ES2895276T3 - Aeronave modular - Google Patents

Aeronave modular Download PDF

Info

Publication number
ES2895276T3
ES2895276T3 ES17707100T ES17707100T ES2895276T3 ES 2895276 T3 ES2895276 T3 ES 2895276T3 ES 17707100 T ES17707100 T ES 17707100T ES 17707100 T ES17707100 T ES 17707100T ES 2895276 T3 ES2895276 T3 ES 2895276T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
aircraft
propulsion system
fuselage body
fuselage
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES17707100T
Other languages
English (en)
Inventor
Tristan A D Crawford
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Aeralis Ltd
Original Assignee
Aeralis Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aeralis Ltd filed Critical Aeralis Ltd
Application granted granted Critical
Publication of ES2895276T3 publication Critical patent/ES2895276T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/16—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like specially adapted for mounting power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2211/00—Modular constructions of airplanes or helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0273—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for jet engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Una aeronave (71) que comprende: un cuerpo de fuselaje (14) que tiene una línea central, el cuerpo de fuselaje (76) se extiende longitudinalmente desde un extremo de la nariz hasta un extremo de la cola y el cuerpo de fuselaje (76) comprende una estructura de soporte primaria que es una estructura crítica para la seguridad para transferir fuerzas a lo largo de un extensión longitudinal de la aeronave (71), el cuerpo de fuselaje (76) que comprende una estructura de ala central (5) para asegurar de manera desmontable conjuntos de alas exteriores laterales (7, 12) a la misma; un sistema de propulsión único (70) que comprende al menos un motor (17); medios de montaje (25) para suspender de manera desmontable el sistema de propulsión (70) externamente del cuerpo de fuselaje (76) y en donde los medios de montaje comprenden un conjunto de montaje delantero (35) y un conjunto de montaje trasero (36); y en donde el sistema de propulsión (70) comprende una carcasa aerodinámica (78) que se puede suspender del cuerpo de fuselaje (76) para montar el sistema de propulsión (70) en el exterior del cuerpo de fuselaje (76) y a lo largo de la línea central del cuerpo de fuselaje (76), en donde: el cuerpo de fuselaje (76) comprende un revestimiento exterior que encierra un armazón de soporte y estos forman la estructura de soporte primaria de la aeronave (71) y el sistema de propulsión (70) está ubicado en un lado externo del revestimiento exterior del cuerpo de fuselaje (76) de manera que el sistema de propulsión (70) no forme parte de o esté contenida dentro de la estructura primaria de la aeronave (71); y en el que la estructura de soporte primaria transfiere únicamente cargas dentro de la aeronave (71) y el montaje externo del sistema de propulsión (70) comprende el conjunto de montaje frontal (35) que transfiere todo el peso del sistema de propulsión (70) y suspende únicamente el sistema de propulsión (70) debajo del cuerpo de fuselaje (76) que evita que estas cargas sean transferidas alrededor del sistema de propulsión (70) o a través de la carcasa aerodinámica (78) del sistema de propulsión (70) y en el que el conjunto de montaje trasero (36) mantiene la alineación del sistema de propulsión (70) con la línea central del cuerpo de fuselaje (76).

