ES2637594T3

ES2637594T3 - Ventana en forma de rombo para un fuselaje metálico y/o de material compuesto

Info

Publication number: ES2637594T3
Application number: ES12703672.1T
Authority: ES
Inventors: Max U. Kismarton
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2011-03-04
Filing date: 2012-02-03
Publication date: 2017-10-13
Anticipated expiration: 2032-02-03
Also published as: CA2826143A1; US8616500B2; JP6029599B2; WO2012121825A1; AU2012226306B2; KR20130140116A; EP2681112B1; US20120223187A1; JP2014506854A; CN103429493B; KR101928114B1; RU2013144411A; CA2826143C; BR112013022591B1; US9193483B2; US20140076477A1; EP2681112A1; BR112013022591A2; CN103429493A; RU2586768C2

Abstract

Un fuselaje de aeronave, que comprende: una sección de cuerpo cilíndrico (34) que tiene un revestimiento que está formado por material compuesto que tiene unas fibras de refuerzo (44) que están embebidas en una matriz; un primer corte (52a) y un segundo corte (52b) que se forman en la sección de cuerpo cilíndrico en una relación de yuxtaposición uno con respecto a otro; una trayectoria de cargas directa que se extiende de una forma sustancialmente continua desde una porción inferior (76) de la sección de cuerpo cilíndrico en general por debajo del primer corte hasta una porción superior (74) de la sección de cuerpo cilíndrico en general por encima del segundo corte, caracterizado por que: el primer y el segundo cortes tienen, cada uno, una forma general de rombo que incluye un segmento lateral que está orientado generalmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas directa; al menos una porción de las fibras está orientada generalmente en paralelo con respecto al segmento lateral y se extiende desde una posición por debajo de un extremo inferior (60b) del primer corte hasta una posición por encima de un extremo superior (60a) del segundo corte.

Description

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DESCRIPCION

Ventana en forma de rombo para un fuselaje metalico y/o de material compuesto Campo

La presente divulgacion se refiere, en general, a ventanas de aeronave y, mas en concreto, a una forma de corte optimizada para un fuselaje de aeronave.

Antecedentes

Las aeronaves de pasajeros convencionales que se usan en la aviacion comercial incluyen, por lo general, unas ventanas de pasajeros que estan montadas a lo largo de los lados del fuselaje de aeronave. Por lo general, las ventanas que estan orientadas en sentido lateral se disponen en una unica fila en una hilera de ventanas que se extiende entre los extremos delantero y trasero a cada lado del fuselaje. Por lo general, cada ventana se monta en un corte de ventana que se forma en los lados.

Durante el servicio, la aeronave esta sometida a una diversidad de cargas diferentes de una magnitud y una orientacion diferentes. Por ejemplo, durante el vuelo, el peso de la aeronave y la carga util de aeronave (por ejemplo, los pasajeros, el equipaje, la carga) son soportados por las alas de la aeronave. Durante un vuelo de crucero normal, el peso de la aeronave y la carga util dan lugar a un momento de flexion sobre el fuselaje. El momento de flexion genera una carga de cizalladura en el plano a cada lado del fuselaje. La carga de cizalladura da como resultado unas componentes de tension y de compresion de la carga de cizalladura en la region lateral y que estan orientadas a aproximadamente 45 grados en relacion con el eje longitudinal de la aeronave. La carga de cizalladura pasa a traves de la hilera de ventanas que conecta la region de corona del fuselaje con la region de quilla del fuselaje.

Por lo general, las ventanas de aeronave convencionales tienen la forma de un ovalo y estan separadas a lo largo del fuselaje de aeronave a una distancia de paso relativamente corta. Por lo general, la distancia de paso entre las ventanas se corresponde con la distancia entre cuadernas circunferenciales que, por lo general, estan separadas a aproximadamente 56 - 61 cm (22 - 24 pulgadas) a lo largo del lado interior del revestimiento del fuselaje. La combinacion de la distancia de paso relativamente corta y la forma de ovalo de las ventanas de aeronave convencionales da como resultado una trayectoria de cargas discontinua o retorcida para las cargas de cizalladura. A este respecto, las ventanas en forma de ovalo y la distancia de paso evitan que la carga de cizalladura pase en una llnea recta entre las ventanas y, en su lugar, crean una discontinuidad en la trayectoria de cargas de cizalladura que fuerza a la carga de cizalladura a rodear cada ventana en forma de ovalo.

La trayectoria de cargas discontinua da como resultado unas concentraciones de esfuerzos a lo largo de los bordes de los cortes de ventana que requieren un aumento en cuanto al espesor de revestimiento en torno a los cortes para mantener el esfuerzo por debajo de los llmites admisibles del material de revestimiento. El espesor de revestimiento aumentado aumenta el coste, la complejidad y el tiempo de produccion de la aeronave. Ademas, el aumento en cuanto al peso debido al espesor de revestimiento aumentado reduce la capacidad de carga util de la aeronave y aumenta el consumo de combustible.

Tal como se puede observar, existe en la tecnica una necesidad de un corte de ventana que tenga una forma optimizada que mejore la trayectoria de cargas entre los cortes de ventana en las regiones laterales del fuselaje. Ademas, existe en la tecnica una necesidad de una disposicion que optimice el espesor de revestimiento en areas adyacentes a los cortes de ventana.

El documento EP 1.375.339 divulga unas ventanas de aeronave que tienen una forma triangular, de rombo o ellptica para mejorar el campo de vision para los pasajeros de un intervalo aumentado de estaturas. En una realizacion, una ventana generalmente triangular tiene una forma que incluye unos segmentos laterales que estan orientados en paralelo con respecto a al menos algunas de las fibras en la matriz de la estructura de material compuesto del fuselaje. En una realizacion separada, una ventana tiene forma de rombo.

Sumario

Las necesidades que se han indicado en lo que antecede que estan asociadas con los cortes son abordadas de forma especlfica por la presente invencion de acuerdo con las reivindicaciones independientes 1 que se dirige a un fuselaje de aeronave y 8 que se dirige a un metodo de formation de cortes en una region lateral de un fuselaje de este tipo. La invencion de acuerdo con ambas reivindicaciones independientes se dirige a una section de cuerpo cillndrico de un fuselaje que tiene un revestimiento que esta formado por material compuesto que tiene unas fibras de refuerzo que estan embebidas en una matriz y un primer y un segundo corte yuxtapuestos, as! como una trayectoria de cargas directa que se extiende de una forma sustancialmente continua desde una portion inferior de

la seccion de cuerpo cilindrico en general por debajo del primer corte hasta una porcion superior de la seccion de cuerpo cilindrico en general por encima del segundo corte, y se caracteriza por que el primer y el segundo cortes tienen, cada uno, una forma en general de rombo que incluye un segmento lateral que esta orientado generalmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas directa y por que al menos una porcion de las fibras esta 5 orientada generalmente en paralelo con respecto al segmento lateral y se extiende desde una posicion por debajo de un extremo inferior del primer corte hasta una posicion por encima de un extremo superior del segundo corte. En una realizacion, la region lateral incluye un revestimiento que tiene un espesor de revestimiento nominal; incluyendo la region lateral una region de acolchado al menos en un area entre el primer y el segundo cortes; y siendo el espesor de revestimiento en la region de acolchado mayor que el espesor de revestimiento nominal. En una 10 realizacion, el primer y el segundo cortes definen una garganta a la distancia mas corta entre los mismos; y aumentando, en general, el espesor de revestimiento en la region de acolchado a lo largo de al menos una de una direccion desde la porcion superior hacia la garganta y una direccion desde la porcion inferior hacia la garganta. En una realizacion, al menos una porcion de las fibras esta orientada con un angulo de aproximadamente 50 a 75 grados en relacion con un eje longitudinal de la aeronave. En una realizacion, el primer y el segundo cortes tienen la 15 forma de un rombo que tiene un eje mayor y un eje menor y el eje mayor esta orientado dentro de +/- 20 grados de un eje circunferencial de la aeronave. En una realizacion, la forma de rombo tiene cuatro segmentos laterales; y estando orientado al menos uno de los segmentos laterales sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas. En otra realizacion, el fuselaje de aeronave incluye una seccion de cuerpo cilindrico que tiene al menos un panel lateral; un primer corte y un segundo corte que se forman en el panel lateral en una relacion de 20 yuxtaposicion uno con respecto a otro; y una trayectoria de cargas directa que se extiende a lo largo de la seccion de cuerpo cilindrico, extendiendose la trayectoria de cargas de una forma sustancialmente continua desde una porcion inferior del panel lateral en general por debajo del primer corte hasta una porcion superior del panel lateral en general por encima del segundo corte. En una realizacion del metodo, la region lateral incluye un revestimiento que tiene un espesor de revestimiento nominal, comprendiendo adicionalmente el metodo las etapas de incluir una 25 region de acolchado en la region lateral al menos en un area entre el primer y el segundo cortes; y aumentar el espesor del revestimiento en la region de acolchado en relacion con el espesor de revestimiento nominal. En una realizacion, el metodo comprende adicionalmente la etapa de formar el primer y el segundo cortes en la forma de un rombo que tiene un eje mayor y un eje menor. En una realizacion del metodo, la forma de rombo tiene cuatro segmentos laterales. Las caracteristicas, funciones y ventajas que se han analizado se pueden lograr de forma 30 independiente en diversas realizaciones de la presente divulgacion o se pueden combinar en aun otras realizaciones, detalles adicionales de las cuales se pueden observar con referencia a la siguiente descripcion y los dibujos en lo sucesivo.

