ES2592633T3 - Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado - Google Patents

Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado Download PDF

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ES2592633T3
ES2592633T3 ES12806063.9T ES12806063T ES2592633T3 ES 2592633 T3 ES2592633 T3 ES 2592633T3 ES 12806063 T ES12806063 T ES 12806063T ES 2592633 T3 ES2592633 T3 ES 2592633T3
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Esteban MARTINO GONZÁLEZ
Eduardo VINUÉ SANTOLALLA
Diego FOLCH CORTÉS
Pablo GOYA ABAURREA
Enrique GUINALDO FERNÁNDEZ
Julien Guillemaut
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Abstract

Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado. Se refiere a una sección (32) del fuselaje de una aeronave sometida a impactos de cuerpos externos, teniendo el fuselaje de la aeronave una forma curva con al menos un plano de simetría vertical (A-A) y un eje longitudinal central y comprendiendo un revestimiento (35) y una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal, comprendiendo también dicha sección (32) del fuselaje al menos una estructura reticular interna (51, 53) montada sobre una estructura de soporte (41, 43) que incluye vigas longitudinales (39) unidas al revestimiento (35) e interconectadas con dichas cuadernas (37), estando dispuesta dicha estructura reticular interna (51, 53) para crear al menos una celda cerrada (75) con el revestimiento (45) para mejorar su resistencia y su tolerancia al daño respecto a dichos impactos.

Description

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DESCRIPCIÓN
Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado
Campo de la invención
La presente invención se refiere a una sección del fuselaje resistente a impactos de cuerpos externos y tolerante al daño causado por ellos y más particularmente a una sección del fuselaje de una aeronave accionada por motores con palas rotatorias en el que las palas u otros restos del motor pueden desprenderse y dañar dicha sección del fuselaje.
Antecedentes de la invención
Se conocen aeronaves comerciales y militares (ATR, C295, A400M etc....) accionadas por motores que contienen palas rotatorias externas, llamadas hélices, localizados en el ala. En otros casos (CBA vector 123, SARA, AVANTI, 7J7) dichos motores están situados en la parte trasera de la aeronave.
Uno de los problemas planteados por motores que contienen palas rotatorias externas cuando se Instalan en una aeronave está relacionado con eventos de fallo tales como un evento de Separación de Pala (es decir, un evento en el que una pala externa de uno de los motores se separa y golpea el fuselaje), un evento de Fallo del Rotor del Motor Descubierto (es decir, un evento en el que una parte del rotor Interno del motor se rompe, se separa de él y golpea el fuselaje, que también puede ocurrir en motores convencionales turbohélice en el que las palas del rotor no están descubiertas sino albergadas por una cubierta del rotor) o un evento en el que cualquier otro resto del motor con gran energía puede desprenderse y golpear el fuselaje.
Estos eventos pueden generar grandes daños en los que se eliminan zonas considerables de la estructura del fuselaje y pueden provocar una situación peligrosa para la seguridad de la aeronave.
Los requerimientos de certificación son muy restrictivos en relación con la seguridad en dichos eventos y orientan el diseño del fuselaje para que resista esos eventos de daños y garantice la continuación de un vuelo y un aterrizaje seguros evitando un accidente catastrófico (es decir, el fuselaje debe ser un fuselaje resistente al Impacto y tolerante a grandes daños).
Cuando se produce un fallo de un motor pueden desprenderse restos con gran energía e ¡mpactar en el fuselaje. El fuselaje tiene que resistir ese impacto y también tiene que soportar las cargas que aparecen después con una resistencia reducida de la estructura tras la producción del daño. Esas cargas se generan en la misión de continuación de un vuelo seguro y el aterrizaje en aeropuerto más cercano (la llamada "misión de llegar a casa").
Uno de los casos de carga característicos de esta "misión de llegar a casa" es una consecuencia del fallo en el motor. 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.
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Ese aumento de la carga de torsión se vuelve particularmente importante cuando los daños se producen en la estructura del fuselaje trasero, como es el caso cuando los motores están instalados en la parte trasera de la aeronave. Estas cargas tienen que ser soportadas por un fuselaje dañado debilitado, en particular la resistencia a la torsión se reduce considerablemente porque la sección resistente pasa de tener una sección intacta cerrada muy eficaz para la torsión a tener una sección dañada abierta con una capacidad reducida de resistencia a la torsión.
