Página 2/4 OPINIÓN ESCRITA Nº de solicitud: 201030468 Fecha de realización de la opinión escrita: 22.02.2013 Declaración Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986) Reivindicaciones 1-6 SÍ Reivindicaciones NO Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986) Reivindicaciones 6 SÍ Reivindicaciones 1-5 NO Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 ley 11/1986). Base de la opinión. La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica. Informe sobre el estado de la técnica Página 3/4 OPINIÓN ESCRITA Nº de solicitud: 201030468 1. Documentos considerados. A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión. Documento Número de publicación o identificación Fecha de publicación D01 ES 178645 A1 (EMIL MENDELSOHN) 16.08.1947 D02 US 4593870 A (CRONKHITE et al.) 10.06.1986 D03 US 20060243854 A1 (TOWNSEND et al.) 02.11.2006 2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del reglamento de ejecución de la ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaración La solicitud de invención presentada contiene una reivindicación principal o independiente de aparato y cinco reivindicaciones más dependientes de la anterior. Dicha invención define como objeto técnico de la misma, según se expresa en las primeras líneas de la reivindicación principal, una pieza de fuselaje; dicho objeto técnico se centra funcionalmente o como aplicación, según se continúa en el preámbulo de la misma, en el campo de las aeronaves. Igualmente, y como establece el solicitante en el preámbulo de dicha reivindicación principal, la invención incluye como parte del estado de la técnica de dicho campo tecnológico el que la aeronave presenta un sistema de propulsión unido al fuselaje mediante pilones delanteros, el que la sección transversal del fuselaje presenta una forma curvada, con un plano vertical de simetría y un eje longitudinal central, y que la pieza de fuselaje comprende un revestimiento y unas cuadernas; en cualquier caso, las características técnicas ajenas al objeto definido, en este caso, el sistema de propulsión y su medio de unión, no pueden limitar dicho objeto inventivo y, por tanto, no pueden ser tenidas en cuenta. La parte esencial de la invención que destaca el solicitante como novedosa frente al estado de la técnica de cara a resolver el problema técnico planteado y, por tanto, las características técnicas substanciales del aparato que de manera necesaria o suficiente afrontan dicho problema técnico, establecidas según el solicitante en la parte caracterizadora de la reivindicación independiente, comprende un cajón longitudinal superior, entero o dividido, otro cajón longitudinal inferior (con lo que el conjunto presenta una estructura multicelular), y unas vigas laterales interconectadas con las cuadernas, de manera que forme todo el conjunto una unidad estructural. También incluye el que los componentes estén dimensionados para hacer frente a eventos predefinidos de fallo, aunque esto es el problema a resolver o el objetivo a conseguir, por lo que no añade características técnicas a la reivindicación principal. El documento D01 se considera el estado de la técnica más próximo. Este documento español, que forma parte del mismo sector técnico, presenta un fuselaje cilíndrico reforzado con dos vigas longitudinales superiores, otras dos inferiores, cuadernas reforzadas a lo largo del fuselaje que interconectan el conjunto, y constituyendo un conjunto multicelular. El documento D01 es, por tanto, relevante en lo que concierne a esta reivindicación 1. El documento D02 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata de un documento estadounidense y muestra una estructura reforzada para la cabina de un helicóptero que absorba las cargas presentes en una caída accidental; dicho conjunto está fabricado en material compuesto, estructurado en varios cajones inferiores mediante largueros y costillas, similares cajones superiores, varias cuadernas y un revestimiento, constituyendo todo ello un cuerpo multicelular. El documento D02 es, también, relevante en lo que concierne a esta reivindicación 1. El documento D03 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata de un documento estadounidense y muestra también una estructura reforzada para la cabina de un helicóptero que absorba las cargas presentes en una caída accidental; dicho conjunto está estructurado en varios cajones inferiores mediante largueros y costillas, similares cajones superiores, varias cuadernas y un revestimiento, constituyendo todo ello un cuerpo multicelular. El documento D03 es, también, relevante en lo que concierne a esta reivindicación 1. Por otra parte, las reivindicaciones dependientes 2-6 podrían encontrarse descritas en alguno de los documentos citados, al menos en sus características técnicas esenciales. Igualmente, y no tomando en consideración aquellas características técnicas estimadas como ampliamente conocidas en el estado de la técnica o que pueden ser meras características de diseño propias del desarrollo o trabajo técnico normal y no inventivo de un experto en la materia, las reivindicaciones dependientes 2-6 pueden presentar un reducido contenido de salto inventivo que fuera susceptible de ampliar o complementar el correspondiente de la reivindicación principal. Informe sobre el estado de la técnica Página 4/4