Breve descripcion de los dibujos

Estas y otras caracteristicas de la presente divulgacion seran mas evidentes tras la referencia a los dibujos, en los 35 que numeros semejantes se refieren a partes semejantes por su totalidad, y en los que:

la figura 1A es una vista en perspectiva de una aeronave que tiene un fuselaje que esta compuesto por una pluralidad de secciones de cuerpo cilindrico unitarias;

la figura 1B es una vista en perspectiva de una aeronave que tiene un fuselaje que esta compuesto por una pluralidad de paneles que se pueden ensamblar para formar al menos una seccion de cuerpo cilindrico;

40 la figura 2 es una vista lateral de la aeronave que ilustra un momento de flexion que se aplica al fuselaje;

la figura 3 es una vista en seccion transversal que se toma a lo largo de la linea 3 de la figura 2 y que ilustra una carga de presurizacion de cabina que se aplica a una seccion de cuerpo cilindrico del fuselaje;

la figura 4 es una vista en perspectiva de la seccion de cuerpo cilindrico que tiene cuatro cuadrantes circunferenciales que incluyen una region de corona, una region de quilla y un par de regiones laterales y que ilustra 45 una carga de tension en la region de corona y una carga de compresion en la region de quilla como resultado del momento de flexion que se muestra en la figura 2;

la figura 4A es una vista lateral de una porcion de la region lateral que se toma a lo largo de la linea 4A de la figura 4 y que ilustra un par de cortes de ventana en forma de rombo que se forman en la region lateral;

la figura 5 es una ilustracion de un elemento representativo de la region lateral que se toma a lo largo de la linea 5 50 de la figura 4A y que ilustra la componente de tension del esfuerzo de cizalladura que tiene lugar en la region lateral como resultado del momento de flexion que se aplica al fuselaje en la figura 2 y que ilustra adicionalmente un esfuerzo de tension circunferencial que tiene lugar en la region lateral como resultado de la carga de presurizacion de cabina que se muestra en la figura 3;

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la figura 6 es una ilustracion de una trayectoria de cargas de cizalladura y una trayectoria de cargas de tension circunferencial que se corresponden con el esfuerzo de cizalladura y el esfuerzo de tension circunferencial de la figura 5;

la figura 7 es una ilustracion de una trayectoria de cargas de una resultante de la carga de cizalladura y la carga de tension circunferencial de la figura 6;

la figura 8 es una vista lateral de la aeronave que ilustra un momento de flexion que se aplica al fuselaje en una direccion opuesta con respecto al momento de flexion que se muestra en la figura 2;

la figura 9 es una ilustracion del elemento representativo de la region lateral que muestra la orientacion del esfuerzo de cizalladura en la region lateral como resultado del momento de flexion de la figura 8 y que ilustra el esfuerzo de tension circunferencial en la region lateral como resultado de la carga de presurizacion de cabina de la figura 3;

la figura 10 es una ilustracion de una trayectoria de cargas de cizalladura y una trayectoria de cargas de tension circunferencial que se corresponden con el esfuerzo de cizalladura y el esfuerzo de tension circunferencial de la figura 9;

la figura 11 es una ilustracion de una trayectoria de cargas de una resultante de la carga de cizalladura y la carga de tension circunferencial de la figura 10;

la figura 12 es una vista lateral de una porcion de la region lateral que se toma a lo largo de la llnea 12 de la figura 4A y que ilustra el par de cortes de ventana en forma de rombo que se forman en un revestimiento de la region lateral y que ilustra adicionalmente unas fibras de refuerzo que estan orientadas sustancialmente en paralelo con respecto a una o mas trayectorias de cargas;

la figura 13 es un diagrama de unas cargas y condiciones de frontera que se aplican a un modelo de elementos finitos (FEM, finite element model) (la figura 14) de la region lateral para simular y predecir la respuesta estructural de la region lateral a una carga de cizalladura y una carga de tension circunferencial;

la figura 14 es una ilustracion de la FEM de la region lateral que muestra la distribution de esfuerzos en respuesta a una fuerza de cizalladura y una fuerza de tension circunferencial y que ilustra adicionalmente los segmentos laterales de los cortes que estan orientados en una alineacion general con las concentraciones de esfuerzos;

la figura 15 es una ilustracion de la FEM de la region lateral de la figura 14 y que ilustra una trayectoria de laminacion entre los cortes;

la figura 16 es una ilustracion de una realization de una region de acolchado que esta compuesta por unas capas de acolchado que se incorporan a la region lateral y que se conforman en la forma de una X que, en general, esta alineada con las trayectorias de cargas ilustradas;

la figura 17 es una ilustracion de la region lateral en una realizacion en la que la region de acolchado incluye unas capas de acolchado escalonadas;

la figura 18 es una ilustracion en section transversal de la region lateral que se toma a lo largo de la llnea 18 de la figura 17 y que ilustra el aumento progresivo en cuanto al espesor de revestimiento de la region lateral debido a la disposicion de las capas de acolchado;

la figura 19 es una ilustracion de la region lateral y una realizacion de la region de acolchado que tiene unas capas de acolchado adicionales para manejar la carga de tension circunferencial en la region lateral;

la figura 20 es una representation grafica de desplazamientos de un modelo de optimization de formas de un corte rectangular redondeado y que ilustra unos vectores de desplazamiento que indican la tendencia de la geometrla del corte a evolucionar a un corte en forma de rombo;

la figura 21 es una ilustracion del corte en forma de rombo que tiene unos segmentos laterales rectos;

la figura 22 es una ilustracion del corte en forma de rombo que tiene unas esquinas de extremos redondeados de un radio ra y unas esquinas de lados redondeados de un radio rb;

la figura 23 es una ilustracion de una realizacion del corte en forma de rombo que tiene unos segmentos laterales curvos;

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la figura 24 es una ilustracion de una realization del corte en forma de rombo con unos lados redondeados;

la figura 25 es una ilustracion de una realizacion del corte en forma de rombo con unos lados redondeados y una relation de aspecto aumentada en relation con la relation de aspecto del corte de la figura 24;

la figura 26 es una ilustracion de una realizacion de los cortes que estan inclinados en relacion con el eje circunferencial de la aeronave; y

la figura 27 es una ilustracion de un diagrama de flujo que representa una o mas operaciones que se pueden incluir en una metodologla de formation de un corte en un fuselaje.

Description detallada

Haciendo referencia a continuation a los dibujos, en los que lo que se muestra es para fines de ilustracion de unas realizaciones preferidas y diversas de la divulgation, en la figura 1A se muestra una vista en perspectiva de una aeronave de pasajeros 10 que tiene un fuselaje 16 y un par de alas 32 que se extienden hacia fuera a partir del fuselaje 16. El fuselaje 16 se extiende desde el morro 20 de la aeronave 10 a unos planos fijos de cola 22 en un extremo posterior del fuselaje 16. Los planos fijos de cola 22 pueden incluir un estabilizador horizontal 28, un timon de profundidad 30, un estabilizador vertical 24 y un timon de direction 26. El fuselaje 16 puede incluir una fila de ventanas 50 que se extienden a lo largo de cada lado del fuselaje 16.

La presente divulgacion incluye algunas realizaciones del fuselaje 16 de una aeronave 10 tal como se muestra en la figura 1A que tiene una o mas secciones de cuerpo cillndrico unitarias 34 con unos cortes 52 de la ventana en forma de rombo 50 optimizados. Cada una de las secciones de cuerpo cillndrico 34 puede comprender un revestimiento 42 que se extiende de una forma sustancialmente continua en torno a una circunferencia de la section de cuerpo cillndrico 34. El fuselaje 16 puede incluir unas regiones laterales 40 a cada lado de la seccion de cuerpo cillndrico 34. Uno o mas de los cortes 52 de la ventana 50 se pueden formar en las regiones laterales 40. Los cortes 52 de la ventana 50 se pueden dimensionar y configurar para facilitar una trayectoria de cargas directa entre los cortes 52.

Haciendo referencia a la figura 1B, se muestra el fuselaje 16 de la aeronave 10 en una realizacion que esta compuesta por una pluralidad de paneles 36', 38', 40' que se pueden ensamblar para formar una o mas secciones de cuerpo cillndrico 34. Por ejemplo, el fuselaje 16 puede incluir uno o mas paneles de corona 36' que se extienden a lo largo de una portion superior del fuselaje 16, uno o mas paneles de quilla 38' que se extienden a lo largo de una portion de debajo del fuselaje 16 y unos paneles laterales 40' que se extienden a lo largo de los lados del fuselaje 16. Los paneles 36', 38', 40' se pueden ensamblar para formar al menos una seccion de cuerpo cillndrico 34 del fuselaje 16. En la realizacion que se muestra en la figura 1B, cada uno de los paneles laterales 40' puede incluir uno o mas de los cortes 52 de la ventana en forma de rombo 50 optimizados que se pueden dimensionar y configurar para facilitar una trayectoria de cargas directa entre los cortes 52.

La presente divulgacion tambien incluye un metodo (la figura 27) de formacion de unos cortes en forma de rombo 52 en un fuselaje 16. Adicionalmente, la presente divulgacion incluye algunas realizaciones para optimizar un espesor de revestimiento (la figura 18) del fuselaje 16 en areas adyacentes a los cortes 52. A pesar de que la presente divulgacion se describe en el contexto de una aeronave de pasajeros de alas fijas 10 tal como se ilustra en las figuras 1A y 1B, se contempla que las realizaciones divulgadas se puedan aplicar a aeronaves de cualquier configuration, sin limitation. Por ejemplo, las realizaciones divulgadas se pueden aplicar a cualquier aeronave civil, comercial o militar y pueden incluir aeronaves de alas fijas y de alas rotatorias. Ademas, las realizaciones se pueden aplicar a unas configuraciones de aeronave alternativas y no se limitan a la configuracion de la aeronave de tubo y ala 10 que se ilustra en las figuras 1A y 1B. Por ejemplo, las realizaciones divulgadas se pueden aplicar a aeronaves hlbridas de ala y cuerpo (que no se muestran).

