ES2873005T3 - Sistema para depósito de combustible de aeronave - Google Patents
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Abstract
Un sistema para depósito de combustible de aeronave, que comprende: - al menos un depósito de combustible de aeronave (1) para contener y suministrar el combustible a los motores de la aeronave, teniendo dicho depósito de combustible (1) una superficie exterior (1a) moldeada con un perfil aerodinámico y comprendiendo una sección más inferior curva (1a') que contiene un volumen donde se puede acumular el combustible, comprendiendo además el depósito (1) al menos una estructura de aeronave (2) para rigidizar dicho depósito (1), - y, un elemento de relleno (3) fijado a la o las estructuras de la aeronave (2) y montado en una superficie interior (1b') de la sección más inferior curva (1a') para ocupar el volumen definido por dicha sección más inferior curva (1a') con el fin de evitar la acumulación de combustible, - caracterizado por que el elemento de relleno (3) tiene una superficie inferior (3a) que comprende una pluralidad de cavidades (6) con paredes rigidizadas (7), estando diseñadas las cavidades (6) para acomodar unos salientes de la superficie interior (1b') de la sección más inferior curva (1a').
Description
DESCRIPCIÓN
Sistema para depósito de combustible de aeronave
Objeto de la invención
La presente invención hace referencia a un sistema para depósito de combustible de aeronave que reduce la cantidad de combustible al que no acceden, y no succionan, las bombas de combustible. Esta cantidad de combustible se denominará combustible no bombeable.
Un objeto de la invención es proporcionar un sistema de depósito de combustible adaptado de modo que minimice la cantidad de combustible no bombeable que se acumula sin ser nunca utilizado. De acuerdo con esto, también es un objeto de la invención reducir el peso que se impone en última instancia al operador aéreo en términos de rango, carga útil o pasajeros provocado por este combustible no bombeable.
Otro objeto de la invención es proporcionar un sistema de depósito de combustible que implica unas modificaciones y un impacto mínimos en la estructura circundante de un depósito de combustible tradicional, para proporcionar por tanto una forma factible, simple y rentable de conservar el combustible almacenado durante cierto rango.
Otro objeto de la invención es facilitar las tareas de mantenimiento, inspección y reparación de los depósitos de combustible de una aeronave.
Antecedentes de la invención
El combustible en una aeronave se almacena en varios depósitos. Tal como se muestra en la figura 1, una aeronave (13) puede contener depósitos de combustible (1) en el interior del ala (11), el fuselaje (18) y el estabilizador de cola horizontal (HTP) (12). Cada uno de estos depósitos de combustible, en el ala, el fuselaje o la cola, tiene ciertas válvulas específicas para transferir el combustible a los motores, para generar el empuje, o entre los distintos depósitos de combustible interconectados, para controlar la posición del centro de gravedad o aliviar las cargas sobre las alas durante las distintas fases del vuelo (es decir, ascenso, crucereo, descenso, etc.). No obstante, se acumulan volúmenes distribuidos de combustible no bombeable al no poder ser alcanzados por los orificios de succión que succionan el combustible hacia dichas válvulas.
En los últimos diseños de aeronaves se reduce de manera significativa la cantidad de combustible no bombeable mediante la optimización de la ubicación de los orificios de succión de las bombas de combustible. No obstante, esta optimización aún deja combustible no bombeable acumulado en el depósito.
En los diseños de aeronaves donde los orificios de succión de las bombas de combustible no se pueden optimizar, se han añadido algunos orificios de succión satélites a los orificios originales, y se ha implementado un rediseño de la forma del propio orificio de succión. Todos estos cambios hacen posible una reducción del volumen de combustible no bombeable.
El volumen interno de los depósitos de combustible de aeronaves se enfrenta a las siguientes restricciones:
- el trazado externo del ala, el HTP y el fuselaje,
- los elementos estructurales internos, tales como el revestimiento, los larguerillos, las costillas, los elementos de conexión, los soportes, las cuadernas, etc., que proporcionan el espacio donde se almacena el combustible,
- la ubicación de las bombas de combustible, los orificios de succión y los puntos de recogida,
- la ubicación y la canalización de los tubos de combustible,
- otras restricciones relacionadas con sondas de combustible, aberturas de inspección, etc., circundantes.
Teniendo en cuenta todas estas restricciones, cada depósito de combustible individual acumula un nivel mínimo de combustible al que las bombas de combustible no pueden acceder y succionar, lo que conduce a una cantidad mínima de volumen de combustible en el interior del depósito de combustible que no se puede utilizar.