Description

DESCRIPCIÓN
Aeronave modular
Campo de la invención
La presente invención se refiere a una aeronave, un conjunto de entrenamiento de aeronaves y un método de ensamble de una aeronave. En particular, la presente invención se refiere a una aeronave de entrenamiento a reacción modular, un conjunto de aeronave de entrenamiento a reacción modular y a un método de reconfiguración de una aeronave de entrenamiento a reacción.
Antecedentes de la invención
La presente invención se refiere a aeronaves y estructuras de aeronaves y métodos para fabricarlas. Más específicamente, se relaciona con las estructuras de aeronaves militares a reacción que requieren la capacidad de acomodar diferentes marcas de motores a reacción sin costos de certificación y diseño adicionales significativos para alterar los elementos estructurales primarios "críticos para la seguridad'' de la estructura de aeronave para acomodar un nuevo motor de diferente empuje o modelo dentro de una estructura secundaria o crítica no relacionada con la seguridad.
Los requisitos para las aeronaves de entrenamiento militar modernas son diversos, y van desde la necesidad de entrenar a los futuros pilotos en una aeronave de baja velocidad inicialmente, y luego progresar a aeronaves más rápidas y maniobrables a medida que el estudiante adquiere experiencia. Por lo general, esto significa que las fuerzas aéreas deben comprar diferentes aeronaves para las diferentes fases de entrenamiento, es decir, una aeronave de entrenamiento lenta y más dócil de un fabricante en la etapa inicial del entrenamiento seguida de una aeronave de entrenamiento más rápida y ágil de un fabricante diferente para las etapas posteriores del entrenamiento.
La aeronave de entrenamiento más lenta típicamente tendrá un motor de bajo empuje y diámetro relativamente más pequeño instalado dentro de la estructura del fuselaje, mientras que la de entrenamiento más rápida y ágil típicamente tendrá un motor de mayor diámetro y empuje instalado dentro de la estructura del fuselaje. Adicionalmente, la aeronave de entrenamiento más rápida y ágil típicamente también puede realizar un papel de combate ligero, lo que requiere la instalación de un motor más grande y potente en el fuselaje.
Con fines de entrenamiento, los operadores deben adquirir tanto el tipo lento como el rápido para formar a los estudiantes pilotos pagando precios que garanticen que el fabricante recupere sus costos de desarrollo individuales para cada tipo de aeronave.
El documento US 2012/0292435 describe una aeronave modular que tiene un núcleo de la aeronave al que se pueden acoplar y/o reemplazar de manera desmontable uno o más miembros de ala exteriores, fuselaje, cabina y secciones de cola durante la vida útil operativa de la aeronave. El núcleo de la aeronave aloja los motores propulsores.
El documento US 5897 078 describe una aeronave que incluye un ala delta, una sección de la parte delantera que incluye una cabina de piloto que está montada en la parte frontal del ala. La aeronave incluye además una armazón de soporte del sistema de propulsión montado debajo de la sección de la parte delantera y la parte inferior del ala. El sistema de propulsión se soporta dentro de esta armazón.
El documento WO 00/56602 se refiere a un sistema modular de conductos de admisión de aire para una aeronave. El conducto de admisión está adaptado para unirse de manera desmontable a un miembro estructural de soporte de carga del vehículo.
El documento US 8336811 describe una aeronave que incluye un fuselaje, un ala fijada a la parte superior del fuselaje en donde la aeronave proporciona la capacidad de mover el ala en vuelo con relación al fuselaje.
El objetivo de la presente invención es superar al menos un problema asociado con la técnica anterior referido en la presente descripción o no.
Resumen de la invención
De acuerdo con un primer aspecto de la presente invención, se proporciona una aeronave que comprende:
un cuerpo de fuselaje que tiene una línea central, el cuerpo de fuselaje se extiende longitudinalmente desde un extremo de la nariz hasta un extremo de la cola y el cuerpo de fuselaje que comprende una estructura de soporte primaria que es una estructura crítica para la seguridad para transferir fuerzas a lo largo de una extensión longitudinal de la aeronave, el cuerpo de fuselaje que comprende una estructura de ala central para asegurar de manera desmontable conjuntos de alas exteriores laterales a la misma;
un sistema de propulsión único que comprende al menos un motor;
medios de montaje para suspender de manera desmontable el sistema de propulsión externamente del cuerpo de fuselaje y en donde los medios de montaje comprenden un conjunto de montaje frontal y un conjunto de montaje trasero; y
en donde el sistema de propulsión comprende una carcasa aerodinámica que se puede suspender del cuerpo de fuselaje para montar el sistema de propulsión en el exterior del cuerpo de fuselaje y a lo largo de la línea central del cuerpo de fuselaje, caracterizado porque:
el cuerpo de fuselaje comprende un revestimiento exterior que encierra una armazón de soporte y estos forman la estructura de soporte primaria de la aeronave y el sistema de propulsión está ubicado en un lado externo del revestimiento exterior del cuerpo de fuselaje de manera que el sistema de propulsión no es parte de o está contenido dentro de la estructura primaria de la aeronave; y
en el que la estructura de soporte primaria transfiere únicamente cargas dentro de la aeronave y el montaje externo del sistema de propulsión comprende el conjunto de montaje frontal que transfiere todo el peso del sistema de propulsión y suspende únicamente el sistema de propulsión debajo del cuerpo de fuselaje, lo que evita que estas cargas se transfieran alrededor del sistema de propulsión o a través de la carcasa aerodinámica del sistema de propulsión y en el que el conjunto de montaje trasero mantiene la alineación del sistema de propulsión con la línea central del cuerpo de fuselaje.
De acuerdo con un segundo aspecto de la presente invención, se proporciona un método para reconfigurar una aeronave, la aeronave que comprende:
un cuerpo de fuselaje que tiene una línea central, el cuerpo de fuselaje se extiende longitudinalmente desde un extremo de la nariz hasta un extremo de la cola y el cuerpo de fuselaje que comprende una estructura de soporte primaria que es una estructura crítica para la seguridad para transferir fuerzas a lo largo de una extensión longitudinal de la aeronave, el cuerpo de fuselaje que comprende una estructura de ala central para asegurar de manera desmontable conjuntos de alas exteriores laterales a la misma;
un primer sistema de propulsión único que comprende al menos un motor;
medios de montaje para suspender de manera desmontable el sistema de propulsión externamente del cuerpo de fuselaje y en donde los medios de montaje comprenden un conjunto de montaje frontal y un conjunto de montaje trasero; y
en donde el sistema de propulsión comprende una carcasa aerodinámica que se puede suspender del cuerpo de fuselaje para montar el sistema de propulsión en el exterior del cuerpo de fuselaje y a lo largo de la línea central del cuerpo de fuselaje; caracterizado porque
el cuerpo de fuselaje comprende un revestimiento exterior que encierra una armazón de soporte y estos forman la estructura de soporte primaria de la aeronave y el sistema de propulsión está ubicado en un lado externo del revestimiento exterior del cuerpo de fuselaje de manera que el sistema de propulsión no es parte de o está contenido dentro de la estructura primaria de la aeronave, en la cual la estructura de soporte primaria transfiere únicamente cargas dentro de la aeronave y el montaje externo del sistema de propulsión comprende el conjunto de montaje frontal que transfiere todo el peso del sistema de propulsión y suspende únicamente el sistema de propulsión debajo del cuerpo de fuselaje que evita que estas cargas se transfieran alrededor del sistema de propulsión o a través de la carcasa aerodinámica del sistema de propulsión y en el que el conjunto de montaje trasero mantiene la alineación del sistema de propulsión con la línea central del cuerpo de fuselaje; y
el método que comprende retirar el primer sistema de propulsión único del cuerpo de fuselaje y suspender un segundo sistema de propulsión único del cuerpo de fuselaje.
Preferentemente, la aeronave comprende una estructura de ala central para asegurar de manera desmontable conjuntos de alas exteriores laterales a la misma.
El método puede comprender retirar un primer par de conjuntos de alas laterales de la estructura de ala central y asegurar un segundo par de conjuntos de alas laterales a la estructura de ala central.
Breve descripción de los dibujos
La presente invención se describirá ahora, a manera de ejemplo solamente, con referencia a los dibujos que siguen, en los cuales:
La Figura 1 es una vista lateral de una modalidad preferida de una aeronave en una primera configuración.
La Figura 2 es una vista desde abajo de una modalidad preferida de una aeronave en una primera configuración.
La Figura 3 es una vista lateral de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 4 es una vista desde abajo de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 5 es una vista isométrica de un cuerpo de fuselaje y un sistema de propulsión de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 6 es una vista isométrica despiezada de un cuerpo de fuselaje y un sistema de propulsión de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 7 es una vista isométrica despiezada de una sección cortada del cuerpo de fuselaje y del sistema de propulsión con la carcasa aerodinámica retirada alrededor del motor de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 8 es una vista isométrica de una carcasa aerodinámica de un sistema de propulsión de una modalidad preferida de una aeronave.
La Figura 9 es una vista isométrica despiezada de una sección cortada del cuerpo de fuselaje y del sistema de propulsión de una modalidad preferida de una aeronave en la segunda configuración.