En el caso de que los motores estén Instalados en el ala, puede producirse un daño en el fuselaje central enfrente del ala. En esta zona del fuselaje, la situación también puede ser peligrosa, aunque no tan crítica como cuando están instalados en la parte trasera, porque no hay ningún aumento de la carga de torsión procedente del empenaje.
Otras cargas que también aparecen en la "misión de llegar a casa" proceden de las maniobras, las ráfagas y la inercia que también causan momentos importante de flexión y torsión en las secciones del fuselaje.
Una situación similar se presenta cuando la aeronave está sometida a los daños causados por impactos de otras fuentes discretas de gran energía tales como el desprendimiento de hielo formado en las palas del motor o el desprendimiento de un fragmento de la aeronave como, por ejemplo, una trampa o un resto de neumático.
Una situación similar también se presenta cuando un objeto externo golpea el fuselaje con gran energía, como por ejemplo en el caso de un Impacto de pájaro, un severo impacto de granizo en vuelo o incluso un impacto de un proyectil balístico.
Estos eventos pueden generar también "grandes daños" en secciones específicas del fuselaje, en las que un área considerable de la estructura del puede ser eliminada dando lugar también a una situación peligrosa para la seguridad de la aeronave.
Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la industria aeronáutica y por ello es una tendencia actual la utilización de estructuras reforzadas discretas con discontinuidades aligeradas en vez de estructuras continuas sin posibilidades de optimizar penalizaciones en peso, y particularmente la utilización de estructuras de materiales compuestos en vez de materiales metálicos 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 o "prepeg". 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 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.
Las desventajas de los materiales compuestos en comparación con los materiales metálicos convencionales de peso ligero como el aluminio, son su baja resistencia al impacto y su baja capacidad de tolerancia al daño. El comportamiento plástico de los materiales metálicos no está presente en los materiales compuestos y no son capaces de absorber grandes cantidades de energía de deformación cuando se deforman.
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Existe por tanto, una necesidad de estructuras del fuselaje hechas de materiales compuestos capaces de satisfacer los requisitos antes mencionados.
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 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 hechos con materiales compuestos resistentes al impacto y tolerantes a daños y propone una solución diferente a la descrita en WO 2009/068638.
El documento EP1108646 muestra todas las características del preámbulo de la reivindicación 1 y 10 consideradas como el estado de la técnica más cercano.
Sumario de la invención
Es un objeto de la presente invención proporcionar un fuselaje de una aeronave con una sección sometida a impactos de cuerpos externos que pueden causar un daño significativo en el fuselaje con un fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño en dicha sección.
Es otro objeto de la presente Invención proporcionar una aeronave propulsada por motores con palas giratorias con un fuselaje resistente al Impacto y tolerante a daños en la sección afectada por Impactos hipotéticos de palas u otros restos del motor desprendidos de dichos motores.
En un aspecto, estos y otros objetivos se cumplen con una sección del fuselaje de una aeronave sometida a impactos de cuerpos externos, teniendo el fuselaje de la aeronave una forma curva con al menos un plano de simetría vertical (A-A) y un eje longitudinal central y comprendiendo un revestimiento y una pluralidad de cuadernas dispuestas perpendlcularmente a dicho eje longitudinal, comprendiendo también dicha sección del fuselaje al menos una estructura reticular Interna montada sobre una estructura de soporte que Incluye vigas longitudinales unidas al revestimiento e ¡nterconectadas con dichas cuadernas, estando dispuesta dicha estructura reticular Interna para crear al menos una celda cerrada con el revestimiento para mejorar su resistencia al impacto y su tolerancia al daño.
En realizaciones de la Invención, dicha sección del fuselaje también comprende vigas longitudinales adicionales a las vigas que pertenecen a dicha estructura de soporte unidas al revestimiento e interconectadas con dichas cuadernas. De esta manera se consigue una sección del fuselaje que combina un refuerzo dirigido a aumentar la resistencia a la torsión del fuselaje (la estructura reticular Interna) y un refuerzo dirigido a mejorar la resistencia a la flexión del fuselaje (las vigas longitudinales).