La figura 2 muestra un ejemplo de un depósito de combustible de aeronave (1) que incluye algunas de las restricciones mencionadas anteriormente que conducen a una acumulación de combustible no bombeable (UF, por sus siglas en inglés). Tal como se muestra, aunque el depósito de combustible (1) está provisto de orificios de succión (14) para succionar combustible, y de válvulas de agua (15), conectadas a los puntos de recogida (16), para drenar el agua atrapada debajo del combustible, tanto el agua (w ) como el combustible (UF) se acumulan en el depósito (1).
Para una mayor aclaración, las figuras 3a y 3b muestran respectivamente las zonas de combustible no bombeable (UF) en el interior de los depósitos de combustible (1) de un ala (11) y de un HTP (12) en una vista detallada.
El peso del UF está incluido en el peso en vacío estándar de la aeronave, lo que da como resultado una penalización para su utilización por parte del operador aéreo en términos de rango, carga útil o pasajeros.
Por lo tanto, sería deseable proporcionar unos medios técnicos que minimicen la cantidad de combustible no
bombeable para reducir la penalización de peso asociada a este combustible no utilizable.
El documento GB2544745A describe un sistema de combustible de aeronave que comprende: un depósito de combustible; una salida en el depósito de combustible para extraer el combustible líquido del depósito de combustible; y un contenedor expansible de gas en el depósito de combustible. El contenedor de gas encierra una masa de gas que está sellada dentro del contenedor de gas; el contenedor de gas está expuesto a la presión ambiental y al peso de la cabeza de combustible por encima del contenedor de gas. Una caída de la presión ambiental y del peso del combustible durante el vuelo de la aeronave provoca que se expanda el contenedor de gas. La expansión del contenedor de gas provoca que este desplace el combustible líquido hacia la salida. La masa de gas es una masa de gas fija, por tanto, la cantidad de gas en el contenedor de gas no cambia a medida que se expande el contenedor de gas y su presión disminuye en proporción inversa al cambio de volumen.
El documento EP3199459A1 describe un sistema de combustible de aeronave que tiene una pared inferior, y una costilla con un borde inferior unido a la pared inferior. La costilla proporciona un límite entre un primer y segundo compartimento, y al menos el primer compartimento se dispone de modo que contenga combustible cuando se utiliza el sistema. Un rebaje abierto está situado en el borde inferior de la costilla, y una disposición de sellado de la costilla, entre el borde inferior de la costilla y la pared inferior, evita que el combustible fluya a través del borde inferior de la costilla excepto en el rebaje abierto. El sistema tiene una bomba y un conducto acoplado en un extremo al rebaje abierto y en el otro extremo a la bomba, proporcionando conjuntamente el rebaje abierto y el conducto un trayecto de flujo para que el combustible fluya a través del borde inferior de la costilla, desde el primer compartimento hacia la bomba. El trayecto de flujo está sellado, de modo que se evita que el combustible que fluye a lo largo del trayecto de flujo salga del trayecto de flujo hacia el segundo compartimento.
Compendio de la invención
La presente invención soluciona los inconvenientes mencionados anteriormente proporcionando un sistema para depósito de combustible de aeronave que evita la acumulación de combustible no bombeable en el depósito, lo que ahorra peso, y que conlleva unas modificaciones mínimas en los depósitos de combustible convencionales.
La presente invención hace referencia a un sistema para depósito de combustible de aeronave de acuerdo con la reivindicación 1, que comprende al menos un depósito de combustible de aeronave que contiene y suministra el combustible a los motores de la aeronave, y un elemento de relleno que se debe montar en dicho depósito de combustible.
El depósito de combustible tiene una superficie exterior moldeada con un perfil aerodinámico que comprende una sección más inferior curva que contiene un volumen donde se puede acumular el combustible. El depósito de combustible comprende además al menos una estructura de aeronave para rigidizar dicho depósito.
El elemento de relleno está montado en una superficie interior de la sección más inferior curva, y se fija a la o las estructuras de la aeronave. El elemento de relleno tiene una superficie inferior moldeada con la superficie interior de la sección más inferior curva, y una superficie superior opuesta que se configura para rellenar el volumen contenido por la sección más inferior curva, de modo que se defina una superficie interna inferior sustancialmente plana en el depósito de combustible de la aeronave, con el fin de evitar la acumulación de combustible.