La Figura 10 es una vista isométrica despiezada de una sección cortada del cuerpo de fuselaje y del sistema de propulsión con la carcasa aerodinámica retirada alrededor del motor de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 11 es una vista isométrica de una carcasa aerodinámica de un sistema de propulsión de una modalidad preferida de una aeronave.
La Figura 12 es una vista lateral de una sección cortada del cuerpo de fuselaje y del sistema de propulsión con la carcasa aerodinámica retirada alrededor del motor de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 13 es una vista lateral de una carcasa aerodinámica de un sistema de propulsión de una modalidad preferida de una aeronave.
La Figura 14 es una vista isométrica despiezada de una sección cortada del cuerpo de fuselaje y del sistema de propulsión con la carcasa aerodinámica retirada alrededor del motor de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 15 es una vista isométrica de una carcasa aerodinámica de un sistema de propulsión de una modalidad preferida de una aeronave.
La Figura 16 es una vista lateral de una sección cortada del cuerpo de fuselaje y del sistema de propulsión con la carcasa aerodinámica retirada alrededor del motor de una modalidad preferida de una aeronave en una segunda configuración.
La Figura 17 es una vista lateral de una carcasa aerodinámica de un sistema de propulsión de una modalidad preferida de una aeronave.
La Figura 18 es una vista isométrica lateral de otra modalidad de una aeronave con un bimotor dentro del sistema de propulsión.
La Figura 19 es una vista isométrica lateral de otra modalidad de una aeronave con un bimotor dentro del sistema de propulsión y la sección trasera de la carcasa aerodinámica recortada para mayor claridad.
La Figura 20 es una representación detallada de A en la Figura 19 que proporciona un isométrico lateral de otra modalidad de una aeronave con un bimotor dentro del sistema de propulsión y la sección trasera de la carcasa aerodinámica recortada para mayor claridad.
La Figura 21 muestra el ahusamiento del fuselaje delantero para formar una "cuña" estructural detrás de la cabina. La Figura 22 muestra detalles de la "cuña" delantera del fuselaje.
La Figura 23 muestra la adición de capas perfiladas para alterar la curvatura de las paredes exteriores de la "cuña" delantera del fuselaje.
La Figura 24 muestra la relación entre el fuselaje delantero, el fuselaje medio, el ala, el enchufe del fuselaje trasero y el fuselaje trasero.
La Figura 25 muestra cómo se puede extender o acortar el enchufe trasero del fuselaje sin cambiar la sección transversal de esta porción del fuselaje.
La Figura 26 muestra la góndola del motor independiente.
La Figura 27 muestra la combinación de cuña delantera del fuselaje y góndola del motor.
La Figura 28 muestra la combinación de todo el fuselaje y la góndola del motor instalada.
Descripción de las modalidades preferidas
La presente invención tiene como objetivo proporcionar una aeronave de entrenamiento a reacción modular que se puede reconfigurar para proporcionar una pluralidad de aeronaves de manejo diferentes que serán particularmente beneficiosos en el entrenamiento de pilotos. Por ejemplo, la presente invención proporciona una estructura de base sobre la cual se pueden cambiar elementos para alterar las capacidades de manejo, maniobrabilidad y potencia de la aeronave. La aeronave puede tener una primera configuración básica que permite al piloto aprender habilidades de manejo relativamente básicas. El sistema de propulsión y/o las estructuras de las alas se pueden cambiar para proporcionar una aeronave con un manejo más sofisticado y una mayor capacidad de potencia. Esta adaptación puede mantener el diseño de la cabina y la instrumentación para reducir distracciones innecesarias para el piloto y permitir que el entrenador y el piloto se concentren en los cambios en el manejo/las capacidades de la aeronave en lugar de simplemente en el diseño físico. Sin embargo, la instrumentación y el diseño también pueden cambiarse progresivamente de manera controlada a medida que la aeronave se reconfigura para volverse más sofisticada.
La aeronave puede reconfigurarse aún más para proporcionar una configuración experta con altos niveles de maniobrabilidad, manejo y potencia/velocidad. Se apreciará que la capacidad de reconfigurar fácilmente la aeronave de la presente invención permite configurar numerosos niveles de aeronave y/o realizar cambios discretos y específicos y permitir la alteración de parámetros seleccionados de una manera muy controlada. Esto ayuda a proporcionar una formación de pilotos muy específica y dedicada que se puede orientar a objetivos individuales.
Además, la aeronave se puede configurar para emular o simular el manejo, la maniobrabilidad y la potencia de una aeronave específica para ayudar al piloto a aprender a volar en una aeronave específica. Además, un operador que tenga una flota de dos o más configuraciones diferentes de aeronaves, como un resultado de la alta similitud de piezas y sistemas internos de las diferentes configuraciones, se beneficiará de una reducción significativa de los costos de mantenimiento, repuestos y entrenamiento de soporte y calificación en toda la flota en comparación con las flotas actuales, en las que los tipos de aeronaves completamente diferentes traen cada uno sus propios requisitos de mantenimiento, repuestos y entrenamiento de soporte.
Como se mencionó anteriormente, para aeronaves de entrenamiento normalmente hay un cambio importante cuando se avanza entre diferentes aeronaves de entrenamiento y también existe el requisito de que estén disponibles numerosas aeronaves diferentes completas. Actualmente no existe una aeronave configurable y específicamente una aeronave cuya estructura primaria del fuselaje o unidad de propulsión modular incorporada como parte del fuselaje podría aceptar una gama de tamaños de motor potencialmente diferentes sin la necesidad de rediseñar y recertificar el diseño estructural primaria del fuselaje o del módulo de la unidad de propulsión que contiene.
La presente invención implica permitir que las aeronaves a reacción militares que requieren unidades de propulsión estén incorporadas en la línea central de la aeronave, tengan un motor ubicado fuera de la estructura del fuselaje de la aeronave, a fin de reducir el costo del rediseño estructural primario del fuselaje o la unidad de propulsión modular si la aeronave debe modificarse para adaptarse a un tipo o modelo de motor diferente.
La invención implica que el motor se ubique completamente fuera de la estructura del fuselaje mientras aún está posicionado en la línea central del fuselaje y con la línea de empuje del motor dirigida a través del centro del fuselaje y cerca del centro de gravedad de la aeronave. Al lograr esto, el costoso diseño del fuselaje como estructura primaria o crítica para la aeronavegabilidad se puede completar independientemente de la instalación del motor.
La estructura resultante necesaria para rodear el motor ('la góndola') para proporcionar perfilado aerodinámico y para proporcionar su sistema de admisión de aire, al moverse fuera del fuselaje o la unidad de propulsión estándar, se convierte en estructura secundaria o crítica no aeronavegable, y también se puede diseñar a un costo menor, y de manera más rápida y económica para diferentes tipos y tamaños de motores, mientras que la conexión estructural entre el motor en sí y el fuselaje sigue siendo de un diseño estándar, tal como una disposición de orejetas y pernos dimensionados para el motor más pesado planeado para uso de servicio.
En una modalidad preferida, la góndola está formada por dos secciones, en primer lugar una sección delantera que actúa como admisión de aire, esta es un conducto bifurcado que dirige el aire hacia la cara frontal del motor instalado, y en segundo lugar una sección trasera que aloja el motor y proporciona una superficie aerodinámica a su alrededor para reducir la resistencia. Al ser parte de la góndola en lugar del fuselaje, la sección de admisión de aire se puede rediseñar sin afectar el diseño de la estructura primaria del fuselaje crítica para la seguridad y, por lo tanto, dar como resultado una nueva configuración de la aeronave que se desarrolla más rápido y a menor costo al mismo tiempo que suministra aire de manera más óptima a los diferentes tipos de motor alojados dentro de la góndola.
Mediante el uso de la presente invención, en particular, las aeronaves de entrenamiento a reacción que requieren un motor(es) en la línea central de la aeronave con una amplia gama de requisitos de empuje para cubrir la amplia gama de entrenamiento de vuelo pueden diseñarse para tener un fuselaje común al que se pueden unir externamente diferentes tipos y tamaños de motor sin incurrir en costos adicionales significativos de diseño y certificación para cambiar la estructura del fuselaje o una unidad de propulsión de soporte del motor contenida en el mismo, al tiempo que satisface las necesidades de rendimiento tanto de la función de entrenamiento básico como de la función de entrenamiento avanzado, e incluso permite mayores tipos de motores donde el entrenador se modifique para funciones de combate ligeras.
Las modalidades preferidas de la presente invención se describirán ahora con más detalle.
Como se muestra en la Figura 1 y la Figura 2, la aeronave 1 comprende un cuerpo de fuselaje que tiene una línea central que biseca el cuerpo de fuselaje (y la aeronave). La línea central divide así el cuerpo de fuselaje en dos mitades simétricas iguales. El cuerpo de fuselaje se extiende longitudinalmente desde un extremo de la nariz hasta un extremo de la cola. El cuerpo de fuselaje comprende una estructura de soporte primaria para transferir fuerzas a través de la aeronave, incluso a lo largo de una extensión longitudinal de la aeronave. Dentro de las aeronaves, las estructuras de soporte primarias y secundarias son dos estructuras distintas con diferentes definiciones y requisitos. En particular, los estándares de aeronavegabilidad definen las estructuras primarias como aquellas que pondrían en peligro la aeronave en caso de falla, mientras que las estructuras secundarias son aquellas que no causan un peligro inmediato en caso de falla. En consecuencia, la distinción entre estructuras primarias y secundarias es clara.