A pesar de que los cortes en forma de rombo 52 se describen en el contexto de las ventanas de pasajeros 50, las realizaciones divulgadas tambien se pueden aplicar a puertas, escotillas y otras aberturas que se pueden formar en un vehlculo o estructura que esta sometido a unas cargas combinadas de flexion (la figura 2) y de presurizacion de cabina (la figura 3).

La figura 2 es una vista lateral de la aeronave 10 que tiene una pluralidad de ventanas en forma de rombo 50 que se extienden a lo largo del fuselaje 16. El fuselaje 16 se puede someter a un momento de flexion M1 que esta orientado en la direccion que se muestra en la figura 2. El momento de flexion M1 se puede imponer sobre el fuselaje 16 debido a las cargas en vuelo. Por ejemplo, bajo la aplicacion de una carga gravitacional positiva, el peso de la aeronave 10 que es soportado por las alas 32 da como resultado el momento de flexion M1 sobre el fuselaje 16. El momento de flexion M1 tambien puede tener lugar debido a las cargas de maniobra, las rafagas ascendentes y las cargas de aterrizaje. La magnitud del momento de flexion M1 alcanza, por lo general, su valor mas alto cerca de la intersection del larguero frontal de ala (que no se muestra) con el fuselaje 16 y cerca de la intersection del larguero

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posterior de ala (que no se muestra) con el fuselaje 16 y, en general, disminuye a lo largo de unas direcciones respectivas hacia el morro 20 y los planos fijos de cola 22.

La figura 3 es una vista en seccion transversal del fuselaje 16 que se divide en cuatro cuadrantes circunferenciales que incluyen una region de corona 36, una region de quilla 38 y un par de regiones laterales 40. La region de corona 36, la region de quilla 38 y las regiones laterales 40 pueden formar parte de una seccion de cuerpo cillndrico unitaria 34 tal como se muestra en la figura 1A. Como alternativa, la region de corona 36 se puede configurar como un panel de corona 36' separado (la figura 1B), la region de quilla 38 se puede configurar como un panel de quilla 38' separado (la figura 1B), y cada una de las regiones laterales 40 se puede configurar como unos paneles laterales 40' separados (la figura 1B) que se pueden unir para formar una seccion de cuerpo cillndrico ensamblada 34' tal como se muestra en la figura 1B. Para los fines de la presente divulgacion, las referencias con respecto a las regiones laterales 40 abarcan y son de aplicacion del mismo modo a los paneles laterales 40' (la figura 1B). De forma similar, las referencias en la presente divulgacion a la region de corona 36 y la region de quilla 38 abarcan y son de aplicacion del mismo modo a unos respectivos del panel de corona 36' (la figura 1B) y el panel de quilla 38' (la figura 1B).

Haciendo aun referencia a la figura 3, las regiones laterales 40 pueden incluir uno o mas de los cortes 52 para las ventanas de pasajeros 50. Una carga de presurizacion de cabina P se puede aplicar al interior del fuselaje 16. La carga de presurizacion de cabina P representa la presurizacion interna de la cabina de pasajeros a una altitud. La Administration de Aviation Federal (FAA, Federal Aviation Administration) requiere que la presion de cabina se mantenga a una altitud de presion de no mas de 8.000 pies (2.438,4 m) a la altitud de crucero normal de una aeronave. Con factores de seguridad, la carga de presurizacion de cabina P que ha de ser capaz de soportar el fuselaje 16 es de hasta aproximadamente 125 kPa (18,2 psi) a pesar de que el fuselaje 16 se puede configurar para soportar unas cargas de presurizacion mas altas. La carga de presurizacion de cabina P que se impone sobre la aeronave 10 en la figura 3 da como resultado una carga de tension circunferencial (que no se muestra) que esta orientada en una direction circunferencial del revestimiento 42 del fuselaje 16 y se representa mediante Ocircunferencial en la figura 5 tal como se analiza con mas detalle en lo sucesivo.

La figura 4 ilustra una seccion de cuerpo cillndrico 34 del fuselaje 16 que muestra la region de corona 36, la region de quilla 38 y el par de regiones laterales 40. La seccion de cuerpo cillndrico 34 puede incluir el revestimiento 42 que es soportado por una pluralidad de nervaduras separadas en sentido circunferencial 46 y una pluralidad de cuadernas separadas en sentido axial 48. Las nervaduras 46 pueden portar fuerzas axiales tales como cargas de tension axiales debido a la presurizacion de cabina P (la figura 3). Las cuadernas 48 pueden mantener la forma del fuselaje 16. Las cuadernas 48 tambien pueden potenciar la resistencia al pandeo del fuselaje 16 bajo flexion. Las nervaduras 46 y las cuadernas 48 pueden aumentar de forma colectiva la rigidez a la flexion del revestimiento 42. El revestimiento 42 puede incluir una pluralidad de los cortes 52 que estan colocados en una disposition de yuxtaposicion a lo largo de una hilera de ventanas 49. La figura 4 ilustra varias de las cargas primarias que tienen lugar en las regiones 36, 38 debido al momento de flexion M1 (la figura 2) sobre el fuselaje 16. Por ejemplo, la region de corona 36 se puede cargar principalmente en tension T, la region de quilla 38 se puede cargar principalmente en compresion C, y cada una de las regiones laterales 40 se puede cargar principalmente en cizalladura tal como se muestra en la figura 5. La carga de tension T en la region de corona 36 y la carga de compresion C en la region de quilla 38 estan orientadas en paralelo con respecto a un eje longitudinal 12 de la aeronave 10.

La figura 4A ilustra una portion de la region lateral que se toma de la seccion de cuerpo cillndrico de la figura 4. La portion que se muestra en la figura 4A puede representar la region lateral 40 en una ubicacion del fuselaje 16 (la figura 4) hacia delante de la intersection del ala 32 con el fuselaje 16 (la figura 1A). La porcion de la region lateral 40 en la figura 4A incluye un par de los cortes en forma de rombo 52 que se forman en el revestimiento 42 en una relation de yuxtaposicion uno con respecto a otro.

La figura 5 ilustra un elemento 41 representativo de la region lateral 40 que se toma de una ubicacion entre los cortes 52 (la figura 4A). El elemento 41 representativo se proporciona para ilustrar la orientation de los esfuerzos en la region lateral 40. Por ejemplo, las componentes del esfuerzo de cizalladura Tcizalladura-1 tienen lugar en la region lateral 40 como resultado del momento de flexion hacia abajo M1 (la figura 2). La magnitud del esfuerzo de cizalladura Tcizalladura-1 se puede corresponder con la magnitud del momento de flexion M1 (la figura 2) que, por lo general, alcanza su valor mas alto cerca de la interseccion de los largueros de ala (que no se muestran) con el fuselaje 16 (la figura 2) y, en general, disminuye a lo largo de una direccion lejos del ala 32 (la figura 2). La carga de presurizacion de cabina P (la figura 3) da como resultado un esfuerzo de tension circunferencial Ocircunferencial que tiene lugar en el elemento 41 representativo de la region lateral 40. El esfuerzo de tension circunferencial Ocircunferencial se muestra orientado en paralelo con respecto al eje circunferencial 14. La magnitud del esfuerzo de tension circunferencial Ocircunferencial es, en general, constante a lo largo de la longitud del fuselaje 16 (la figura 2).

La figura 6 es una ilustracion adicional del elemento 41 representativo de la region lateral 40 que muestra la componente de tension de la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-1 como resultado del momento de flexion M1 (la figura 2). A este respecto, la carga de cizalladura en la region lateral 40 debido al momento de flexion M1

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tambien tiene una componente de compresion (que no se muestra) que se puede orientar, en general, en perpendicular con respecto a la orientacion de la componente de tension de la carga de cizalladura. Para los fines de la presente divulgacion, las referencias a la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-i estan en relacion con la componente de tension de la carga de cizalladura en la region lateral 40. En la figura 6, la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-i se muestra orientada con un angulo de carga de cizalladura Qcizalladura-I de aproximadamente + 45 grados en relacion con el eje longitudinal 12. Tal como se ha indicado anteriormente, la orientacion de la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-i depende de la ubicacion a lo largo del fuselaje 16 (la figura 4) y de la direccion del momento de flexion. El momento de flexion M1 en la figura 2 se puede describir como negativo con la convencion normal. La figura 6 tambien ilustra la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial que esta orientada en paralelo con respecto al eje circunferencial 14.

La figura 7 es una ilustracion del elemento 41 representativo de la region lateral 40 que muestra la orientacion de una trayectoria de cargas resultante Nresultado-1 que es la resultante de la combinacion de la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-1 (la figura 6) y la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (la figura 6). La trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-1 (la figura 6) y la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (la figura 6) son aditivas en el sentido de que la resultante (es decir, la combinacion) de la carga de cizalladura y la carga de tension circunferencial es, en general, de una magnitud mayor que una u otra de la carga de cizalladura o la carga de tension circunferencial actuando solas. La resultante de la carga de cizalladura y la carga de tension circunferencial comprende el esfuerzo principal (que no se muestra) que actua sobre la region lateral 40. La trayectoria de cargas resultante Nresultado-1 esta orientada con un angulo de carga resultante aresultado-1. El angulo de carga resultante aresultado-1 representa la orientacion del esfuerzo principal (que no se muestra) en la region lateral 40.