Al montar un elemento de relleno con dicha configuración en la sección más inferior del depósito de combustible queda ocupado el volumen de combustible no bombeable, lo que evita que se pueda acumular combustible ahí.
Junto con una reducción de coste, también se puede obtener una reducción de peso siempre que el elemento de relleno tenga un peso más ligero que el volumen de combustible que desaloja. Por tanto, se puede lograr un aumento de la utilización de la aeronave del operador en términos de rango, carga útil o pasajeros.
Además, el sistema para depósito de combustible de aeronave de la invención es válido en cualquier tipo de depósito de combustible de aeronave y requiere unas adaptaciones sin importancia en los depósitos tradicionales. Por tanto, la solución propuesta se puede acondicionar y adaptar a las flotas existentes de aeronaves con unas pequeñas modificaciones en su estructura.
Asimismo, el elemento de relleno se puede instalar y desinstalar fácilmente, de modo que también se facilitan las tareas de mantenimiento, inspección y reparación.
Descripción breve de los dibujos
Para una mejor comprensión de la invención, se proporcionan los siguientes dibujos con fines ilustrativos y sin carácter limitante, donde:
La figura 1 muestra una vista superior de una aeronave, donde se representan las ubicaciones de los depósitos de combustible en las alas y el estabilizador de cola horizontal.
La figura 2 muestra un depósito de combustible convencional en el que el agua queda atrapada debajo del combustible, aunque está provisto de orificios de succión de la bomba para la extracción del combustible, y de tubos y válvulas de
drenaje para la extracción del agua.
Las figuras 3a-3b muestran las áreas de un depósito de combustible en un ala (figura 3a) y en un estabilizador de cola horizontal (figura 3b) donde queda acumulado el combustible no bombeable (UF).
Las figuras 4a-4c muestran distintas vistas del sistema para depósito de combustible de aeronave de acuerdo con una realización preferida. La figura 4a muestra un esquema del sistema para depósito de combustible de aeronave. La figura 4b muestra una vista en perspectiva en detalle. La figura 4c muestra una vista superior en detalle.
Las figuras 5a-5c muestran distintas vistas del elemento de relleno de acuerdo con una realización preferida. La figura 5a muestra una vista en perspectiva del elemento de relleno. La figura 5b muestra una vista superior. La figura 5c muestra una vista de una sección transversal a lo largo del plano A-A’ representado en la figura 5b.
La figura 6 muestra una vista detallada de la fijación del elemento de relleno a la estructura de aeronave.
Realizaciones preferidas de la invención
Las figuras 4a-4c muestran un sistema para depósito de combustible de aeronave que comprende un depósito de combustible de aeronave (1) y un elemento de relleno (3), donde el depósito de combustible (1) comprende al menos una estructura de aeronave (2) para rigidizarlo. Esta estructura (2) está compuesta preferentemente por un larguerillo, aunque de manera alternativa también podría estar compuesta por una costilla, un larguero o una cuaderna.
El depósito de combustible (1) tiene una superficie exterior (1a) moldeada con un perfil aerodinámico, y comprende una sección más inferior curva (1a’) que contiene un volumen donde se puede acumular el combustible. El elemento de relleno (3) se monta en la superficie interior (1b’) de dicha sección más inferior curva (1a’), para ocupar este volumen y evitar que quede acumulado el combustible. Con esta finalidad, se diseña el elemento de relleno (3) de modo que tenga una superficie inferior (3a) moldeada con la superficie interior (1 b’) de la sección más inferior curva (1 a’), y una superficie superior opuesta (3b) que rellene el volumen contenido por la sección más inferior curva (1a’). Esta configuración se ajusta a la superficie interna (1 b’) de la sección más inferior curva (1 a’) y define una superficie interna inferior sustancialmente plana en el depósito de combustible de aeronave (1).
Tal como se muestra en las figuras 4a-4c, el elemento de relleno (3) se puede fijar a varias estructuras (2). En esta realización preferida, estas estructuras (2) están compuestas por larguerillos, y el elemento de relleno (3) se fija a la parte final de estos larguerillos, que están colocados en la sección más inferior (1a’) del depósito de combustible. Tal como se observa mejor en la figura 4b, el ángulo diedro del revestimiento de este depósito de combustible deja el elemento de relleno (3) con una configuración de cuerpo inclinado para definir así una superficie interna inferior sustancialmente plana en el depósito.