La presente invención proporciona un sistema de propulsión extraíble que está suspendido fuera de la estructura de soporte primaria y el reemplazo del sistema de propulsión no interfiere con la estructura de soporte primaria.
En consecuencia, no es necesario volver a certificar la estructura de soporte primaria, ya que cada sistema de propulsión diferente está suspendido en la aeronave. Esto hace que la reconfiguración de la aeronave sea más sencilla y económica debido a la ausencia de tener que interferir con la estructura de soporte primaria cuando se cambia el sistema de propulsión. El sistema de propulsión incluye una carcasa aerodinámica que es de una estructura de soporte secundaria.
La aeronave 1 incluye un sistema de propulsión único que comprende al menos un motor. En algunas configuraciones puede haber dos o más motores montados dentro del sistema de propulsión único. Esto puede permitir que la potencia de la aeronave se incremente más allá de la de una aeronave de un solo motor sin alterar la estructura primaria u otros elementos.
La aeronave comprende además una estructura de ala central para asegurar de manera desmontable conjuntos de alas exteriores laterales a la misma. Estos conjuntos de alas laterales pueden volver a fijarse fácilmente al cuerpo de fuselaje principal para alterar las características de la aeronave. La aeronave puede reconfigurarse al reemplazar solo los conjuntos de alas laterales o el sistema de propulsión o tanto los conjuntos de alas laterales como el sistema de propulsión. Como se apreciará, el cuerpo principal del fuselaje y, en particular, la estructura de soporte primaria no se reconfigura y esto simplifica enormemente la reconfiguración de la aeronave y hace que sea más asequible para una empresa de entrenamiento poder ofrecer servicios de entrenamiento de pilotos en un número de aeronaves con diferentes características de vuelo.
El cuerpo de fuselaje incluye medios de montaje para suspender de manera desmontable el sistema de propulsión externamente al cuerpo de fuselaje. En particular, el sistema de propulsión está suspendido y cuelga debajo del cuerpo de fuselaje y está específicamente suspendido debajo de una superficie externa inferior provista en el cuerpo de fuselaje (específicamente una sección media del cuerpo de fuselaje). El sistema de propulsión también se dispone para ubicarse detrás de una sección frontal del cuerpo de fuselaje. Como se explicará más adelante, los medios de montaje proporcionan un único conjunto de conector de soporte de carga discreto para asegurar simplemente el sistema de propulsión a la estructura primaria/cuerpo de fuselaje en un solo punto a través de un único conjunto. El sistema de propulsión también incluye un conjunto de alineación para mantener la alineación (lateral) del sistema de propulsión (el motor o cada motor) dentro de la línea central del cuerpo de fuselaje.
El sistema de propulsión incluye un cuerpo aerodinámico o una carcasa aerodinámica ya que está ubicado externamente al cuerpo de fuselaje y la estructura primaria que en sí misma es aerodinámica. La carcasa aerodinámica del sistema de propulsión comprende la góndola de una estructura secundaria. La góndola proporciona superficies de sellado para que la góndola quede nivelada con la superficie externa del cuerpo de fuselaje en algunos lugares. En particular, la góndola tiene bordes frontales que colindan y sellan contra el cuerpo de fuselaje para proporcionar una superficie nivelada que luego se extiende para proporcionar superficies de admisión de aire para el sistema de propulsión. La góndola y el cuerpo de fuselaje se disponen para proporcionar una superficie aerodinámica contigua. Esto puede proporcionar una parte de una(s) región(es) de entrada a la(s) entrada(s) de aire para el sistema de propulsión.
Como se mencionó anteriormente, el sistema de propulsión comprende una carcasa aerodinámica que se puede suspender del fuselaje para montar el sistema de propulsión en el exterior del cuerpo de fuselaje y a lo largo de la línea central del cuerpo de fuselaje. En consecuencia, el sistema de propulsión proporciona directamente el empuje a lo largo de la línea central para emular las características de las aeronaves a reacción que tienen motores centrales únicos. De esta manera, la presente invención puede emular aeronaves o simular las características de vuelo de aeronaves que normalmente tendrían el motor montado dentro de la estructura primaria. La presente invención logra esto al tener un sistema de propulsión desmontable que se puede suspender por debajo y en el exterior de la estructura primaria (y el cuerpo de fuselaje) y proporciona una superficie o perímetro de sellado que de esta manera crea una interfaz nivelada entre la estructura primaria (cuerpo de fuselaje) y la góndola reemplazable (estructura secundaria) del sistema de propulsión. El sello se extiende efectivamente alrededor de una porción frontal de la carcasa aerodinámica de manera que esta porción frontal no sea impactada por el aire durante el uso (es decir, mientras vuela hacia adelante). Las entradas de aire están ubicadas fuera de esta porción frontal cerrada y blindada para permitir que las entradas de aire entren y suministren el aire necesario para el(los) motor(es) y para que funcione(n) correctamente.
El cuerpo de fuselaje de la presente invención proporciona una porción empotrada en la que se monta el sistema de propulsión (o incluso se "enchufa"). Esta porción empotrada se ubica en la parte inferior del cuerpo de fuselaje y detrás de la porción frontal del cuerpo de fuselaje. El sistema de propulsión o al menos la carcasa aerodinámica llena eficazmente esta cavidad para aparecer o simular una aeronave de entrenamiento a reacción convencional donde el motor está contenido en la estructura primaria.
Como se muestra en la Figura 1 y la Figura 2, la aeronave puede estar en una primera configuración para proporcionar una aeronave de entrenamiento a reacción básica. La aeronave 1 se muestra en una vista lateral y una vista inferior con un fuselaje delantero 2 que consta de una cabina 3 con asientos para hasta dos miembros de la tripulación, un fuselaje central 4, una estructura de ala central 5, esponjas para guardar el tren de aterrizaje principal 6, una estructura de ala exterior de ala recta 7, un fuselaje trasero 8 con superficies de cola verticales y horizontales 9 y una góndola 10 que contiene el motor a reacción de la aeronave.
Como se muestra en la Figura 3 y la Figura 4, la aeronave puede estar en una segunda configuración para proporcionar una aeronave de entrenamiento a reacción avanzada 11 con los mismos elementos que el entrenador a reacción básico 1 con la excepción de una estructura de ala exterior de ala en flecha 12 y una góndola del motor 13 de mayores proporciones que la primera góndola 10 con el fin de alojar un motor más grande que el del entrenador a reacción básico 1.
La configuración básica del entrenador a reacción 1 que usa el ala exterior recta 7 y el motor más pequeño contenido en la góndola más pequeña 10 proporciona un rendimiento simple para el entrenamiento básico de pilotos militares, mientras que la segunda configuración 11 que usa el ala exterior en flecha 12 y un motor más grande contenido en una góndola grande 13 proporciona alto rendimiento para el entrenamiento avanzado de pilotos militares.
Las dos configuraciones conservan un cuerpo de fuselaje común que comprende la sección del fuselaje delantero 2, una sección del fuselaje central 4 y una sección del fuselaje trasero 8 y una estructura del ala central 5 con aletas del tren de aterrizaje comunes 6 para que solo el ala exterior 7, 12 y la góndola 10, 13 con su motor apropiado solo necesiten cambiarse para crear las configuraciones básicas o avanzadas del entrenador a reacción.
Con referencia a la Figura 5 y la Figura 6, el fuselaje común 14 y la estructura de ala central 5 se muestran junto con un ejemplo de la góndola del motor instalada, en este caso la góndola del motor grande 13 para entrenamiento de vuelo avanzado. Como se muestra en la Figura 6, la góndola del motor 13 es una estructura independiente distinta y separada del fuselaje común y la estructura del ala central.
La góndola del motor 13 está formada por una sección delantera que consta de la admisión de aire 15 y una sección trasera que consta de un capó del motor 16 y el motor que contiene 17. El fuselaje común 14 y la estructura de ala central 5 permanecen fijos y sin cambios para ambas configuraciones de aeronave 1, 11 y acomodan todas las cargas estructurales de la aeronave sin requerir la estructura de la góndola del motor separada 10, 13.
Por lo tanto, el fuselaje común y la estructura del ala central están diseñados como estructura primaria (crítica para la seguridad). La góndola del motor que consta de secciones delantera y trasera puede variar en tamaño y forma para ser la unidad de motor grande 13 o la unidad de motor más pequeña 10 y no está diseñada o certificada para soportar cargas estructurales críticas de la aeronave y, por lo tanto, está diseñada como estructura secundaria (no crítica para la seguridad).
Con referencia a la Figura 7 y la Figura 8, se muestra la mitad de estribor de la estructura interna del fuselaje común 14 y la estructura del ala central 5 con el fin de explicar cómo todas las cargas estructurales de la aeronave se transportan por separado de la estructura de la góndola del motor 10, 13. El fuselaje delantero 2 está formado por una serie de revestimientos, armazones y largueros convencionales fabricados con aleación de aluminio o plástico reforzado con fibra de carbono (CFRP), o una combinación de ambos. Dentro del fuselaje delantero 2 hay una armazón fuerte 18 hecho de aleación o CFRP que transfiere cargas estructurales primarias críticas para la seguridad desde el fuselaje delantero 2 a una viga central de la quilla principal 19 a través de una caja estructural ahusada 20 formada por revestimientos y armazones que convergen a un alma de profundidad total 21 que se conecta a la parte inferior de la viga de la quilla principal 19, y también a través de dos largueros laterales 22 que convergen para conectarse al extremo delantero de la viga de la quilla principal 19.