En realizaciones de la sección del fuselaje de la invención, la estructura de soporte de dicha estructura reticular interna está formada por un conjunto de vigas y cuadernas y dicha estructura reticular interna está dispuesta sobre dicha estructura de soporte sustanclalmente paralela al revestimiento. De esta manera se consigue una sección del fuselaje con un refuerzo que, por un lado, contribuye al aumento de la resistencia a la torsión en las zonas no dañadas de la
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sección del fuselaje y, por otro lado, contribuye a la reducción de la energía del cuerpo en las zonas dañadas de la sección del fuselaje.
En realizaciones de la invención, la estructura de soporte de dicha estructura reticular interna está formada por dos vigas y elementos transversales entre ellas. De esta manera se consigue una sección del fuselaje con un refuerzo destinado principalmente al aumento de la resistencia a la torsión en las zonas no dañadas del fuselaje por impactos de alta energía.
En realizaciones de la sección del fuselaje con una estructura reticular interna cruzando el interior del fuselaje, dicha estructura de soporte puede estar configurada para proporcionar una superficie completamente plana de soporte o una superficie poligonal plana de soporte o una superficie curvada de soporte a dicha estructura reticular interna. Se proporcionan por tanto tres configuraciones diferentes de la superficie de soporte de la estructura reticular interna para facilitar su incorporación a la particular sección del fuselaje sometida al impacto de un cuerpo de unas características dadas.
En realizaciones de la sección del fuselaje de acuerdo con esta invención, la estructura reticular interna puede estar formada por paneles de un material compuesto o un material metálico, incluyendo dos elementos resistentes en dos direcciones diferentes a las direcciones de las trazas de los miembros de la estructura de soporte que están unidos a ella por medios de unión apropiados, o por elementos discretos tales como barras, cables o cintas de materiales adecuados orientados en una o dos direcciones diferentes a las direcciones de las trazas de los miembros de la estructura de soporte. Se proporcionan por tanto cuatro realizaciones diferentes de la estructura reticular interna para facilitar la ¡mplementaclón de la estructura reticular interna en la particular sección del fuselaje afectada por un impacto de un cuerpo de unas características dadas.
En realizaciones de la sección del fuselaje de acuerdo con la invención, dicho revestimiento, dichas cuadernas y dichas vigas están hechas de un material compuesto. De esta manera se proporciona una sección del fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño cuyos elementos estructurales están hechos de un material compuesto.
En realizaciones de la invención, dicho impacto de un cuerpo externo es uno o más de los siguientes: un impacto de una pieza desprendida del sistema de propulsión de la aeronave (incluyendo el impacto de hielo desprendido de una pala del motor), el impacto de restos desprendidos de la aeronave, un impacto de pájaro, un impacto de un severo granizo en vuelo, un impacto de un proyectil balístico o un impacto de otros objetos con gran energía. Se consigue con ello secciones del fuselaje afectadas por impactos que causan graves daños resistentes al impacto y tolerantes a los daños.
En otro aspecto, los objetos antes mencionados se consiguen con una aeronave provista de un sistema de propulsión situado en la parte trasera de la aeronave y un empenaje detrás del sistema de propulsión que comprende una sección del fuselaje de una aeronave en su parte trasera afectada por impactos de piezas desprendidas de dicho sistema de propulsión teniendo cualquiera de las características antes mencionadas.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción detallada de una realización Ilustrativa y no limitativa de su objeto en relación con las Figuras que se acompañan.
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Descripción de los dibujos
Las Figuras 1a y 1b son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral y en planta de la parte trasera de una aeronave cuyo fuselaje está equipado con un sistema de propulsión.
Las Figuras 2a y 2b ilustran, respectivamente, una posible trayectoria de una pala desprendida del sistema de propulsión de la aeronave y el daño causado en el fuselaje de la aeronave.
Las Figuras 3a y 3b son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral y en planta de la parte trasera de una aeronave que ilustran la sección del fuselaje afectada por una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave.
Las Figuras 4a, 4b y 5a, 5b ilustran dos casos de daños en los que la resistencia a torsión y las resistencia a flexión del fuselaje se reduce considerablemente.
Las Figuras 6a y 6b son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral y en planta de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave provista de una estructura reticular interna sustancialmente paralela al revestimiento según la presente invención.