Las figuras 5a-5c muestran distintas vistas de un elemento de relleno (3). Tal como se muestra en la figura 5a, y de acuerdo con otra realización preferida, la superficie superior (3b) del elemento de relleno (3) comprende al menos cuatro elementos de conexión (4) desalineados situados en los extremos de dicha superficie superior (3b), lo que da lugar a tres ejes desalineados, tal como se muestra en la figura 5b, para evitar que el elemento de relleno (3) rote y se eleve cuando se fija a la estructura de aeronave (2). Como idea a prueba de fallos, el elemento de relleno (3) tiene preferentemente cuatro elementos de conexión (4) para evitar cualquier posible movimiento de este en caso de fallo de uno de ellos.
Preferentemente, los elementos de conexión (4) se configurarán como unas orejetas para hacer posible la instalación mecánica del elemento de relleno (3) y garantizar que las piezas permanecerán en la ubicación correcta durante todas las condiciones de vuelo.
Tal como se muestra en las figuras 4 y 5 y de acuerdo con otra realización preferida, el elemento de relleno (3) comprende al menos una ranura (5) que se extiende a lo largo de una dirección longitudinal para recibir la estructura de aeronave (2).
Preferentemente, tal como se muestra en las figuras 5a y 5b, a cada lado de la ranura (5) está colocado un segundo par de elementos de conexión (4) desalineados para proporcionar más puntos de fijación y evitar cualquier posible movimiento de este, en caso de fallo de uno de ellos.
La figura 5b muestra una vista superior del elemento de relleno (3), y la figura 5c una vista de una sección transversal a lo largo del plano A-A’ representado en la figura 5b. La figura 5b muestra el desalineamiento de los elementos de conexión (4), donde los diferentes ejes de rotación B, C y D evitan que el elemento de relleno (3) rote y se eleve cuando se fija a una estructura de aeronave y en caso de fallo de uno de ellos.
Tal como se muestra en la figura 5c, la superficie inferior (3a) del elemento de relleno (3) comprende una pluralidad de cámaras o cavidades (6) con paredes rigidizadas (7), estando diseñadas las cavidades (6) para acomodar unos salientes de la superficie interior (1b’) de la sección más inferior curva (1a’). El diseño de este elemento de relleno (3) es básicamente una pieza hueca con rigidizadores internos y cámaras/cavidades, que otorgan rigidez y resistencia al elemento, y se ajustan tanto como sea posible al volumen 3D entre el volumen teórico del combustible no bombeable
y la estructura circundante. Con esta configuración, el elemento de relleno puede ahorrar peso y mejorar su ajuste con la superficie interior del depósito de combustible.
Las cavidades (6) incorporadas en el elemento de relleno (3) se pueden extender a lo largo de parte o de toda la altura del elemento para evitar el choque y hacer posible la instalación del elemento de relleno (3) sobre posiciones con sujeciones estructurales, tal como las uniones anteriores entre recubrimientos y piezas de atado a cortante de las costillas o elementos de conexión con forma triangular.
De acuerdo con otra realización preferida, el elemento de relleno (3) tiene una superficie inferior plana (3a) para facilitar la fabricación del elemento.
De acuerdo con otra realización preferida, el elemento de relleno (3) se obtendrá a partir de un proceso de fabricación aditiva o a partir de técnicas de moldeo por inyección. Estas técnicas de fabricación ayudan a cumplir las siguientes consideraciones de diseño para el elemento de relleno:
- requisitos medioambientales: buena resistencia química al combustible y a los fluidos hidráulicos,
- requisitos de temperatura: rango de temperaturas de trabajo de -55 °C a 70 °C,
- requisitos de presión: variación de presión generada entre la presión del depósito de combustible y la presión interna del elemento de relleno (1 atm) durante todas las condiciones de vuelo,
- requisitos geométricos: tamaño máximo del elemento de relleno limitado por las restricciones de accesibilidad, como las dimensiones de las aberturas de inspección y las aberturas del alma a cortante de las costillas,
- requisitos de instalación: modelo de instalación y desinstalación mecánica simple, fácil y rápida con mínimo impacto sobre la estructura:
- sin penalización en los factores críticos de reserva,
- sin dañar piezas estructurales tanto metálicas como de material compuesto,
- requisitos de peso: material ligero con unas propiedades mecánicas adecuadas como para cumplir los requisitos de temperatura, presión y medioambientales.
La figura 6 muestra una vista detallada de la fijación de un elemento de relleno (3) a una estructura de aeronave (2), que en este caso particular está compuesta por un alma de larguerillo. Tal como se muestra, y de acuerdo con otra realización preferida, el sistema para depósito de combustible comprende además pernos (8), arandelas (9) y casquillos (10).