Los dos largueros laterales también forman parte del ala central delantera 23 para permitir que una proporción de las cargas del fuselaje delantero se transfiera a través de la caja del ala central delantera 23 a la estructura del ala central 24. La caja estructural ahusada 20, los dos largueros laterales 22 y la viga de la quilla principal 19 pueden hacerse de aleación de aluminio o CFRP u otro material adecuado. La viga de la quilla principal 19 continúa hacia atrás a lo largo de la línea central del fuselaje trasero 8, proporcionando una viga en voladizo debajo de la cual se une el motor grande 17 mediante accesorios discretas 25 hechos de titanio, aluminio o una aleación similar.
Los accesorios discretos son los únicos componentes primarios críticos para la seguridad que conectan el motor 17 al fuselaje común 14. La viga de la quilla principal 19 está estabilizada por la estructura convencional del fuselaje trasero 26, que consta de armazones, revestimientos y largueros convencionales hechos de aleación de aluminio o CFRP, o una combinación de ambos.
Con referencia a la Figura 9, la combinación de las secciones delantera 15 y trasera 16 de la góndola del motor 10, 13 se muestra por separado del fuselaje común 14; el revestimiento de babor de la sección trasera 16 se retira con fines ilustrativos. La sección trasera 16 proporciona la carcasa para el motor y se hace de una combinación de revestimientos, armazones y subestructura 27 hechos de aleación de aluminio o una gama de polímeros reforzados o una combinación de ambos que, cuando se instala en la aeronave, proporciona la superficie externa trasera 28 de la góndola del motor.
La sección trasera 16 solo está unida estructuralmente a la aeronave a través de la subestructura interna del capó 29 que se conecta a la estructura externa del motor 30, y el motor 17 se une entonces al fuselaje a través de los puntos de unión discretos 31. La sección delantera 15 se hace de una combinación de revestimientos, armazones y subestructura hechos de aleación de aluminio o una gama de polímeros reforzados o una combinación de ambos que, cuando se instalan en la aeronave, proporcionan la admisión de aire al motor. La sección delantera 15 está unida a la sección trasera 16 a través de una armazón 32. Esta es la única unión estructural entre la sección delantera 15 y el resto de la aeronave.
La sección delantera 15 cuando está instalada se ajusta alrededor de la caja estructural ahusada 20 para proporcionar su superficie exterior pero no se conecta estructuralmente a ella. Por el contrario, la función estructural del cuerpo estructural ahusado 20 no depende de la sección delantera 15 cuando se coloca alrededor de la caja estructural ahusada 20. Los sellos expandibles convencionales llenan los espacios resultantes entre la sección delantera 15 y los límites delantero 33 y superior 34 de la caja estructural ahusada 20. En consecuencia, la góndola 10, 13 solo se conecta estructuralmente al motor 17 que luego se conecta convencionalmente al fuselaje común 14.
Con referencia a la Figura 10, se muestra una vista lateral del fuselaje común 14, la viga de la quilla principal 19 y el motor grande 17. La Figura 11 es una pequeña vista en perspectiva para ayudar a ubicar la Figura 10 (el dibujo principal). Las orejetas de unión convencionales 35 tanto en el motor como en la parte inferior de la viga principal de la quilla 19 se enganchan y se mantienen juntas mediante un pasador para formar la unión del motor a la viga principal de la quilla 19. Este accesorio está diseñado para soportar todo el peso del motor y es el único accesorio necesario para unir el motor al fuselaje. Un conjunto de puntal de refuerzo corto 36 en la parte trasera de la viga de la quilla principal 19 conecta y estabiliza o refuerza cualquier movimiento lateral de la parte trasera del motor. El conjunto de puntal de refuerzo corto solo se requiere para restringir el movimiento lateral del motor y no es necesario para soportar ningún peso del motor.
Como se mencionó anteriormente, el montaje del sistema de propulsión evita que cualquier carga destinada a la estructura primaria se desvíe inadvertidamente a través del sistema de propulsión (estructura secundaria). Esto se logra al proporcionar un único conjunto de montaje frontal que está diseñado para transferir todas las cargas y el peso del motor y para suspender únicamente el sistema de propulsión debajo del cuerpo de fuselaje. Se proporciona un conjunto de montaje trasero exclusivamente para mantener la alineación (lateral) del sistema de propulsión (y el motor) con la línea central del cuerpo de fuselaje.
El conjunto de montaje frontal proporciona el punto de suspensión de soporte de carga único para el sistema de propulsión. Esto comprende soportes de acoplamiento complementarios. El conjunto de montaje trasero comprende un tirante o anclaje que mantiene la alineación pero no tiene la capacidad de transferir las cargas/peso del sistema de propulsión al cuerpo de fuselaje. El anclaje/tirante puede comprender dos secciones de patas que se extienden lateralmente a ambos lados exteriores del motor. El anclaje/tirante proporciona dos accesorios de tipo hembra (copa) en los que se pueden contener dos miembros macho (orejetas) provistos en el motor. Estos accesorios pueden proporcionar movimiento entre ellos mientras se mantiene la alineación general del sistema de propulsión/motor.
Las secciones delantera 15 y trasera 16 combinadas de la góndola del motor se muestran en la Figura 12 y la Figura 13 y están conformadas para adaptarse al motor grande 17. Estas secciones están conectadas a la aeronave como se describió anteriormente. La estructura del fuselaje común 14 y la estructura del ala central 5 permanecen sin cambios.
Con referencia a la Figura 14 y la Figura 15, se muestra una vista lateral del fuselaje común 14, la viga de la quilla principal 19 y el motor pequeño 37. El motor pequeño 37 es claramente diferente del motor grande 17. Las orejetas de unión convencionales 38 tanto en el motor como en la parte inferior de la viga principal de la quilla 19 se enganchan y se mantienen juntas mediante un pasador para formar la unión del motor a la viga principal de la quilla 19. Este accesorio está diseñado para soportar todo el peso del motor y es el único accesorio necesario para unir el motor al fuselaje. Un conjunto de puntal de anclaje largo 39 en la parte trasera de la viga de la quilla principal 19 conecta y estabiliza o refuerza cualquier movimiento lateral de la parte trasera del motor pequeño 37. El conjunto de puntal de anclaje largo solo se requiere para restringir el movimiento lateral del motor y no es necesario para soportar ningún peso del motor. Las secciones delantera 40 y trasera 41 combinadas de la góndola del motor pequeño 10 son ligeramente diferentes en forma y tamaño de las secciones delantera 15 y trasera 16 para la góndola del motor grande 13, y se muestran en la Figura 16 y la Figura 17 como diseñadas para adaptarse al motor pequeño 37. El fuselaje común 14 y la estructura del ala central 5 permanecen sin cambios.
Como se muestra en la Figura 18, Figura 19 y Figura 20, la aeronave 71 tiene un sistema de propulsión 70 que incluye más de un motor 72, 74 y en este ejemplo el sistema de propulsión 70 comprende dos motores 72, 74 o bimotores 72, 74. Estos motores 72, 74 están montados en paralelo debajo del cuerpo del fuselaje 76. Ambos motores 72, 74 están montados dentro de una única carcasa aerodinámica 78 o góndola. Como anteriormente, la aeronave 71 sigue siendo esencialmente la misma aparte de los dos motores 72, 74 que están montados dentro del sistema de propulsión único 70 montado en la línea central.
Como se describió anteriormente, cada motor 72, 74 se monta desde una posición frontal y una posición trasera. La posición frontal proporciona el accesorio de soporte de carga de una solera 80. La posición trasera proporciona un tirante o anclaje 82 para mantener la orientación y alineación de cada motor 72, 74. El tirante o anclaje 82 no soporta la carga de los respectivos motores 72, 74 pero mantiene la estabilidad direccional de cada motor 72, 74.
Como se muestra en la Figura 19 y la Figura 20, el soporte de unión frontal comprende un miembro 81 que se extiende lateralmente o puntal que diverge de un único soporte de sujeción 83. El puntal 81 proporciona dos soportes de unión en cada extremo para permitir que las cargas de los motores 72, 74 sean soportadas desde un único punto proporcionado por la estructura primaria de la aeronave 71. Esta transferencia de carga de un solo punto evita de esta manera que cualquier carga voladora funcional sea transferida desde el cuerpo de fuselaje 76 hacia o a través del sistema de propulsión 70. Los puntos de montaje traseros solo brindan estabilidad direccional a los motores y no permiten que se transfieran estas fuerzas operativas significativas.
Los medios de montaje traseros proporcionan un tirante/anclaje o dos tirantes/anclajes 84, 85 que están acoplados a los motores 72, 74. Este acoplamiento puede tener la forma de un miembro macho y un miembro hembra que se acoplan para mantener la alineación de los motores pero sin la capacidad de soportar el peso/carga del motor 72, 74. En cualquier caso, el centro de gravedad de los motores 72, 74 se dispone de manera que la carga se dirija a través del soporte de montaje frontal 80.
Como se mencionó anteriormente, el presente se refiere a un diseño de un fuselaje de entrenador a reacción para permitir la instalación de un motor en línea y una góndola completamente separados. Ahora se describirá una modalidad adicional con referencia a las Figuras 21-28.