La Figura 7a es una vista esquemática en sección transversal de una sección del fuselaje según una realización de la presente invención y la Figura 7b es una vista lateral parcial por el plano A-A.
Las Figuras 8a, 8b son vistas esquemáticas que ilustran la disposición de una estructura reticular interna sobre una estructura de soporte en una sección del fuselaje según la presente invención.
La Figura 9 es una vista esquemática que ilustra una estructura reticular interna que comprende en cada marco de la estructura de soporte un conjunto de elementos discretos.
La Figura 10a es una vista en perspectiva de una estructura reticular interna montada sobre un marco de una estructura de soporte paralelamente al revestimiento del fuselaje en una sección del fuselaje según la presente invención y la Figura 10b es una vista por e plano B-B.
Las Figuras 11a, 11b, 12a, 12b, 13a, 13b ilustran el comportamiento de una sección del fuselaje con una estructura reticular interna paralela al revestimiento según la presente invención sometida a tres impactos diferentes.
Las Figuras 14a, 14b, 14c y 14d son vistas en sección transversal de cuatro formas de realización de una sección del fuselaje con una estructura reticular interna paralela al revestimiento.
Las Figuras 15a y 15b son vistas esquemáticas de una estructura reticular interna formada por paneles montados sobre un marco de una estructura de soporte.
Las Figuras 16a y 16b son vistas esquemáticas de una estructura reticular interna formada por barras montadas en un marco de una estructura de soporte.
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La Figura 17 es una vista esquemática de una estructura reticular interna formada por cables montados en un marco de una estructura de soporte.
Las Figuras 18a y 18b son vistas esquemáticas de una estructura reticular interna formada por cintas montadas sobre un marco de una estructura de soporte.
Las Figuras 19a, 19b, 19c son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral, en planta y en sección transversal de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave con una estructura reticular interna horizontal según la presente Invención. La Figura 19d es una vista lateral parcial por el plano A-A de la Figura 19c.
La Figura 20a es una vista esquemática de una sección transversal de la parte trasera de un aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave provista con una estructura reticular interna vertical según la presente invención.
La Figura 20b es una vista esquemática de la sección transversal de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave con dos estructuras reticulares Internas.
La Figura 21a es una vista en sección transversal de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles Impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave con una estructura reticular Interna poligonal según la presente invención. La Figura 21b es una vista lateral parcial por el plano A-A de la Figura 21a.
La Figura 22 es una vista en sección transversal de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles Impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave con una estructura reticular Interna curvada según la presente invención.
Descripción detallada de la invención
Aunque la presente invención se refiere a cualquier sección del fuselaje afectada por un impacto de un cuerpo capaz de producir un daño importante en el fuselaje, la siguiente descripción detallada de la invención se referirá a una sección del fuselaje trasero afectada por el impacto de un cuerpo tal como una pala u otro resto desprendido de un sistema de propulsión situado en la parte trasera del fuselaje.
En una aeronave que tiene un sistema de propulsión 13 con palas de hélice 15 unido a la parte trasera 31 del fuselaje por medio de pilones delanteros 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 31 con gran energía. En la aeronave mostrada en las Figuras 1a y 1b el empenaje comprende un estabilizador vertical de cola 21 y un estabilizador horizontal de cola superior 23 detrás del sistema de propulsión 13.
Como se muestra en las Figuras 2a y 2b, una pala desprendida puede seguir una trayectoria 11 impactar en el fuselaje trasero 31 y producir un gran daño 12.
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Las Figuras 3a y 3b muestran la sección del fuselaje 32 del fuselaje trasero 31 afectada por el riesgo de ser impactada por una pala desprendida 15, teniendo en cuenta todas sus posibles trayectorias.
Las Figuras 4a, 4b y 5a, 5b ¡lustran, respectivamente, el gran daño 12 producido en la sección del fuselaje 32 por una pala separada siguiendo dos trayectorias diferentes 11. La sección del fuselaje 32 tiene ¡nicialmente una forma cerrada intacta y después del impacto tiene una forma abierta porque una parte de la sección del fuselaje 32 ha sido eliminada reduciendo considerablemente tanto la resistencia a la torsión como la resistencia a la flexión del fuselaje. Esto puede causar una situación peligrosa para la seguridad de la aeronave en la "misión de llegar a casa" después del impacto de la pala.