Los pernos (8) se utilizan en la instalación del elemento de relleno (3) en la estructura de la aeronave (2) para que pasen a través de agujeros taladrados con anterioridad en el alma del larguerillo. Estos agujeros taladrados en los larguerillos son la modificación estructural que es necesaria para hacer posible la instalación del elemento de relleno (3).
Asimismo, para garantizar que no se provocan daños en la estructura de aeronave (2) (en el alma de los larguerillos), se pueden utilizar unos casquillos (10) poliméricos, preferentemente elastoméricos, y/o unas arandelas (9) poliméricas como protección. De esta manera, los agujeros taladrados en el alma del larguerillo estarán protegidos por los casquillos (10), y tanto las caras del alma del larguerillo como el lateral del elemento de relleno, cercano al alma del larguerillo, estarán protegidos por las arandelas (9).
Así, se evitaría cualquier daño proveniente de cargas verticales o de flexión generadas por el elemento de relleno (3) en la estructura (2).
El número final de arandelas (9) a ensamblar dependerá de las tolerancias totales necesarias en cada posición específica.
Por último, para facilitar la instalación/retirada del elemento de relleno (3) y asegurar su fijación a la estructura de aeronave (2), se puede montar una tuerca autoblocante (17) en los pernos (8).
Claims (11)
1. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, que comprende:
- al menos un depósito de combustible de aeronave (1) para contener y suministrar el combustible a los motores de la aeronave, teniendo dicho depósito de combustible (1) una superficie exterior (1 a) moldeada con un perfil aerodinámico y comprendiendo una sección más inferior curva (1a’) que contiene un volumen donde se puede acumular el combustible, comprendiendo además el depósito (1) al menos una estructura de aeronave (2) para rigidizar dicho depósito (1),
- y, un elemento de relleno (3) fijado a la o las estructuras de la aeronave (2) y montado en una superficie interior (1 b’) de la sección más inferior curva (1 a’) para ocupar el volumen definido por dicha sección más inferior curva (1 a’) con el fin de evitar la acumulación de combustible,
- caracterizado por que el elemento de relleno (3) tiene una superficie inferior (3a) que comprende una pluralidad de cavidades (6) con paredes rigidizadas (7), estando diseñadas las cavidades (6) para acomodar unos salientes de la superficie interior (1b’) de la sección más inferior curva (1 a’).
2. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con la reivindicación 1, donde la superficie superior (3b) del elemento de relleno (3) comprende al menos cuatro elementos de conexión (4) desalineados para la fijación del elemento de relleno (3) a la o las estructuras de aeronave (2), y donde al menos cuatro elementos de conexión (4) desalineados mencionados están situados en los extremos de la superficie superior (3b) para evitar que el elemento de relleno (3) rote y se eleve.
3. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con la reivindicación 2, donde los elementos de conexión (4) están compuestos por unas orejetas perforadas adaptadas de modo que reciban los pernos (8) para fijar de manera firme el elemento de relleno (3) a la estructura de aeronave (2).
4. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde el elemento de relleno (3) comprende una ranura (5) que se extiende a lo largo de una dirección longitudinal, y se configura de modo que reciba la estructura de aeronave (2) para su fijación.
5. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 2 a 4, que comprende además unos pernos (8) que fijan el elemento de relleno (3) a la estructura de aeronave (2) mediante los elementos de conexión (4), unas arandelas (9) montadas entre los elementos de conexión (4) y la estructura de aeronave (2) y unos casquillos (10) montados en la estructura de aeronave (2) para fijar el perno (8) a la estructura de aeronave (2).
6. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con la reivindicación 5, donde las arandelas (9) y/o los casquillos (10) son de material polimérico para proporcionar una fijación ajustable.
7. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde el depósito de combustible (1) está situado en un ala (11) y/o en un estabilizador de cola horizontal (12) y/o en el fuselaje (18) de una aeronave (13).
8. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde la estructura de aeronave (2) está compuesta por un larguerillo.
9. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde el elemento de relleno (3) tiene una superficie inferior plana (3a).
10. Un sistema para depósito de combustible de aeronave, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde el elemento de relleno (3) se obtiene a partir de un proceso de fabricación aditiva o moldeo por inyección.
11. Una aeronave (13) que comprende un sistema para depósito de combustible de aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-10.
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