Esta invención se refiere al diseño de la estructura del fuselaje de una aeronave de entrenamiento a reacción para permitir la instalación de una unidad de motor modular de una amplia variedad de tamaños sin necesidad de rediseñar el fuselaje o el ala. La sección trasera de la estructura del fuselaje de una aeronave de entrenamiento convencional está típicamente diseñada para rodear y extenderse a lo largo de un tipo y tamaño específicos de motor a reacción, mientras que la sección media del fuselaje está diseñada para aceptar conductos de admisión de aire tubulares que deben pasar desde el exterior del fuselaje a través de las paredes del fuselaje y en la cara frontal del motor para canalizar el aire hacia el motor. La ventaja de esta configuración es que el motor permanece en el centro del fuselaje trasero y, por lo tanto, la "línea de empuje" del motor pasa a través del centro de gravedad de la aeronave, lo que significa que no se imponen fuerzas de giro sobre la aeronave cuando el piloto de la aeronave altera el ajuste de empuje del motor. Sin embargo, esto significa que si el motor se cambia por un motor más grande o más pequeño (por ejemplo, para mejorar el rendimiento de la aeronave), esto requiere que el fuselaje circundante sea rediseñado para acomodar el nuevo motor y las admisiones de aire. Esto requiere un nuevo y significativo esfuerzo de diseño e ingeniería además del requerido para diseñar el fuselaje original.
Para superar estos problemas, la presente invención propone que la mitad inferior del fuselaje delantero se ahúse para formar una "cuña" vertical detrás de la cabina de la aeronave. La superficie superior de la cuña se une a la parte inferior del ala central de la aeronave. La sección media del fuselaje de la aeronave se encuentra en la parte superior del ala, su cara delantera unida a la mitad superior del fuselaje delantero y su cara trasera a un 'enchufe' de sección constante del fuselaje trasero de media profundidad que puede diseñarse para ser más largo o más corto sin que la sección transversal del enchufe cambie de ninguna manera, para proporcionar la longitud del fuselaje necesaria para proporcionar la estabilidad adecuada de la aeronave cuando su cara trasera está unida en combinación a una sección del fuselaje trasero que soporta los planos de cola horizontales y verticales. El motor de la aeronave está unido por puntos de unión discretos a la parte inferior de la sección media del fuselaje y está rodeado por una estructura de góndola que es de manera estructural completamente independiente tanto del fuselaje como de la estructura del ala. La superficie exterior de la estructura de la góndola envuelve el motor para proporcionar aerodinámica y reaccionar cargas de aire, mientras que las superficies interiores de la góndola delante de la cara del motor proporcionan las superficies externas del conducto de admisión de aire que canaliza el aire hacia el motor. La combinación de motor y góndola se une al fuselaje a través de los puntos de unión del motor de tal manera que las caras exteriores de la cuña vertical de la mitad inferior del fuselaje delantero ahora forman las superficies internas del conducto de admisión de aire para alimentar aire al motor.
La cuña delantera del fuselaje está diseñada como estructura primaria de la aeronave, de manera que su integridad es fundamental para la aeronavegabilidad de la aeronave y actúa como una "caja" estructural ahusada para transferir cargas desde el fuselaje delantero hacia atrás y hacia arriba a la estructura principal del ala ubicada sobre este. El ahusamiento de la cuña es tal que la forma de sus paredes exteriores, que actúan como las paredes internas del conducto de admisión de aire, se pueden modificar mediante la adición de capas de material moldeado que alteran el flujo de aire de manera que el flujo de aire se optimiza para un tipo de motor en particular.
La góndola del motor está diseñada como una estructura secundaria de la aeronave, de manera que su integridad no es crítica para la aeronavegabilidad de la aeronave. Su superficie exterior tiene una forma específica para adaptarse al tipo de motor que acomoda. Sus superficies interiores delante de la cara del motor, que actúan como las paredes exteriores de la admisión de aire al motor, tienen una forma específica para optimizar el flujo de aire en el motor para el que está diseñada la góndola. Una vez que los motores se intercambian por otro tipo de motor, las superficies interiores de la góndola delante de la cara del motor se remodelan para garantizar que se optimice el flujo de aire hacia el nuevo tipo de motor. Toda la estructura de la góndola está diseñada para ser completamente independiente del fuselaje y la estructura del ala de la aeronave, lo que significa que cualquier cambio de tipo de motor y el impacto posterior en el diseño de la góndola no afecta el diseño del fuselaje o la estructura del ala. En la Figura 21, la sección trasera 101 de la mitad inferior 102 del fuselaje delantero 103 se muestra ahusada en una cuña vertical 104.
En la Figura 22, la cuña está formada por un revestimiento estructural 111 y una estructura interna 112 de manera que la cuña puede transferir cargas desde el fuselaje delantero a los elementos estructurales del ala. La cara delantera 113 de la cuña refleja la sección transversal de la mitad inferior del fuselaje delantero, mientras que la cara trasera 114 es el ancho mínimo necesario para mantener la resistencia estructural de la "caja" de la cuña mientras que también se ahúsa lo más posible a un punto. Los miembros internos 115 dentro de la "caja" de la cuña proporcionan la rigidez y resistencia requeridas de la caja.
En la Figura 23, las capas conformadas 121 están unidas por una variedad de medios que incluyen la fijación o sujeción a las paredes exteriores 122 de la “cuña” del fuselaje frontal. Las capas conformadas una vez unidas a la cuña alteran el perfil aerodinámico de las paredes exteriores de la cuña de manera que el flujo de aire que pasa sobre estas paredes hacia el motor se mejora en la medida necesaria para lograr el rendimiento deseado del motor. Las capas conformadas se extienden desde el frente de la "caja" de la cuña hasta un punto detrás de la "caja" de la cuña para permitir que las superficies exteriores de la combinación de la "caja" de la cuña y las capas conformadas lleguen a un punto en frente de la cara del motor, lo que permite de esta manera que el flujo de aire que pasa sobre ambas caras exteriores de la cuña se encuentre frente a la cara del motor con una perturbación mínima.
La Figura 24 muestra cómo la profundidad total 131 del fuselaje delantero se transforma en la profundidad media del fuselaje central 132 en combinación con la cuña delantera del fuselaje 133 y el ala 134. Desde este punto, el fuselaje central 132 continúa hacia el enchufe del fuselaje trasero 135 y de allí a la sección del fuselaje trasero 136.
La Figura 25 muestra el enchufe del fuselaje trasero de sección constante 141 que puede diseñarse para ser más corto o más largo simplemente al extender el revestimiento 142, el número de armazones 143 y la longitud de los largueros de refuerzo 144, a fin de cambiar la longitud total del fuselaje trasero con el fin de proporcionar más o menos fuerzas estabilizadoras para reaccionar a los cambios en el centro de gravedad de la aeronave incurridos por el uso de diferentes combinaciones de motor y ala.
La Figura 26 muestra la góndola totalmente separada 151 que encierra el motor 152 y las paredes exteriores de los conductos de admisión de aire 153.
La Figura 27 muestra la disposición de la "cuña" del fuselaje delantero 161 y la góndola del motor 162 de manera que las paredes exteriores 163 de la cuña forman las superficies internas del conducto de admisión de aire 164 y las paredes interiores 165 de la góndola forman las superficies externas del conducto de admisión de aire.
La Figura 28 muestra la combinación de todo el fuselaje 171 y la góndola del motor 172 para demostrar que la línea de empuje 173 del motor permanece aproximadamente "en línea" con el centro de gravedad 174 de la aeronave mientras que la góndola no incide en la estructura de la aeronave.
La presente invención se refiere a un conjunto estructural que transfiere cargas estructurales desde la sección inferior del fuselaje delantero de la aeronave a la sección superior del fuselaje trasero de la aeronave para permitir la instalación de una unidad de propulsión discreta inmediatamente detrás de la sección inferior del fuselaje delantero de la aeronave.
El conjunto estructural puede comprender una cuña que proporciona las superficies interiores de un conducto de admisión de aire para canalizar el aire hacia la cara de un motor o motores montados detrás de la cuña.
La longitud del fuselaje trasero puede modificarse mediante una sección de fuselaje de sección constante.
El ahusamiento de las superficies exteriores de la cuña puede modificarse mediante la adición de una capa o capas conformadas.
Las superficies complementarias necesarias para formar el resto de un conducto de admisión de aire al motor pueden ser proporcionadas por una estructura de góndola del motor separada.
La góndola del motor separada requerida para acomodar el(los) motor(es) de la aeronave no puede incidir en la estructura primaria de la aeronave.
Un motor colocado detrás de la sección inferior del fuselaje delantero se puede conectar mediante puntos de unión discretos al fuselaje de la aeronave.
En general, la presente invención puede relacionarse con la estructura del fuselaje inferior de un entrenador a reacción que, como una caja ahusada, conecta el fuselaje delantero de la aeronave con la caja estructural del ala de la aeronave, al mismo tiempo que proporciona las paredes interiores de un conducto de admisión de aire completado por las superficies interiores de una estructura de góndola del motor totalmente separada.