El angulo de carga resultante aresultado-1 puede variar entre el angulo de carga de cizalladura acizalladura-1 de + 45 grados (la figura 6) y el eje circunferencial 14. En una realizacion, la trayectoria de cargas resultante Nresultado-1 se puede orientar con un angulo de carga resultante aresultado-1 de aproximadamente + 60 grados en relacion con el eje longitudinal 12. La orientacion de la trayectoria de cargas resultante Nresultado-1 puede depender de la magnitud y la direccion de la carga de cizalladura, la carga de tension circunferencial, y cargas adicionales u otras cargas que puedan estar actuando sobre el fuselaje 16 (la figura 4). Tales cargas adicionales pueden incluir, pero no se limitan a, las cargas de torsion en el fuselaje 16 que son causadas por el movimiento del timon de direccion 26 (las figuras 1A - 1B) y/o el timon de profundidad 30 (las figuras 1A - 1B) durante la realizacion de maniobras por parte de la aeronave 10 (las figuras 1A - 1B).

La figura 8 es una vista lateral de la aeronave 10 que ilustra un momento de flexion M2 que actua sobre el fuselaje 16. La direccion del momento de flexion M2 es opuesta a la direccion del momento de flexion M1 de la figura 2. El momento de flexion M2 en la figura 8 se puede describir como positivo con la convencion normal. El momento de flexion M2 en la figura 8 puede tener lugar en respuesta a la aplicacion de una carga gravitacional negativa sobre la aeronave 10. La aplicacion de una carga gravitacional negativa puede tener lugar durante la realizacion de maniobras por parte de la aeronave 10 o como resultado de una turbulencia o una rafaga descendente sobre la aeronave 10.

La figura 9 es una ilustracion de un elemento 41 representativo de la region lateral 40 que se toma de una ubicacion de la region lateral 40 entre el par de los cortes 52 que se indican en la figura 8. Debido a la direccion del momento de flexion M2 (la figura 8), las componentes del esfuerzo de cizalladura Tcizalladura-2 estan orientadas en una imagen especular con respecto a la orientacion de las componentes del esfuerzo de cizalladura Tcizalladura-1 en la figura 5. La carga de presurizacion de cabina P (la figura 3) da como resultado el esfuerzo de tension circunferencial Ocircunferencial. El esfuerzo de tension circunferencial Ocircunferencial esta orientado en paralelo con respecto al eje circunferencial 14.

La figura 10 ilustra la orientacion de la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-2 que resulta del momento de flexion M2 (la figura 8) sobre el fuselaje 16 (la figura 8). La trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-2 esta orientada con un angulo de carga de cizalladura acizalladura-2 de aproximadamente - 45 grados en relacion con el eje longitudinal 12. La orientacion de la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-2 se corresponde con la orientacion de las componentes del esfuerzo de cizalladura Tcizalladura-2 que se muestran en la figura 9. La figura 10 tambien ilustra la orientacion de la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial que es paralela con respecto al eje circunferencial 14.

La figura 11 es una ilustracion del elemento 41 representativo de la region lateral 40 que muestra la trayectoria de cargas Nresultado-2 de la resultante de la combinacion de la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-2 (la figura 10) y la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (la figura 10). La trayectoria de cargas resultante Nresultado-2 esta orientada con el angulo de carga resultante aresultado-2 que puede variar entre el eje circunferencial 14 y el angulo de carga de cizalladura acizalladura-2 (la figura 10).

La figura 12 es una vista lateral de una porcion de la region lateral 40 de un fuselaje que materializa la invencion. La region lateral 40 que se muestra en la figura 12 representa una porcion de la hilera de ventanas 49 e incluye un

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primer corte 52a que tiene forma de rombo y un segundo corte 52b que tambien tiene forma de rombo. El primer y el segundo cortes 52a, 52b se forman en el revestimiento 42 en una relacion de yuxtaposicion uno con respecto a otro. La forma de rombo del primer y el segundo cortes 52a, 52b preve una trayectoria de cargas directa y continua entre el primer y el segundo cortes 52a, 52b. Por ejemplo, la figura 12 ilustra las trayectorias de cargas resultantes Nresultado que se extienden de una forma sustancialmente continua desde la porcion inferior 76 de la region lateral 40 en general por debajo del primer corte 52a hasta la porcion superior 74 de la region lateral 40 en general por encima del segundo corte 52b. La porcion inferior 76 de la region lateral 40 comprende la porcion de la region lateral 40 que se encuentra por debajo de la posicion mas baja del primer y el segundo cortes 52a, 52b. La porcion superior 74 de la region lateral 40 comprende la porcion de la region lateral 40 que se encuentra por encima de la posicion mas alta del primer y el segundo cortes 52a, 52b.

El revestimiento 42 de la region lateral 40 de la figura 12 esta formado por material compuesto que tiene una pluralidad de fibras de refuerzo 44 que estan embebidas dentro de una matriz. Las fibras 44 del revestimiento 42 se disponen de tal modo que al menos una porcion de las fibras 44 esta orientada en una relacion sustancialmente paralela con respecto a las trayectorias de cargas resultantes Nresultado. Algunas de las fibras 44 tambien se pueden orientar sustancialmente en paralelo con respecto a otras trayectorias de cargas. Por ejemplo, una porcion de las fibras 44 se puede encontrar sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial que esta alineada con el eje circunferencial 14. Al orientar las fibras 44 del revestimiento 42 sustancialmente en paralelo con respecto a las trayectorias de cargas, las fibras 44 pueden portar de forma eficiente una carga de tension. En una realizacion, las fibras 44 se pueden orientar con un angulo de fibra afibra de entre aproximadamente + 50 grados y + 75 grados en relacion con el eje longitudinal 12 o con unos angulos menores que + 50 grados y mayores que + 75 grados. Las fibras 44 tambien se pueden orientar con un angulo de fibra afibra de entre aproximadamente - 50 grados y - 75 grados en relacion con el eje longitudinal 12 o con unos angulos menores que - 50 grados y mayores que - 75 grados. Por ejemplo, las fibras 44 se pueden encontrar, adicionalmente, sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas de cizalladura (que no se muestra) que se puede orientar a +/- 45 grados en relacion con el eje longitudinal 12. Una porcion de las fibras 44 tambien se puede orientar generalmente en paralelo con respecto al eje circunferencial 14. De acuerdo con la invencion, al menos una porcion de las fibras 44 en la figura 12 se extiende al menos desde una posicion en general por debajo de un extremo inferior 60b del primer corte 52a hasta una posicion en general por encima de un extremo superior 60a del segundo corte 52b. De forma similar, al menos una porcion de las fibras 44 se extiende desde una posicion en general por debajo del extremo inferior 60b del segundo corte 52b hasta una posicion en general por encima de y el extremo superior 60a del primer corte 52a. El revestimiento 42 tambien puede incluir unas fibras 44 que estan orientadas a lo largo de otras direcciones que no se muestran. Las fibras 44 se pueden devanar de forma continua en torno a la circunferencia de la seccion de cuerpo cillndrico 34 (la figura 4) o las fibras 44 pueden tener una longitud finita y pueden terminar en cualquier posicion circunferencial sobre la seccion de cuerpo cillndrico 34, para algunas de las fibras, incluyendo en cualquier posicion dentro de la hilera de ventanas 49.

La forma de rombo de los cortes 52 que se ilustran en la figura 12 puede incluir cuatro segmentos laterales 58 que estan orientados con un angulo de segmento lateral 0b que se mide en relacion con el eje menor b. De acuerdo con la invencion, al menos uno, y preferiblemente mas o la totalidad de los segmentos laterales 58 estan orientados sustancialmente en paralelo con respecto a una o mas trayectorias de cargas directas. Por ejemplo, los segmentos laterales 58 se pueden orientar sustancialmente en paralelo con respecto a las trayectorias de cargas resultantes Nresultado y/o sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial. No obstante, los segmentos laterales 58 se pueden orientar en cualquier direccion, incluyendo una direccion generalmente en paralelo con respecto a las trayectorias de cargas de cizalladura Ncizalladura-1, Ncizalladura-2 (las figuras 6, 10). A este respecto, los segmentos laterales 58 se pueden orientar con cualquier angulo entre las direcciones de las trayectorias de cargas de cizalladura Ncizalladura-1, Scizalladura-2 (las figuras 6, 10). Por ejemplo, los segmentos laterales 58 se pueden orientar con cualquier angulo de segmento lateral 0b entre aproximadamente + 45 grados en relacion con el eje longitudinal 12 y - 45 grados en relacion con el eje longitudinal 12 a pesar de que se contemplan angulos fuera del intervalo de +/- 45 grados.