Por lo tanto, es esencial diseñar una sección del fuselaje 32 con una resistencia a la torsión y una resistencia a la flexión mejoradas para resistir impactos de alta energía.
La idea básica de la presente invención es añadir a una sección del fuselaje de estructura convencional, tal como un revestimiento reforzado con larguerillos longitudinales más cuadernas transversales (o un revestimiento de una estructura sándwich más cuadernas transversales), afectada por un impacto de un cuerpo, una estructura reticular interna montada sobre una estructura de soporte, que incluye vigas longitudinales unidas al revestimiento e interconectadas con dichas cuadernas, creando celdas cerradas con el revestimiento y su estructura de soporte para mejorar su resistencia y su tolerancia al daño frente a dicho impacto.
En la realización mostrada en las Figuras 6a, 6b, 7a y 7b la sección del fuselaje 32 afectada por un impacto de una pala desprendida comprende un revestimiento 35 reforzado con larguerillos longitudinales (no mostrados), más cuadernas transversales 37 y una estructura reticular interna 51 montada en una estructura de soporte formada por dichas cuadernas 37 y unas vigas longitudinales 39 unidas al revestimiento 35 e interconectadas con dichas cuadernas
37.
Como se ilustra en las Figuras 8a, 8b, dicha estructura reticular interna 51 está formada por distintos elementos dispuestos en dos direcciones que forman ángulos predeterminados (preferentemente +45 y -45 grados) con los miembros de la estructura de soporte 41 de manera que puedan reaccionar en contra de la distorsión angular de dicha estructura de soporte 41 generando cargas internas de compresión y/o tracción en dichos elementos tal como se muestra en las flechas de la Figura 8b. La estructura reticular interna 51 también puede estar formada por distintos elementos dispuestos en una dirección formando un ángulo predeterminado (preferentemente +45 o -45 grados) con los miembros de la estructura de soporte 41.
La Figura 9 muestra otra realización de una estructura reticular interna 51 formada por un conjunto de elementos discretos dispuestos en una forma más distribuida, siguiendo dos direcciones formando ángulos predeterminados (preferentemente +45 y -45 grados) con los miembros de la estructura de soporte 41.
Dicha estructura reticular interna 51 está montada sobre la estructura de soporte 41 formada por vigas 39 y cuadernas 37 con un desplazamiento con respecto al revestimiento 35 formando por tanto celdas cerradas con el revestimiento 35, las vigas 39 y las cuadernas 37 como se muestra en las Figuras 10a y 10b, que es muy eficaz para resistir las cargas de los momentos de torsión. Cuando mayor sea el área cubierta por dichas celdas 75 mayor será su eficiencia para resistir dichas cargas.
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Además de ser miembros de la estructura de soporte 41 de la estructura reticular Interna 51, las vigas longitudinales 39 también proporcionan la inercia de flexión adicional a la sección del fuselaje que se necesita para restaurar la resistencia a la flexión después de los daños. También actúan como topes para detener daños de grietas en el revestimiento 35 y como refuerzos en las zonas de corte para evitar la propagación de los daños a las áreas no dañadas del fuselaje.
En el caso de un impacto de alta energía, como se muestra en las Figuras 11a, 11 b y 12a, 12b, las células impactadas 75’ se eliminan, pero las células restantes 75" y las vigas longitudinales 39 en las áreas no dañadas aseguran una resistencia residual del fuselaje que evita un accidente catastrófico. Las primeras células afectadas 75' pueden absorber energía parcialmente deformándose antes de romperse reduciendo con ello la energía de cuerpo y por lo tanto el daño resultante en el resto del fuselaje. Ejemplos de impactos de alta energía son los producidos por eventos de fallos tales como una pala desprendida del motor o un trozo desprendido del motor.
En el caso de un impacto de menos energía, como se muestra en las Figuras 13a, 13b, la primera celda ¡mpactada 75' puede detener el cuerpo deformándose elásticamente sin romperse o colapsándose si la energía del cuerpo es suficiente, lo que reduce el daño en el resto de la fuselaje.
Como resultado, una sección del fuselaje 32 según la presente invención aumenta su resistencia a Impactos de alta energía o de baja energía y también mejora su resistencia residual cuando se producen grandes daños mejorando la seguridad general de la aeronave con un mínimo incremento de peso.