Claims (12)

  1. REIVINDICACIONES
    1 Una aeronave (71) que comprende:
    un cuerpo de fuselaje (14) que tiene una línea central, el cuerpo de fuselaje (76) se extiende longitudinalmente desde un extremo de la nariz hasta un extremo de la cola y el cuerpo de fuselaje (76) comprende una estructura de soporte primaria que es una estructura crítica para la seguridad para transferir fuerzas a lo largo de un extensión longitudinal de la aeronave (71), el cuerpo de fuselaje (76) que comprende una estructura de ala central (5) para asegurar de manera desmontable conjuntos de alas exteriores laterales (7, 12) a la misma; un sistema de propulsión único (70) que comprende al menos un motor (17);
    medios de montaje (25) para suspender de manera desmontable el sistema de propulsión (70) externamente del cuerpo de fuselaje (76) y en donde los medios de montaje comprenden un conjunto de montaje delantero (35) y un conjunto de montaje trasero (36); y
    en donde el sistema de propulsión (70) comprende una carcasa aerodinámica (78) que se puede suspender del cuerpo de fuselaje (76) para montar el sistema de propulsión (70) en el exterior del cuerpo de fuselaje (76) y a lo largo de la línea central del cuerpo de fuselaje (76), en donde:
    el cuerpo de fuselaje (76) comprende un revestimiento exterior que encierra un armazón de soporte y estos forman la estructura de soporte primaria de la aeronave (71) y el sistema de propulsión (70) está ubicado en un lado externo del revestimiento exterior del cuerpo de fuselaje (76) de manera que el sistema de propulsión (70) no forme parte de o esté contenida dentro de la estructura primaria de la aeronave (71); y
    en el que la estructura de soporte primaria transfiere únicamente cargas dentro de la aeronave (71) y el montaje externo del sistema de propulsión (70) comprende el conjunto de montaje frontal (35) que transfiere todo el peso del sistema de propulsión (70) y suspende únicamente el sistema de propulsión (70) debajo del cuerpo de fuselaje (76) que evita que estas cargas sean transferidas alrededor del sistema de propulsión (70) o a través de la carcasa aerodinámica (78) del sistema de propulsión (70) y en el que el conjunto de montaje trasero (36) mantiene la alineación del sistema de propulsión (70) con la línea central del cuerpo de fuselaje (76).
  2. 2 Una aeronave (71) de acuerdo con la reivindicación 1 en la que la carcasa aerodinámica (78) del sistema de propulsión (70) comprende una góndola que actúa únicamente para proporcionar perfilado aerodinámico y comprende una estructura secundaria que no es una estructura crítica para la seguridad y, en la que, la carcasa aerodinámica (78) define dos entradas de aire para el sistema de propulsión (70), y en la que el sistema de propulsión (70) está suspendido fuera de la estructura de soporte primaria y el reemplazo del sistema de propulsión (70) no interfiere con la estructura de soporte primaria y en la que el sistema de propulsión (71) está suspendido por debajo y externo a la estructura primaria y proporciona una superficie de sellado que crea de esta manera una interfaz nivelada entre la estructura primaria y la góndola del sistema de propulsión (70).
  3. 3 Una aeronave (71) de acuerdo con cualquier reivindicación anterior en la que el sistema de propulsión (70) es totalmente externo a la estructura de soporte primaria de la aeronave (71).
  4. 4. Una aeronave (71) de acuerdo con cualquier reivindicación anterior en la que los medios de montaje (25) comprenden el conjunto de montaje frontal (35) y el conjunto de montaje trasero (36) y, en la que solo se proporcionan dos conjuntos de montaje (35, 36) para soportar únicamente el sistema de propulsión (70) desde el cuerpo de fuselaje (76), en donde el conjunto de montaje frontal (35) soporta todo el peso del sistema de propulsión (70) y el conjunto de montaje trasero (36) proporciona un anclaje contra el movimiento lateral del sistema de propulsión (70).
  5. 5 Una aeronave (71) de acuerdo con la reivindicación 4, en la que los conjuntos de montaje frontal y trasero (35, 36) están ubicados a lo largo de la línea central de la aeronave (71) y en la que el conjunto de montaje frontal (35) está separado longitudinalmente del conjunto de montaje trasero (36) a lo largo de la línea central de la aeronave (71).
  6. 6 Una aeronave (71) de acuerdo con la reivindicación 5, en la que el conjunto de montaje trasero (36) comprende un miembro separador para asegurar entre un soporte de montaje trasero (82) del cuerpo de fuselaje (76) y uno o cada soporte de montaje trasero (36) de la carcasa aerodinámica (78).
  7. 7 Un aeronave (71) de acuerdo con la reivindicación 6, en la que el miembro separador tiene una longitud longitudinal para determinar una distancia de separación entre el cuerpo de fuselaje (76) y una porción trasera del sistema de propulsión (70).
  8. 8. Una aeronave (71) de acuerdo con la reivindicación 6 o la reivindicación 7, en la que el miembro separador tiene un soporte de montaje superior para asegurar al soporte de montaje trasero (82) del cuerpo de fuselaje (76) y el miembro separador tiene dos soportes de montaje inferiores para asegurar a dos soportes de montaje traseros del sistema de propulsión (70).
  9. 9. Una aeronave (71) de acuerdo con cualquier reivindicación anterior en la que el conjunto de montaje frontal proporciona un único punto de suspensión de soporte de carga para el sistema de propulsión (70).
  10. 10. Una aeronave (71) de acuerdo con la reivindicación anterior en donde el conjunto de montaje trasero comprende un tirante o anclaje que mantiene la alineación.
  11. 11. Un método para reconfigurar una aeronave (71), la aeronave (71) que comprende:
    un cuerpo de fuselaje (76) que tiene una línea central, el cuerpo de fuselaje (76) se extiende longitudinalmente desde un extremo de la nariz hasta un extremo de la cola y el cuerpo de fuselaje (76) que comprende una estructura de soporte primaria para transferir fuerzas a lo largo de una extensión longitudinal de la aeronave (71), el cuerpo de fuselaje (76) que comprende una estructura de ala central (5) para asegurar de manera desmontable conjuntos de alas exteriores laterales (7, 12) a la misma;
    un primer sistema de propulsión único (70) que comprende al menos un motor (17);
    medios de montaje (25) para suspender de manera desmontable el sistema de propulsión (70) externamente del cuerpo de fuselaje (76) y en donde los medios de montaje comprenden un conjunto de montaje delantero (35) y un conjunto de montaje trasero (36); y
    en donde el sistema de propulsión (70) comprende una carcasa aerodinámica (78) que se puede suspender del cuerpo de fuselaje (76) para montar el sistema de propulsión (70) en el exterior del cuerpo de fuselaje (76) y a lo largo de la línea central del cuerpo de fuselaje (76); caracterizado porque
    el cuerpo de fuselaje (76) comprende un revestimiento exterior que encierra una armazón de soporte y estos forman la estructura de soporte primaria de la aeronave (71) y el sistema de propulsión (70) está ubicado en un lado externo del revestimiento exterior del cuerpo de fuselaje (76) de manera que el sistema de propulsión (70) no es parte o está contenido dentro de la estructura primaria de la aeronave (71), en la que la estructura de soporte primaria transfiere únicamente cargas dentro de la aeronave (71) y el montaje externo del sistema de propulsión (70) comprende el conjunto de montaje frontal (35) que transfiere todo el peso del sistema de propulsión y suspende únicamente el sistema de propulsión debajo del cuerpo de fuselaje, lo que evita que estas cargas se transfieran alrededor del sistema de propulsión o a través de la carcasa aerodinámica (78) del sistema de propulsión (70) y en la que el conjunto de montaje trasero (36) mantiene la alineación del sistema de propulsión (70) con la línea central del cuerpo de fuselaje (76); y
    el método que comprende retirar el primer sistema de propulsión único (70) del cuerpo de fuselaje (76) y suspender un segundo sistema de propulsión único del cuerpo de fuselaje (76).
  12. 12. Un método para reconfigurar una aeronave (71) de acuerdo con la reivindicación 11, en el que el método comprende reemplazar el sistema de propulsión (70) y no interferir con dicha estructura de soporte primaria y reconfigurarla aeronave (71) con la ausencia de interferencia con dicha estructura de soporte primaria a medida que se cambia el sistema de propulsión (70).
ES17707100T 2016-02-04 2017-02-03 Aeronave modular Active ES2895276T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1602059.6A GB2547020A (en) 2016-02-04 2016-02-04 Design relating to improving aircraft
PCT/GB2017/050280 WO2017134459A1 (en) 2016-02-04 2017-02-03 Modular aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2895276T3 true ES2895276T3 (es) 2022-02-18