Haciendo aun referencia a la figura 12, la colocacion y la orientacion de los cortes 52 en la region lateral 40 se pueden definir con respecto al eje mayor a y el eje menor b de cada corte 52. En una realizacion, cada uno de los cortes 52 se puede disponer de tal modo que el eje mayor a del corte 52 esta orientado sustancialmente en paralelo con respecto al eje circunferencial 14 de la aeronave 10. Los cortes 52 en la region lateral 40 pueden estar separados uno con respecto a otro a una distancia de paso 72. La distancia de paso 72 se puede definir como la distancia desde la intersection de los ejes mayor y menor a, b de un corte 52 hasta la intersection de los ejes mayor y menor a, b de un corte 52 adyacente. En una realizacion, los cortes 52 pueden estar separados por una distancia de paso 72 de aproximadamente 46 a 71 cm (de 18 a 28 pulgadas) y, mas preferiblemente, por una distancia de paso 72 de entre aproximadamente 56 - 61 cm (de 22 a 24 pulgadas). La figura 13 es un diagrama 100 de unas cargas y condiciones de frontera que se pueden aplicar a un modelo de elementos finitos 120 (la figura 14) de la porcion de la region lateral 40 (la figura 12) para simular y predecir la respuesta estructural de la region lateral 40 a una carga de cizalladura (que no se muestra) y una carga de tension circunferencial (que no se muestra) que actuan sobre el fuselaje 16 (la figura 2). El diagrama 100 incluye el primer y el segundo cortes 52a, 52b y tiene una frontera

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de arriba 102, una frontera de debajo 104, una frontera delantera 106 y una frontera trasera 108. La frontera de arriba 102 incluye una pluralidad de restricciones 110 para restringir la frontera de arriba 102 frente a la translation a lo largo de los ejes x, y y z y frente a la rotation en torno a los respectivos ejes x, y y z. Un sistema de coordenadas de referencia RCS (Rectangular Coordinate System, Sistema de Coordenadas Rectangulares) se ilustra en la esquina izquierda de debajo del diagrama 100 en la figura 13. La frontera de debajo 104, la frontera delantera 106 y la frontera trasera 108 no estan restringidas.

En el diagrama 100, una fuerza de cizalladura Fcizalladura de aproximadamente 1400 N / cm (800 libras / pulgada (lb / pulgada)) se aplica a la frontera delantera 106 y la frontera trasera 108 para simular el esfuerzo de cizalladura (que no se muestra) que tiene lugar en la region lateral 40 (la figura 12) debido a un momento de flexion (que no se muestra) sobre el fuselaje 16 (las figuras 1A - 1B). La orientation de la fuerza de cizalladura Fcizalladura en la figura 13 es similar a la orientacion de las componentes del esfuerzo de cizalladura Tcizalladura-1 de la figura 5 que resulta del momento de flexion M1 (la figura 2). En la figura 13, una fuerza de tension circunferencial F circunferencial de aproximadamente 2100 N / cm (1200 lb / pulgada) se aplica a la frontera de debajo 104 para simular una tension circunferencial en el plano debido a la presurizacion de cabina. La orientacion de la fuerza de tension circunferencial Fcircunferencial en la figura 13 es similar a la orientacion del esfuerzo de tension circunferencial Ocircunferencial en la figura 5.

La figura 14 es una ilustracion de una FEM 120 que comprende una malla de elementos 122 de la region lateral 40 (la figura 12). La malla de elementos 122 incluye el primer y el segundo cortes 52a, 52b que tienen la forma de un rombo. La figura 14 ilustra unos contornos de esfuerzo 128 de la distribution de un esfuerzo de von Mises 126 en la region lateral 40 en respuesta a la aplicacion de la fuerza de cizalladura Fcizalladura (la figura 13) y la fuerza de tension circunferencial Fcircunferencial (la figura 13). Los contornos de esfuerzo 128 separan los niveles de esfuerzo por la magnitud de esfuerzo relativa 124. Tal como se muestra en la figura 14, unas concentraciones de esfuerzos de magnitud relativamente alta 130 de aproximadamente 47 ksi como maximo tienen lugar en una banda relativamente estrecha a lo largo de un segmento lateral 58 de cada uno del primer y el segundo cortes 52a, 52b. No obstante, se determino que las concentraciones de esfuerzos de 47 ksi a lo largo de los cortes en forma de rombo 52a, 52b eran un 35 por ciento mas bajas que las concentraciones de esfuerzos de aproximadamente 70 ksi que tuvieron lugar a lo largo de unos cortes en forma de ovalo convencionales (que no se muestran) en una FEM equivalente (que no se muestra) que esta sometida a unas cargas y condiciones de frontera similares.

La figura 14 tambien ilustra unas concentraciones de esfuerzos de magnitud intermedia 132 que se extienden desde la portion inferior 76 del primer corte 52a hacia la portion superior 74 del segundo corte 52b. Unas concentraciones de esfuerzos de magnitud baja 134 se ilustran en el resto de la representation grafica de la FEM 120. Las concentraciones de esfuerzos de magnitud intermedia 132 se extienden a lo largo de la misma direction que al menos un segmento lateral 58 de cada corte en forma de rombo 52a, 52b. La forma de las concentraciones de esfuerzos de magnitud intermedia 132 se corresponde con la direccion de una trayectoria de cargas resultante Nf de la fuerza de cizalladura Fcizalladura (la figura 13) y la fuerza de tension circunferencial Fcircunferencial (la figura 13).

La figura 15 es una ilustracion de la solution de FEM similar a la FEM de la figura 14 y que ilustra adicionalmente una trayectoria de lamination 90 que se puede implementar durante la fabrication de una section de cuerpo cillndrico de material compuesto unitaria 34 (la figura 1A). La trayectoria de laminacion 90 tambien se puede implementar durante la fabricacion de los paneles laterales 40' (la figura 1B) que se pueden ensamblar con un panel de corona 36' (la figura 1B) y un panel de quilla 38' (la figura 1B) para formar una seccion de cuerpo cillndrico ensamblada 34' (la figura 1B). La trayectoria de laminacion 90 preve una anchura relativamente grande de una cinta de material compuesto (que no se muestra) que se puede aplicar en una unica pasada tal como mediante una maquina de colocation de cinta (que no se muestra). La anchura relativamente grande de la trayectoria de laminacion 90 puede reducir la cantidad total de tiempo que se requiere para colocar una seccion de cuerpo cillndrico 34 (la figura 4) mediante la reduction del numero total de pasadas que son requeridas por un cabezal de aplicacion de cinta (que no se muestra) de una maquina de laminacion de cinta (que no se muestra). Ademas, los bordes laterales de la trayectoria de laminacion 90 se apoyan contra los segmentos laterales rectos 58 de los cortes en forma de rombo 52a, 52b, eliminando la necesidad de operaciones especiales de recorte o de corte de cinta.

La figura 16 ilustra una realizacion de la region lateral 40 que tiene una region de acolchado 82 que esta ubicada, en general, en un area de la region lateral 40 entre los cortes 52. La region de acolchado 82 se puede extender por debajo y/o por encima del primer y el segundo cortes 52a, 52b. La region de acolchado 82 representa un aumento en cuanto al espesor de la region lateral 40 a partir de un espesor de revestimiento nominal tnom (la figura 18) de la region lateral 40. El revestimiento 42 de la region lateral 40 puede estar formado por material metalico o material compuesto. El material metalico adecuado puede incluir aluminio, titanio, aluminio - litio y otros materiales metalicos o combinaciones de material adecuados. La region de acolchado 82 para un revestimiento metalico 42 puede comprender un aumento en cuanto al espesor combinado del revestimiento metalico.

Para el revestimiento 42 que esta formado por material compuesto, la region de acolchado 82 puede estar compuesta por una o mas capas de acolchado 84 de material compuesto que se pueden laminar por encima del revestimiento 42 en un esquema de laminacion 88. La figura 16 ilustra las capas de acolchado 84 dispuestas en la

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forma de una X. Las capas de acolchado 84 pueden contener unas fibras de capa de acolchado 86 que se pueden orientar a lo largo de una direccion generalmente en paralelo con respecto a una o mas trayectorias de cargas en la region lateral 40. Las capas de acolchado 84 tambien se pueden orientar generalmente en paralelo con respecto a los segmentos laterales 58 de los cortes 52, lo que puede coincidir con la orientacion de una o mas de trayectorias de cargas.

La figura 17 ilustra un esquema de laminacion 88 opcional para colocar unas capas de acolchado 84 en la region de acolchado 82. Las capas de acolchado 84 se muestran dispuestas en unas formas de X escalonadas que pasan a traves de una garganta 80 de la region lateral 40. La garganta 80 se puede definir como la ubicacion general de la distancia mas corta entre un par adyacente de los cortes 52. Cada capa de acolchado 84 se puede orientar en paralelo con respecto a una trayectoria de cargas. El esquema de laminacion 88 da como resultado un aumento gradual o progresivo en el espesor del revestimiento 42 de la region lateral 40 a lo largo de una direccion general desde la porcion superior 74 de la region lateral 40 hacia la garganta 80. El esquema de laminacion 88 tambien da como resultado un aumento progresivo en cuanto al espesor del revestimiento 42 a lo largo de una direccion general desde la porcion inferior 76 de la region lateral 40 hacia la garganta 80. El esquema de laminacion en forma de X 88 puede dar como resultado, adicionalmente, el espesor del revestimiento 42 que se encuentra en un maximo en la garganta 80 que, de forma ventajosa, puede coincidir con una ubicacion de esfuerzo maximo.

La figura 18 muestra una seccion transversal de la region lateral 40 que ilustra el aumento progresivo en cuanto al espesor de revestimiento tacolchado de la region lateral 40 debido a la disposicion de las capas de acolchado 84. Las capas de acolchado 84 dan como resultado un aumento progresivo en cuanto al espesor de la region lateral 40 desde un espesor de revestimiento nominal tnom hasta un espesor de revestimiento tacolchado aumentado de la region de acolchado 82. El aumento progresivo en cuanto al espesor de revestimiento tacolchado preve una transferencia de carga eficiente a traves del area de la region lateral 40 entre los cortes 52 (la figura 17). De forma ventajosa, el aumento progresivo en cuanto al espesor de revestimiento tacolchado que se ilustra en la figura 18 puede reducir los esfuerzos interlaminares dentro del revestimiento 42, lo que puede reducir el potencial para la deslaminacion de capas.