La configuración de la sección del fuselaje 32 según la Invención dependerá de los daños esperados causados por el impacto de una pala u otro resto desprendido del sistema de propulsión.
En la realización mostrada en la Figura 14a la estructura reticular Interna 51 cubre por completo el perímetro Interno de las cuadernas 37 e Incluye ocho vigas longitudinales 39 ubicadas estratégicamente en el perímetro para la generación de los refuerzos que son más eficientes para resistir el impacto, en función de su tamaño y trayectoria. Se generan por lo tanto ocho celdas cerradas 75.
En las realizaciones mostradas en las Figuras 14b, 14c y 14d la estructura reticular interna 51 cubre parcialmente el perímetro interno de las cuadernas 37 creando una o dos celdas 75. En las realizaciones mostradas en las Figuras 14c y 14d la sección del fuselaje 32 incluye vigas adicionales 39 a las que son miembros de la estructura de soporte de dicha estructura reticular interna 51.
La posición de dicha estructura reticular interna 51 y dichas vigas longitudinales 39 se determina de manera que haya las máximas probabilidades de que la trayectoria del cuerpo deje al menos una celda cerrada 75 formada por la estructura reticular interna 51 con el revestimiento 35 no dañado. Como resultado, la sección del fuselaje 32 según la invención puede resistir el impacto de un cuerpo de un tamaño y trayectorias esperados añadiendo a una estructura convencional de fuselaje una estructura de refuerzo de peso mínimo y máxima eficiencia.
Dicha estructura reticular interna 51 se puede formar, como se muestra en las Figuras 15a y 15b, por paneles aligerados 61, que pueden estar fabricados en un material compuesto, en un material metálico ligero o en otro material de alta resistencia, comprendiendo dos elementos resistentes 63, 63' orientados preferentemente a +-45° con respecto a las cuadernas 37 y unidos a la estructura de soporte 41 por medio de remaches 87 o cualquier otro medio apropiado.
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En la realización mostrada en la Figura 15a el panel aligerado 61 tiene una forma rectangular, mientras que en la realización mostrada en la Figura 15b tiene forma de cruz.
Dicha estructura reticular interna 51 también puede estar formada, como se muestra en las Figuras 16a y 16b por barras 65, 65' que pueden estar fabricadas en un material compuesto, en una aleación metálica ligera o en otro material de alta resistencia, orientadas preferentemente a +-45° con respecto a las cuadernas 37. En la realización mostrada en la Figura 16a las barras 65, 65' están unidas a la estructura de soporte 41 por medio de remaches 87. En la realización mostrada en la Figura 16b las barras 65, 65' están unidas a la estructura de soporte 41 a través de accesorios apropiados 90.
Dicha estructura reticular interna 51 también puede estar formada, como se muestra en la Figura 17, por cables 67, 67', que pueden estar fabricados en uno de los siguientes materiales: carbono, acero, nylon u otro material de alta resistencia tal como Kevlar® o aramida, orientados preferentemente a +-45° con respecto a las cuadernas 37 y unidos a la estructura de soporte 41 a través de accesorios apropiados 90.
Dicha estructura reticular interna 51 también puede estar formada, como se muestra en las Figuras 18a y 18b, por cintas 69, 69' que pueden estar fabricadas de fibras discretas o hilos en uno de los siguientes materiales: carbono, acero, nylon u otro material de alta resistencia tal como Kevlar® o aramida, orientados preferentemente a +-45° con respecto a las cuadernas 37. En la realización mostrada en la Figura 18a las cintas 69, 69' están unidas a la estructura de soporte 41 a través de accesorios apropiados 90. En la realización mostrada en la Figura 18b el conjunto de cintas 69, 69' están unidas a la estructura de soporte 41 por medio de remaches 87.
En las realizaciones mostradas en las Figuras 19a-19d la sección del fuselaje 32 afectada por un impacto de una pala desprendida comprende un revestimiento 35 rigidizado con larguerillos longitudinales (no mostrados) y cuadernas transversales 37 y una estructura reticular Interna 53 plana montada sobre una estructura de soporte 43 formado por dos vigas 39 y elementos transversales 34 entre ellas delimitando una celda 75 con el revestimiento 35. La sección del fuselaje 32 también se compone de dos vigas 39 separadas de dicha estructura reticular Interna 53.