Family

ID=55641840

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES17707100T Active ES2895276T3 (es) 2016-02-04 2017-02-03 Aeronave modular

Country Status (13)

Country Link
US (1) US10988232B2 (es)
EP (1) EP3411293B1 (es)
JP (1) JP6954575B2 (es)
KR (1) KR20180113550A (es)
AU (1) AU2017215294B2 (es)
BR (1) BR112018015818A2 (es)
CA (1) CA3012237A1 (es)
ES (1) ES2895276T3 (es)
GB (1) GB2547020A (es)
IL (1) IL260736B (es)
PL (1) PL3411293T3 (es)
WO (1) WO2017134459A1 (es)
ZA (1) ZA201806368B (es)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3072947B1 (fr) * 2017-10-30 2021-12-17 Airbus Operations Sas Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur
US20190185127A1 (en) * 2017-12-18 2019-06-20 Freedom Aircraft Ventures Llc Aircraft design and technology
US11192628B2 (en) * 2019-06-30 2021-12-07 The Boeing Company Articulated flap support forward fairing
GB2591268A (en) * 2020-01-23 2021-07-28 Bae Systems Plc Airframe and method of assembling an airframe
EP4093667A1 (en) 2020-01-23 2022-11-30 BAE SYSTEMS plc Airframe and method for assembling an airframe
US11738851B2 (en) * 2021-09-17 2023-08-29 Blended Wing Aircraft, Inc. Systems and methods for modular aircraft
CN113753216B (zh) * 2021-09-19 2023-08-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于任务模块化的舰载无人机平台构型

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2504422A (en) * 1946-04-25 1950-04-18 Lockheed Aircraft Corp Aircraft engine and fuselage arrangement
US2504421A (en) * 1946-04-25 1950-04-18 Lockheed Aircraft Corp Aircraft engine and fuselage arrangement
US2998209A (en) * 1958-10-08 1961-08-29 English Electric Co Ltd Multi-purpose, jet propelled aircraft
US3194515A (en) * 1963-12-06 1965-07-13 Northrop Corp Jet aircraft structure for engine removal
US3640492A (en) * 1970-02-19 1972-02-08 Northrop Corp Modular aircraft structures
US4736910A (en) * 1984-08-10 1988-04-12 Flight Concepts Limited Partnership Aircraft with interchangeable fuselage
US4821980A (en) * 1987-09-29 1989-04-18 The Boeing Company Vibration isolating engine mount
US5897078A (en) * 1995-12-15 1999-04-27 The Boeing Company Multi-service common airframe-based aircraft
US5975464A (en) * 1998-09-22 1999-11-02 Scaled Composites, Inc. Aircraft with removable structural payload module
GB9906621D0 (en) 1999-03-23 1999-05-19 British Aerospace Vehicle propulsion systems
US6575406B2 (en) 2001-01-19 2003-06-10 The Boeing Company Integrated and/or modular high-speed aircraft
US6568632B2 (en) * 2001-04-04 2003-05-27 The Boeing Company Variable size blended wing body aircraft
US6758439B2 (en) * 2002-10-22 2004-07-06 The Boeing Company Apparatuses and methods for attaching engine nacelles to aircraft
US6948681B2 (en) * 2003-01-13 2005-09-27 Boxair Engineering Llc Automated cargo transportation system
FR2873095B1 (fr) * 2004-07-15 2006-09-29 Airbus France Sas Avion multimoteur a puits de descente
US20080099632A1 (en) * 2006-10-25 2008-05-01 United Technologies Corporation Aircraft airframe architectures
FR2928137B1 (fr) * 2008-02-29 2010-08-20 Airbus France Systeme de propulsion arriere d'avion fixe par poutres et avion comportant un tel systeme.
FR2934563B1 (fr) * 2008-08-04 2010-09-10 Airbus France Aile volante comportant un moteur monte sur un mat.
FR2934565B1 (fr) * 2008-08-04 2010-09-17 Airbus France Systeme d'attache d'un moteur sur une structure d'un aeronef tel qu'une aile volante.
FR2935351B1 (fr) * 2008-08-29 2010-09-17 Airbus France Avion a fuselage suspendu sous l'aile.
US9527598B2 (en) * 2009-01-26 2016-12-27 Lord Corporation Aircraft engine mounting system and method of mounting aircraft engines
US8672260B2 (en) * 2009-12-02 2014-03-18 United Technologies Corporation Single plane mount system for gas turbine engine
US9221532B2 (en) * 2010-08-12 2015-12-29 Abe Karem Multi-role aircraft with interchangeable mission modules
US8967526B2 (en) * 2010-08-12 2015-03-03 Abe Karem Multi-role aircraft with interchangeable mission modules
FR2967971B1 (fr) 2010-11-26 2012-12-28 Centre Nat Etd Spatiales Vehicule aerien pour lancement aeroporte d'une charge
WO2012107650A1 (fr) * 2011-02-11 2012-08-16 Airbus Operations (S.A.S) Avion à système propulsif arrière
US20140061380A1 (en) * 2012-09-04 2014-03-06 Jie Zhao Modularized airplane structures and methods
FR2997681B1 (fr) * 2012-11-08 2015-05-15 Snecma Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives
US9505484B1 (en) * 2016-04-11 2016-11-29 Nasser M. Al-Sabah Modular aircraft system
US11014666B2 (en) * 2016-09-23 2021-05-25 Skydio, Inc. Airframe

Also Published As

Publication number Publication date
EP3411293B1 (en) 2021-07-28
KR20180113550A (ko) 2018-10-16
AU2017215294A1 (en) 2018-09-20
US10988232B2 (en) 2021-04-27
CA3012237A1 (en) 2017-08-10
IL260736B (en) 2021-10-31
GB201602059D0 (en) 2016-03-23
BR112018015818A2 (pt) 2018-12-26
JP2019503935A (ja) 2019-02-14
PL3411293T3 (pl) 2022-01-03
US20190039717A1 (en) 2019-02-07
WO2017134459A1 (en) 2017-08-10
ZA201806368B (en) 2019-11-27
AU2017215294B2 (en) 2022-04-07
EP3411293A1 (en) 2018-12-12
GB2547020A (en) 2017-08-09
JP6954575B2 (ja) 2021-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2895276T3 (es) Aeronave modular
US11066161B2 (en) Electrically or hybrid powered multirotor aircraft with optimized energy consumption
US9868540B2 (en) Aircraft engine mounting system
US8128023B2 (en) Aircraft with jet engines arranged at the rear
US9738379B2 (en) Removable lift assembly for a rotorcraft, and a rotorcraft
CN102414083B (zh) 具有燕尾形尾翼和后发动机的飞机
ES2590656T3 (es) Configuración de avión
US11148792B2 (en) Compound helicopter with a fixed wing arrangement
US9592899B2 (en) Rotary wing aircraft with a multiple beam tail
KR101646736B1 (ko) 조인드윙형 무인항공기
ES2711660B2 (es) Conjunto de tres alas compuestas para vehículos aéreos, acuáticos, terrestres o espaciales
JP2009539690A (ja) 航空機又は宇宙船の尾部構造体
EP2470426B1 (en) Aircraft having at least two electrical propulsion groups mounted at a rear portion thereof
EP0272822A1 (en) Aircraft propulsion
EP3305653A1 (en) Airframe for certified ultralight and / or light aircraft
US4270713A (en) Airplane with a boat-shaped fuselage
RU2806918C1 (ru) Сверхлегкий или легкий летательный аппарат вертолетного типа модульной конструкции
US2381456A (en) Airship
RU2408501C2 (ru) Самолет
ES2775773B2 (es) Aeronave de despegue y aterrizaje vertical con propulsores pivotantes
RU2308399C1 (ru) Самолет
ES2337572T3 (es) Aeronave.
RU110716U1 (ru) Легкий многоцелевой цельнометаллический самолет модульной конструкции
GB2603885A (en) An improved rotorcraft
RU2095284C1 (ru) Микросамолет