La figura 19 ilustra una realizacion adicional de un esquema de laminacion 88 para colocar unas capas de acolchado 84 en la region de acolchado 82. El esquema de laminacion 88 incluye unas capas de acolchado 84 que estan orientadas con un angulo poco profundo en relacion con el eje circunferencial 14 (la figura 12). Las capas de acolchado 84 adicionales se pueden anadir para manejar la carga de tension circunferencial (que no se muestra) que es causada por la presurizacion de cabina P (la figura 3). A este respecto, las capas de acolchado 84 adicionales se pueden orientar con un angulo que se aproxima a la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial. Las capas de acolchado 84 adicionales se pueden escalonar para facilitar un aumento progresivo en cuanto al espesor de revestimiento tacolchado (la figura 18) hacia la garganta 80.

La figura 20 es una representacion grafica de desplazamientos 160 de un modelo de optimizacion de formas de un corte rectangular redondeado 162 que se muestra en trazo discontinuo. Las restricciones del modelo de optimizacion de formas inclulan mantener el area del corte 162 a un valor previamente determinado (por ejemplo, de aproximadamente 645 cm2 (100 pulgadas cuadradas)). Ademas, la geometrla del corte rectangular redondeado 162 se restringio para que fuera no mas pequeno que una altura previamente determinada y no mas pequeno que una anchura previamente determinada. El esfuerzo maximo en la porcion de la region lateral 40 se restringio para que se encontrara dentro de un intervalo previamente determinado del esfuerzo admisible 170 del material. La representacion grafica de desplazamientos 160 ilustra los contornos de esfuerzo 174 de las magnitudes de esfuerzo relativas 166 en diferentes ubicaciones a lo largo de los bordes del corte 162. Los vectores de desplazamiento 164a ilustran la tendencia de las esquinas 162a del corte rectangular redondeado 162 a desplazarse hacia dentro y lejos de las areas de una magnitud de esfuerzo 168 relativamente alta de 490 MPa (71 ksi, es decir, unas magnitudes mas altas que el esfuerzo admisible del material que se indica mediante el numero de referencia 170). Los vectores de desplazamiento 164b ilustran la tendencia de los lados 162b y los extremos superior e inferior 162c del corte rectangular redondeado 162 a desplazarse hacia fuera y hacia las areas de una magnitud de esfuerzo 172 relativamente baja (es decir, unas magnitudes mas bajas que el esfuerzo admisible 170 del material). En el modelo de optimizacion de formas, la combinacion de movimientos a lo largo de los vectores de desplazamiento 164a, 164b dio como resultado que el corte rectangular redondeado 162 evolucionara a un corte en forma de rombo (la figura 22).

La figura 21 es una ilustracion del corte en forma de rombo 52 que tiene unos segmentos laterales rectos 58 que se intersectan en los lados 54 y los extremos 60. El tamano y la forma del corte 52 se pueden definir con respecto al eje mayor a y el eje menor b. Por ejemplo, la altura A del corte 52 se mide a lo largo del eje mayor a entre las intersecciones de los segmentos laterales 58 en los extremos 60 opuestos. La anchura B se mide a lo largo del eje menor b entre las intersecciones de los segmentos laterales 58 en los lados 54 opuestos. El corte 52 puede tener una relacion de aspecto de la altura con respecto a la anchura A, B de no menos de aproximadamente 1,3 : 1. En una realizacion, el corte en forma de rombo 52 puede tener una relacion de aspecto de la altura con respecto a la anchura A, B que se define mediante la expresion, 1,3 B < A < 5 B. A este respecto, la altura A puede variar en

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cuanto a su tamano de aproximadamente 1,3 B a aproximadamente 5 B. En una realizacion preferida, la relacion de aspecto del corte 52 se encuentra entre aproximadamente 2 : 1 y 5 : 1 a pesar de que la relacion de aspecto puede ser mas grande que 5 : 1. En una realizacion adicional, el corte 52 puede tener una relacion de aspecto de la altura con respecto a la anchura A, B de aproximadamente 1,8 : 1 a 2,2 : 1. Cada uno de los cortes 52 puede tener un area de aproximadamente 645 a 1935 cm2 (de 100 a 300 pulgadas cuadradas) a pesar de que el corte 52 se puede proporcionar en un area menor que 645 cm2 o mayor que 1935 cm2 (menor que 100 pulgadas cuadradas o mayor que 300 pulgadas cuadradas). En una realizacion preferida, el corte 52 puede tener un area en el intervalo de aproximadamente 775 - 903 cm2 (120 - 140 pulgadas cuadradas). La figura 22 ilustra los extremos 60 del corte en forma de rombo 52 que tiene unas esquinas de extremos redondeados 62 de un radio ra y los lados 54 que tienen unas esquinas de lados redondeados 56 de un radio rb. Los radios laterales rb en las esquinas laterales 56 pueden ser mas grandes que los radios de extremo ra en las esquinas de extremo 62 para reducir al mlnimo las concentraciones de esfuerzos en los lados 54. Los radios de extremo ra y/o los radios laterales rb se pueden dimensionar como una funcion de la altura A del corte 52. Por ejemplo, en una realizacion preferida, los radios de extremo ra pueden variar en cuanto a su tamano de aproximadamente 0,05 veces la altura A del corte 52 hasta aproximadamente 0,50 veces la altura A. Los radios laterales rb pueden variar en cuanto a su tamano de aproximadamente 0,05 veces la altura A del corte 52 hasta aproximadamente 3,0 veces la altura A del corte 52. No obstante, los radios de extremo ra y/o los radios laterales rb se pueden proporcionar en unos tamanos mas grandes o mas pequenos que los tamanos que se han indicado en lo que antecede. Los segmentos laterales 58 se pueden orientar con el angulo de segmento lateral 0b que se mide en relacion con el eje menor b. El angulo de segmento lateral 0b puede variar de aproximadamente 50 grados a 80 grados a pesar de que se contemplan angulos fuera del intervalo de 50 - 80 grados.

La figura 23 es una ilustracion de una realizacion de la forma de rombo de lado curvo 300 del corte 52 (las figuras 1A - 1B) que tiene unos segmentos laterales curvos 316. La realizacion 300 ilustrada puede tener una altura 306 que se mide a lo largo del eje mayor y que se extiende entre las intersecciones de una llnea recta 320 entre las tangentes 314 con respecto al radio de extremo rextremo-300 y el radio lateral rlateral-300 en cada la esquina de extremo 310 de la realizacion 300. La anchura 308 se puede medir a lo largo del eje menor 304 y que se extiende entre las intersecciones de la llnea recta 320 entre las tangentes 314 con respecto al radio de extremo rextremo-300 y el radio lateral rlateral-300 en cada esquina lateral 312. La realizacion 300 puede tener la relacion de aspecto de la altura 306 con respecto a la anchura 308 de aproximadamente 1,8 : 1 a 2,2 : 1, y unos radios laterales rlateral-300 en las esquinas laterales 312 que son mas grandes que los radios de extremo rextremo-300 en las esquinas de extremo 310. La realizacion de la forma de rombo de lado curvo 300 puede tener un area de aproximadamente 120 - 140 pulgadas cuadradas. Los segmentos laterales curvos 316 pueden tener una curvatura convexa en la que cada uno de los segmentos laterales curvos 316 es tangente con respecto al radio de extremo rextremo-300 correspondiente y el radio lateral rlateral-300. El grado de curvatura de cada uno de los segmentos laterales 316 se puede definir en relacion con la llnea recta 320 que se extiende entre las tangentes 314. La curvatura 318 de cada segmento lateral 316 puede ser de tal modo que una distancia maxima desde el segmento lateral curvo 316 hasta la llnea recta 320 es no mayor que aproximadamente un 20 por ciento de la distancia segun la llnea recta 320 entre las tangentes 314. De forma ventajosa, la curvatura de los segmentos laterales curvos 316 puede dar cabida a multiples trayectorias de cargas (que no se muestran) que tienen unas orientaciones diferentes.

La figura 24 es una ilustracion de una realizacion de la forma de rombo redondeado convencional 400 del corte 52 (las figuras 1A - 1B) que tiene unos lados redondeados 412 de una curvatura sustancialmente constante. Los lados redondeados 412 se pueden extender entre las esquinas de extremo superior e inferior 410 y pueden ser tangentes con respecto a las esquinas de extremo 410. La realizacion de la forma de rombo redondeado convencional 400 puede tener una altura 406 que se mide a lo largo del eje mayor 402 y que se extiende entre las intersecciones de las llneas de extensiones que se extienden desde la tangente 414 en el lado redondeado 412 y la esquina de extremo 410 a cada lado de las esquinas de extremo 410. La realizacion 400 puede tener una anchura 408 que se mide a lo largo del eje menor 404 y que se extiende entre las intersecciones del eje menor 404 con los lados redondeados 412 de la realizacion 400. La realizacion 400 puede tener una altura 406 de aproximadamente 16 - 18 pulgadas, la relacion de aspecto de la altura 406 con respecto a la anchura 408 de aproximadamente 1,5 : 1 a 1,9 : 1, y un area de aproximadamente 806 - 870 cm2 (125 - 135 pulgadas cuadradas). La figura 25 es una ilustracion de una realizacion de la forma de rombo redondeada potenciada 500 del corte 52 (las figuras 1A - 1B) que tiene unos lados redondeados 512 de una curvatura sustancialmente constante. Los lados redondeados 512 se pueden extender entre las esquinas de extremo superior e inferior 510 y pueden ser tangentes con respecto a las esquinas de extremo 510. La realizacion 500 puede tener una altura 506 que se mide a lo largo del eje mayor 502 y que se extiende entre las intersecciones de las llneas de extensiones que se extienden desde la tangente 514 en el lado redondeado 512 y la esquina de extremo 510 a cada lado de las esquinas de extremo 510. La realizacion 500 puede tener una anchura 508 que se mide a lo largo del eje menor 504 y que se extiende entre las intersecciones del eje menor 504 con los lados redondeados 512 de la realizacion 500. La realizacion de la forma de rombo redondeada potenciada 500 puede tener una altura 506 de aproximadamente 51 a 66 cm (22 - 26 pulgadas), una relacion de aspecto de aproximadamente 2 : 1 a 2,4 : 1, y un area de aproximadamente 1226 a 1355 cm2 (190 - 210 pulgadas cuadradas). La figura 26 es una ilustracion de una realizacion de los cortes 52 que estan inclinados en relacion con el eje circunferencial 14 de la aeronave 10. En la realizacion que se muestra, los cortes 52 estan