En la realización de la Figura 20a, la sección del fuselaje 32 comprende una estructura reticular Interna 53 vertical que delimita una celda 75 con el revestimiento 35. La sección del fuselaje 32 también se compone de dos vigas 39 separadas de dicha estructura reticular interna 53.
En la realización de la Figura 20b, la sección del fuselaje 32 consta de dos estructuras reticulares Internas 53 planas que delimitan por tanto, cuatro celdas 75 con el revestimiento 35.
En la realización mostrada en las Figuras 21a, 21b, la estructura reticular interna 53 tiene una configuración poligonal delimitando una celda 75 con el revestimiento 35 y la estructura de soporte 43 también comprende elementos longitudinales 36 interconectados con los elementos transversales 34.
En la realización mostrada en la Figura 22, la estructura reticular interna 53 tiene una configuración curvada delimitando una celda 75 con el revestimiento. La estructura de soporte 71 también comprende elementos longitudinales 36 interconectados con los elementos transversales 34.
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Como en el caso de las realizaciones con una estructura reticular interna 51, la posición de dicha estructura reticular interna 53 y dichas vigas 39 se determina de manera que haya las máximas probabilidades de que la trayectoria del cuerpo deje al menos una celda cerrada 75 formada por la estructura reticular interna 53 con el revestimiento 35 no dañado. Como resultado, la sección del fuselaje 32 según la invención puede resistir el impacto de un cuerpo de un tamaño y trayectorias esperados añadiendo a una estructura convencional de fuselaje una estructura de refuerzo de peso mínimo y máxima eficiencia.
La estructura reticular interna 53 puede estar formada con los mismos mencionados paneles de 61, barras 65, 65’, cables 67, 67' y cintas 69, 69' mencionados anteriormente para la estructura reticular interna 51.
La presente invención también comprende realizaciones combinando en la sección del fuselaje de 32 afectada por un impacto de un cuerpo exterior las estructuras reticuladas internas 51, 53 mencionadas anteriormente y vigas longitudinales 39 separadas adecuadamente distribuidas para soportar los daños esperables a causa de dicho impacto.
Resumiendo las contribuciones de las vigas 39 de la sección del fuselaje 32 según la invención, se pueden mencionar las siguientes:
- Incremento de resistencia a flexión del fuselaje en caso de daños importantes del fuselaje.
- Actuar como topes de propagación de daños.
- Actuar como refuerzos en las zonas de corte.
- Actuar como elementos de compresión y flexión para soportar aquellos elementos de la estructura reticular interna 51, 53, que sólo son capaces de soportar esfuerzos de tracción (es decir, cables y cintas)
- Actuar como absorbedores de la energía del impacto.
- Reducir la energía cinética del cuerpo que impacta por medio de energía de absorción o deformación. Resumiendo las contribuciones de las estructuras reticulares internas 51, 53 de la sección del fuselaje 32 según la invención, se pueden mencionar las siguientes:
- Generar celdas cerradas que permanecen en caso de daños que destruyen una zona del fuselaje.
- Aumentar la resistencia a la torsión.
- Actuar como absorbedores de la energía del impacto.
- Reducir la energía cinética del cuerpo que impacta por medio de energía de absorción o deformación.
- Mejorar la estabilidad lateral de las cuadernas.
- Actuar como un suelo de mantenimiento.
- Actuar como una estructura de protección si hay restos desprendidos activos en el interior del fuselaje.
- Actuar como una protección de la estructura primaria frente a daños accidentales que puedan ocurrir dentro de la sección del fuselaje.
Como ventajas adicionales de la presente invención cabe indicar que la estructura multi-celda de la sección del fuselaje 32 rlgldlza las cuadernas 37 y reduce el ruido causado por el sistema de propulsión 13 que se propaga a través del revestimiento 35 y llega a 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 siguientes.