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orientados de tal modo que el eje mayor a de cada corte 52 esta orientado con un angulo Oinciin en relacion con el eje circunferencial 14 de la aeronave 10. De forma opcional, los cortes 52 se pueden inclinar con el angulo Oinclin en uno u otro sentido (por ejemplo, inclinarse hacia delante o inclinarse hacia atras) en relacion con el eje circunferencial 14. En una realizacion, los cortes 52 se pueden orientar de tal modo que el eje mayor a esta orientado dentro de +/- 20 grados del eje circunferencial 14 de la aeronave a pesar de que los cortes se pueden orientar con unos angulos mayores que +/- 20 grados. El angulo Oinclin de orientacion de cualquier corte 52 dado puede ser de tal modo que al menos uno de los segmentos laterales 58 del corte 52 esta orientado sustancialmente en paralelo con respecto a una trayectoria de cargas resultante Nresultado, sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (las figuras 6, 10), o sustancialmente en paralelo con respecto a una de las trayectorias de cargas de cizalladura Ncizalladura-1, Ncizalladura-2 (las figuras 6, 10) o cualquier otra trayectoria de cargas.

El angulo Oinclin de orientacion se puede seleccionar adicionalmente de tal modo que dos o mas de los segmentos laterales 58 de un corte 52 dado estan orientados sustancialmente en paralelo con respecto a una de las trayectorias de cargas resultantes Nresultado-1, Nresultado-2 (las figuras 7, 11), la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (las figuras 6, 10), una de las trayectorias de cargas de cizalladura Ncizalladura-1, Ncizalladura-2 (las figuras 6, 10), o con cualquier otra orientacion de la trayectoria de cargas. Por ejemplo, un corte 52 se puede orientar de tal modo que uno de los segmentos laterales 58 del corte 52 esta orientado sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas resultante Nresultado-1 (la figura 7) de la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (la figura 6) y la componente de tension de la trayectoria de cargas de cizalladura Ncizalladura-1 (la figura 6). Otro segmento lateral 58 del mismo corte 52 se puede orientar sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas resultante (que no se muestra) de la combinacion de la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (la figura 7) y la componente de compresion (que no se muestra) de la carga de cizalladura (que no se muestra).

Adicionalmente, a este respecto, el revestimiento 42 puede incluir unas fibras 44 que se pueden orientar en una alineacion sustancial con la trayectoria de cargas resultante Nresultado (la figura 7) de la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (la figura 6) y la componente de tension de las trayectorias de cargas de cizalladura Nresultado-1, Nresultado-2 (las figuras 7, 11) y puede incluir adicionalmente unas fibras 44 que estan orientadas sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas resultante (que no se muestra) de la combinacion de la trayectoria de cargas de tension circunferencial Ncircunferencial (la figura 6) y la componente de compresion (que no se muestra) de la trayectoria de cargas de cizalladura (que no se muestra). Las fibras 44 se pueden orientar de una forma que representa una estructura de armadura (que no se muestra) que se extiende a lo largo de la hilera de ventanas 49. Por ejemplo, una porcion de las fibras 44 se puede orientar con unos angulos de entre aproximadamente + 45 grados y + 80 grados en relacion con el eje longitudinal 12 y otra porcion de las fibras 44 se puede orientar con unos angulos (que no se muestran) de entre aproximadamente + 100 grados y + 160 grados en relacion con el eje longitudinal 12. En una realizacion, una porcion de las fibras 44 se puede orientar a aproximadamente + 60 grados en relacion con el eje longitudinal 12 y otra porcion de las fibras 44 se puede orientar a aproximadamente + 150 grados en relacion con el eje longitudinal 12 representando una disposicion de armadura sesgada (que no se muestra) a lo largo de la hilera de ventanas 49. El angulo Oinclin de orientacion de los cortes 52 puede ser constante a lo largo de la longitud del fuselaje 16 o el angulo Oinclin puede variar a lo largo de la longitud del fuselaje 16.

La figura 27 ilustra un diagrama de flujo que representa una o mas operaciones que se pueden incluir en una metodologla 600 para formar unos cortes 52 (la figura 12) en al menos una de las regiones laterales 40 (la figura 12) del fuselaje 16 de una aeronave 10 (la figura 12). La etapa 602 del metodo puede comprender formar los cortes 52 (la figura 12) en la region lateral 40 en una relacion de yuxtaposicion uno con respecto a otro. Los cortes 52 pueden estar separados uno con respecto a otro a una distancia de paso 72 deseada (la figura 12). De forma opcional, la distancia de paso 72 se puede corresponder con la separacion entre los asientos para pasajeros (que no se muestran) de la aeronave 10 (las figuras 1A - 1B). Por ejemplo, la distancia de paso 72 se puede encontrar en el intervalo de aproximadamente 46 - 71 cm (18 - 28 pulgadas). La etapa 604 puede comprender determinar el momento de flexion M1 (la figura 2) que actua sobre el fuselaje 16 (la figura 12). A pesar de que la metodologla 600 se describe en el contexto del momento de flexion negativo M1 que se ilustra en la figura 2, la metodologla tambien se puede poner en practica usando el momento de flexion positivo M2 que se ilustra en la figura 8. El momento de flexion M1 (la figura 2) se puede determinar mediante la prediccion de las cargas sobre el fuselaje 16 (la figura 12) en una simulacion por ordenador. El momento de flexion M1 (la figura 2) tambien se puede determinar mediante la medicion de las cargas sobre el fuselaje 16 (la figura 12) durante la realizacion de pruebas estaticas o mediante la medicion directa de las cargas sobre el fuselaje 16 durante la realizacion de pruebas de vuelo.

La etapa 606 puede comprender determinar la carga de cizalladura (que no se muestra) que se genera en la region lateral 40 (la figura 12) en respuesta al momento de flexion M1 (la figura 2) que actua sobre el fuselaje 16 (la figura 12). La carga de cizalladura se puede determinar por medios anallticos sobre la base de una simulacion por ordenador. Como alternativa, la carga de cizalladura se puede determinar durante la realizacion de pruebas estaticas usando galgas extensometricas u otra instrumentacion. La carga de cizalladura tambien se puede medir durante la realizacion de pruebas de vuelo.

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La etapa 608 del metodo puede comprender determinar una carga de presurizacion de cabina P (la figura 3) sobre el fuselaje 16 (la figura 12). La carga de presurizacion de cabina P se puede determinar sobre la base de los requisitos de la FAA para mantener la altitud de presion de la cabina. Por ejemplo, con factores de seguridad, se puede requerir que el fuselaje 16 soporte hasta aproximadamente 125 kPa (18,2 psi) a pesar de que el fuselaje 16 se puede configurar para soportar unas cargas de presurizacion mas altas.

La etapa 610 del metodo puede comprender determinar una carga de tension circunferencial (que no se muestra) que se genera en la region lateral 40 (la figura 12) como resultado de la carga de presurizacion de cabina P (la figura 3). La carga de tension circunferencial se puede determinar mediante una simulacion por ordenador o mediante la medicion de las cargas que actuan sobre el fuselaje 16 (la figura 12) durante la realizacion de pruebas a escala real o durante la realizacion de pruebas de vuelo de las mismas mediante el uso de unas galgas extensometricas (que no se muestran) que se pueden acoplar al revestimiento 42 del fuselaje 16 (la figura 12).

La etapa 612 del metodo puede comprender determinar una trayectoria de cargas resultante Nresultado (la figura 12) de una resultante de la combination de la carga de cizalladura (que no se muestra) y la carga de tension circunferencial (que no se muestra). Por ejemplo, la trayectoria de cargas resultante Nresultado se puede determinar por medios matematicos sobre la base de la magnitud y la orientation de la carga de cizalladura conocida (que no se muestra) y la carga de tension circunferencial conocida (que no se muestra). La trayectoria de cargas resultante Nresultado tambien se puede determinar para otras combinaciones de las trayectorias de cargas y no se limita a la trayectoria de cargas resultante Nresultado de la combinacion de la carga de cizalladura y la carga de tension circunferencial. Por ejemplo, la trayectoria de cargas resultante Nresultado se puede basar en las cargas de torsion que son inducidas en el fuselaje 16 (la figura 12) por el timon de profundidad 30 (las figuras 1A - 1B) y/o el timon de direction 26 (las figuras 1A - 1B).

La etapa 614 puede comprender configurar los cortes 52 (la figura 12) de tal modo que la trayectoria de cargas se extiende a lo largo de la region lateral 40 (la figura 12) de una forma sustancialmente continua desde la portion inferior 76 (la figura 12) de la region lateral 40 por debajo del primer corte 52a hasta la porcion superior 74 (la figura 12) de la region lateral 40 por encima del segundo corte 52b. Los cortes 52 tambien se pueden configurar de tal modo que la trayectoria de cargas resultante Nresultado se extiende de una forma sustancialmente continua desde la porcion inferior 76 de la region lateral 40 por debajo del segundo corte 52b hasta la porcion superior 74 de la region lateral 40 por encima del primer corte 52a.

La etapa 616 puede comprender proporcionar los cortes 52 (la figura 12) en la forma de un rombo que tiene unos segmentos laterales 58 (la figura 12) que estan orientados generalmente en paralelo con respecto a una trayectoria de cargas tal como la trayectoria de cargas resultante Nresultado (la figura 12). Como alternativa, los segmentos laterales 58 se pueden orientar a lo largo de la trayectoria de cargas de cizalladura Nresultado. Los segmentos laterales 58 tambien se pueden orientar generalmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas resultante Nresultado de la combinacion de la carga de cizalladura (que no se muestra), la carga de tension circunferencial (que no se muestra), y otras cargas que se pueden imponer sobre el fuselaje 16 (la figura 12).

La etapa 618 puede comprender orientar al menos una porcion de las fibras 44 (la figura 12) del revestimiento 42 (la figura 12) para que se encuentren sustancialmente en paralelo con respecto a una trayectoria de cargas tal como la trayectoria de cargas resultante Nresultado (la figura 12). Las fibras 44 del revestimiento 42 se pueden extender desde una position en general por debajo del extremo inferior 60b del primer corte 52a hasta una position en general por encima del extremo superior 60a del segundo corte 52b. Las fibras 44 del revestimiento 42 se pueden orientar con un angulo de entre aproximadamente 50 grados y 75 grados en relation con el eje longitudinal 12 (la figura 12) de la aeronave 10 (la figura 12). No obstante, las fibras 44 se pueden orientar con unos angulos menores que 50 grados y mayores que 75 grados.

La etapa 620 puede comprender laminar unas capas de acolchado de material compuesto 84 (la figura 16) por encima del revestimiento 42 (la figura 16) en una region de acolchado 82 (la figura 16) de la region lateral 40 (la figura 16). Cada capa de acolchado 84 puede incluir una pluralidad de fibras de capa de acolchado 86 (la figura 16) que se pueden orientar sustancialmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas. La region de acolchado 82 puede dar como resultado un aumento progresivo en cuanto al espesor del revestimiento 42 en la region de acolchado 82 en relacion con el espesor de revestimiento nominal tnom (la figura 18).

A pesar de que la adicion de las ventanas de pasajeros 50 (las figuras 1A - 1B) a una aeronave 10 (las figuras 1A - 1B) aumenta, en general, el peso global de la aeronave 10 debido al refuerzo estructural (es decir, el espesor de revestimiento aumentado) que se requiere para manejar las concentraciones de esfuerzos, la trayectoria de cargas mejorada que es provista por el corte en forma de rombo 52 (la figura 4) reduce las concentraciones de esfuerzos en la region lateral 40 (la figura 4) en un 35 a un 45 por ciento estimado en relacion con unos cortes de ventana en forma de ovalo convencionales (que no se muestran) de aproximadamente la misma area. La reduction en cuanto a las concentraciones de esfuerzos preve una reduccion en cuanto al espesor de revestimiento en torno a los bordes del corte 52 y en la hilera de ventanas 49 (la figura 4) que ahorra peso. Los ahorros de peso se pueden aplicar hacia

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un aumento en cuanto a la capacidad de carga util o una mejora en la economla de combustible de la aeronave 10. Como alternativa, los ahorros de peso que se logran con los cortes en forma de rombo 52 (la figura 4) se pueden aplicar hacia unas ventanas 50 que sean de un area mas grande. A pesar de que unas ventanas 50 mas grandes requieren un aumento en cuanto al espesor de revestimiento en la hilera de ventanas 49 (la figura 4), el espesor 5 maximo del revestimiento 42 para las ventanas en forma de rombo 50 es menor que para las ventanas en forma de ovalo convencionales de la misma area.

Muchas modificaciones y otras realizaciones de la divulgacion se le ocurriran a un experto en la materia a la que pertenece la presente divulgacion, que cuente con el beneficio de las ensenanzas que se presentan en las descripciones anteriores y los dibujos asociados. Las realizaciones que se describen en el presente documento 10 pretenden ser ilustrativas y no se tiene por objeto que sean limitantes o exhaustivas. A pesar de que en el presente documento se emplean terminos especlficos, los mismos se usan solo en un sentido generico y descriptivo y no para fines de limitacion. La invencion solo esta limitada por el alcance de las reivindicaciones adjuntas.

Claims

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REIVINDICACIONES

1. Un fuselaje de aeronave, que comprende:

una seccion de cuerpo cillndrico (34) que tiene un revestimiento que esta formado por material compuesto que tiene unas fibras de refuerzo (44) que estan embebidas en una matriz;

un primer corte (52a) y un segundo corte (52b) que se forman en la seccion de cuerpo cillndrico en una relacion de yuxtaposicion uno con respecto a otro;

una trayectoria de cargas directa que se extiende de una forma sustancialmente continua desde una porcion inferior (76) de la seccion de cuerpo cillndrico en general por debajo del primer corte hasta una porcion superior (74) de la seccion de cuerpo cillndrico en general por encima del segundo corte, caracterizado por que:

el primer y el segundo cortes tienen, cada uno, una forma general de rombo que incluye un segmento lateral que esta orientado generalmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas directa;

al menos una porcion de las fibras esta orientada generalmente en paralelo con respecto al segmento lateral y se extiende desde una posicion por debajo de un extremo inferior (60b) del primer corte hasta una posicion por encima de un extremo superior (60a) del segundo corte.
2. El fuselaje de aeronave de la reivindicacion 1, en el que:

la region lateral incluye un revestimiento (42) que tiene un espesor de revestimiento nominal;

incluyendo la region lateral una region de acolchado (82) al menos en un area entre el primer y el segundo cortes; y

siendo el espesor de revestimiento en la region de acolchado mayor que el espesor de revestimiento nominal.
3. El fuselaje de aeronave de la reivindicacion 2, en el que:

el primer (52a) y el segundo (52b) cortes definen una garganta a la distancia mas corta entre los mismos; y

aumentando, en general, el espesor de revestimiento en la region de acolchado (82) a lo largo de al menos una de una direccion desde la porcion superior hacia la garganta y una direccion desde la porcion inferior hacia la garganta.
4. El fuselaje de aeronave de la reivindicacion 2, en el que al menos una porcion de las fibras (44) esta orientada con un angulo de aproximadamente 50 a 75 grados en relacion con un eje longitudinal de la aeronave.
5. El fuselaje de aeronave de la reivindicacion 1, en el que las formas de rombo tienen un eje mayor y un eje menor, y en el que el eje mayor esta orientado dentro de +/- 20 grados de un eje circunferencial de la aeronave.
6. El fuselaje de aeronave de la reivindicacion 5, en el que:

la forma de rombo tiene cuatro segmentos laterales.
7. Un fuselaje de aeronave de la reivindicacion 1, en el que:

la seccion de cuerpo cillndrico (34) que tiene al menos un panel lateral (40);

un primer corte (52a) y un segundo corte (52b) que se forman en el panel lateral en una relacion de yuxtaposicion uno con respecto a otro; y

una trayectoria de cargas directa que se extiende a lo largo de la seccion de cuerpo cillndrico (34), extendiendose la trayectoria de cargas de una forma sustancialmente continua desde una porcion inferior del panel lateral en general por debajo del primer corte (52a) hasta una porcion superior del panel lateral en general por encima del segundo corte (52b).
8. Un metodo de formacion de cortes en una region lateral de un fuselaje de aeronave, que comprende las etapas de:

proporcionar una seccion de cuerpo cilindrico (34) que tiene un revestimiento que esta formado por material compuesto que tiene unas fibras de refuerzo (44) que estan embebidas en una matriz;

formar un primer corte (52a) y un segundo corte (52b) en una relacion de yuxtaposicion uno con respecto a otro en la region lateral; y

5 configurar el primer corte y el segundo corte de tal modo que una trayectoria de cargas directa se extiende a lo largo de la region lateral de una forma sustancialmente continua desde una porcion inferior de la region lateral en general por debajo del primer corte hasta una porcion superior de la region lateral en general por encima del segundo corte

caracterizado por que el primer y el segundo cortes tienen, cada uno, una forma en general de rombo que incluye un segmento lateral que esta orientado generalmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas directa, y en el 10 que al menos una porcion de las fibras esta orientada generalmente en paralelo con respecto al segmento lateral y se extiende desde una posicion por debajo de un extremo inferior (60b) del primer corte hasta una posicion por encima de un extremo superior (60a) del segundo corte.
9. El metodo de la reivindicacion 8, en el que el metodo comprende adicionalmente las etapas de:

incluir una region de acolchado (82) en la region lateral al menos en un area entre el primer y el segundo cortes; y

15 aumentar el espesor del revestimiento en la region de acolchado en relacion con el espesor de revestimiento nominal.
10. El metodo de la reivindicacion 8, en el que el primer (52a) y el segundo (52b) cortes en forma de rombo tienen un eje mayor y un eje menor.
11. El metodo de la reivindicacion 8, en el que la forma de rombo tiene cuatro segmentos laterales.

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