Claims (15)

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    REIVINDICACIONES
    1. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave sometida a impactos de cuerpos externos, teniendo el fuselaje de la aeronave una forma curva con al menos un plano de simetría vertical (A-A) y un eje longitudinal central y comprendiendo un revestimiento (35) y una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendlcularmente a dicho eje longitudinal (33), la sección (32) de fuselaje comprendiendo también al menos una estructura reticular interna (51, 53) montada sobre una estructura de soporte (41, 43) que incluye vigas longitudinales (39) unidas al revestimiento (35) e interconectadas con dichas cuadernas (37), estando dispuesta dicha estructura reticular Interna (51, 53) para crear al menos una celda cerrada (75) con el revestimiento (35) para mejorar su resistencia y su tolerancia al daño respecto a dichos impactos caracterizada por que la estructura soporte (43) está formada por dos vigas longitudinales (39) y un conjunto de elementos transversales (34) entre ellas, dichos elementos transversales estando localizados transversalmente a dichas vigas (39).
  2. 2. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según la reivindicación 1, en la que la estructura de soporte (43) está configurada para proporcionar una superficie completamente plana de soporte a dicha estructura reticular Interna (53).
  3. 3. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según la reivindicación 1, en la que la estructura de soporte (43) también comprende elementos longitudinales (36) interconectados con dichos elementos transversales (34) y está configurada para proporcionar una superficie poligonal plana de soporte a dicha estructura reticular interna (53).
    4 - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según la reivindicación 1, que también comprende vigas longitudinales (39) adicionales a las vigas que pertenecen a dicha estructura de soporte (41, 43) unidas al revestimiento (35) e interconectadas con dichas cuadernas (37).
  4. 5. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en la que la estructura de soporte (41) está formada por un conjunto de vigas (39) y cuadernas (37).
  5. 6. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según la reivindicación 5, en la que la estructura reticular interna (51) está dispuesta sobre dicha estructura de soporte (41) sustancialmente paralela al revestimiento (51).
  6. 7. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según la reivindicación 1, en la que la estructura de soporte (43) también comprende elementos longitudinales (36) interconectados con dichos elementos transversales (34) y está configurada para proporcionar una superficie curvada de soporte a dicha estructura reticular interna (53).
  7. 8. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1-3 ó 5-6, en la que la estructura reticular interna (51, 53) comprende paneles (61) de un material compuesto, un material metálico u otro material de alta resistencia incluyendo dos elementos resistentes (63, 63’) en dos direcciones diferentes a las direcciones de las trazas de los miembros de la estructura de soporte (41, 43) que están unidos a ella por medios de unión apropiados.
  8. 9. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1-3 ó 5-6, en la que la estructura reticular interna (51, 53) comprende elementos discretos (65, 65’; 67, 67’; 69, 69’) orientados en una o dos
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    direcciones diferentes a las direcciones de las trazas de los miembros de la estructura de soporte (41, 43) que están unidos a ella por medios de unión apropiados.
  9. 10. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según la reivindicación 9, en la que dichos elementos discretos (65, 65’; 67, 67’; 69, 69’) están unidos a las zonas de intersección de los miembros de la estructura de soporte (41, 43).
  10. 11. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 9-10, en la que dichos elementos discretos (65, 65’) son barras de un material compuesto, una aleación metálica ligera u otro material de alta resistencia.
  11. 12. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 9-10, en la que dichos elementos discretos (67, 67’) son cables de uno de los siguientes materiales: carbono, acero, nylon u otro material de alta resistencia tal como aramida.
  12. 13. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 9-10, en la que dichos elementos discretos (69, 69’) son cintas de uno de los siguientes materiales: carbono, acero, nylon u otro material de alta resistencia tal como aramida.
  13. 14. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1-13, en la que dicho revestimiento (35), dichas cuadernas (37) y dichas vigas (39) están hechos de un material compuesto.
  14. 15. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1-14 en la que dichos impactos de cuerpos externos son uno o más de los siguientes: un impacto de una pieza desprendida del sistema de propulsión de la aeronave, un impacto de una acumulación de hielo, un impacto de un resto desprendido de la aeronave, un impacto de pájaro, un impacto de un severo granizo en vuelo, un impacto de un proyectil balístico.
  15. 16. - Aeronave provista de un sistema de propulsión (13) situado en la parte trasera de la aeronave y un empenaje (21, 23) detrás del sistema de propulsión (13), caracterizada por que comprende una sección (32) del fuselaje en su parte trasera afectada por impactos de piezas desprendidas de dicho sistema de propulsión según cualquiera de las reivindicaciones 1-14.
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