ES2909500T3 - Mamparo de presión - Google Patents

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Abstract

Mamparo de presión trasero (1) para una aeronave configurado para separar una zona presurizada y una zona no presurizada, en el que el mamparo de presión trasero (1) comprende: una estructura en forma de cúpula (1.1), y un conjunto de componentes de extensión incorporados (1.2) distribuidos a lo largo de la periferia de dicha estructura en forma de cúpula (1.1), en el que la estructura en forma de cúpula (1.1) comprende una zona de conexión anular (1.1.1) adaptada para fijar la estructura en forma de cúpula (1.1) o bien a un armazón circunferencial (2) de la aeronave o bien a otra estructura circunferencial, y en el que los componentes de extensión (1.2) comprenden medios de conexión (1.2.1) adaptados para fijar cada componente de extensión (1.2) a una estructura longitudinal (3) de la aeronave.

Description

DESCRIPCIÓN
Mamparo de presión
Campo técnico de la invención
La presente invención pertenece al campo de piezas de aeronaves y, particularmente, se refiere a la configuración y ubicación de mamparos de presión trasero.
Específicamente, la invención está englobada dentro de los programas de desarrollo incremental de aeronaves comerciales en los que normalmente el espacio presurizado, tal como la cabina, tiende a extenderse ampliando el tamaño del fuselaje. A diferencia de tales soluciones, la presente invención proporciona una modificación estructural del mamparo de presión trasero con el fin de ganar tal espacio presurizado sin ampliar el tamaño del fuselaje de la aeronave.
Antecedentes de la invención
Normalmente, un fuselaje de aeronave está dividido en un espacio presurizado y un espacio no presurizado, en el que esta separación está delimitada por el mamparo de presión trasero. El espacio presurizado está diseñado para llevar a los pasajeros mientras que el espacio no presurizado, tal como la parte trasero de la aeronave, aloja el grupo motor no propulsor tal como la unidad de energía auxiliar, APU (auxiliar/ power unit).
Por consiguiente, el mamparo de presión trasero interpuesto entremedias debe garantizar una hermeticidad correcta durante todas las fases de vuelo que resista las diferencias de presión variables, que pueden alcanzar hasta aproximadamente 1300 hPa.
Debido a sus altos requisitos de seguridad y el gran impacto en el diseño estructural, el mamparo de presión trasero se aborda en las etapas iniciales de cualquier proceso de diseño de aeronaves, por tanto haciendo que resulte extremadamente difícil cualquier cambio estructural importante futuro del mismo. Por consiguiente, su ubicación está vinculada de manera indisoluble al espacio de cabina disponible, siendo necesario ampliar el fuselaje con el fin de ganar el espacio de cabina adicional.
Para integrar mejor este elemento estructural en el diseño del fuselaje global, el fuselaje de la aeronave se fabrica normalmente en diferentes piezas que se ensamblarán entre sí formando dos secciones de fuselaje principales: un fuselaje delantero que va a presurizarse a gran altura, y un fuselaje trasero no presurizado. Estas dos secciones independientes están separadas prácticamente por una conexión de unión de fuselaje orbital que disocia estructuralmente una sección de la otra.
Uno de los motivos de esta disociación es debido a las cargas estructurales inducidas por el plano vertical trasero, VTP, vertical tail plane (así como el plano horizontal trasero, HTP, horizontal tail plane) que se conecta normalmente mediante pernos de tracción a los armazones más delanteros (3-4 armazones de refuerzo) del fuselaje trasero no presurizado. Estos armazones de refuerzo son normalmente más anchos y más gruesos en la parte superior, es decir, más cerca del VTP, con el fin de resistir de manera adecuada las cargas inducidas desde los mismos. Por tanto, estos armazones de refuerzo dejan un contorno sustancialmente ovoide.
Hoy en día los mamparos de presión trasero actuales, que consisten en una pieza compuesta sustancialmente circular, o bien plana o bien ligeramente curva, se conectan a un armazón circunferencial del fuselaje a través de un acoplamiento angular continuo que sirve como punto común entre el perímetro de los mamparos de presión trasero y la parte interior del armazón continuo (véase, por ejemplo, el documento DE102016216527A1).
Para lograr una transmisión de carga eficaz desde el mamparo de presión trasero hacia el armazón, el mamparo de presión trasero debe tener un contorno sustancialmente homogéneo. Si no, el mamparo de presión trasero debe reforzarse con larguerillos tales como “larguerillos en forma de omega”.
Debe indicarse que, en esfuerzos de distribución de naves, el mamparo de presión trasero recibe presión estática del aire a presión (es decir, esfuerzos radiales normales con respecto al plano del mamparo de presión trasero) y la redistribuye en forma de esfuerzos tangenciales (es decir, coplanarios con tal plano). Entonces, estos esfuerzos tangenciales se transfieren del mamparo de presión trasero al armazón donde se conecta al mismo a través del acoplamiento angular circunferencial. Cuanto más uniforme es la distribución (por ejemplo, mediante un armazón cuasi circular), mejor puede ser la transferencia de carga.
Por consiguiente, las soluciones actuales de mamparos de presión trasero se disponen antes de la conexión de unión de fuselaje orbital, es decir, en el fuselaje delantero, particularmente se conecta al último armazón del mismo.
Por consiguiente, cualquier intento de aumentar la cabina presurizada conlleva la ampliación del fuselaje delantero.
Así, existe la necesidad en la industria aeronáutica de aumentar la cabina presurizada sin modificar la longitud total de la aeronave, es decir, tomada de las longitudes respectivas de los fuselajes delantero y trasero actuales como restricciones de diseño.
Sumario de la invención
La presente invención proporciona una solución para los problemas mencionados anteriormente, mediante un mamparo de presión trasero según la reivindicación 1, un fuselaje trasero de una aeronave según la reivindicación 2, y una aeronave según la reivindicación 13. En las reivindicaciones dependientes, se definen realizaciones preferidas de la invención.
En un primer aspecto inventivo, la invención proporciona un mamparo de presión trasero para una aeronave configurado para separar una zona presurizada y una zona no presurizada, en el que el mamparo de presión trasero comprende:
una estructura en forma de cúpula, y
un conjunto de componentes de extensión incorporados distribuidos a lo largo de la periferia de dicha estructura en forma de cúpula,
en el que la estructura en forma de cúpula comprende una zona de conexión anular adaptada para fijar la estructura en forma de cúpula o bien a un armazón circunferencial de la aeronave o bien a otra estructura circunferencial, y
en el que los componentes de extensión comprenden medios de conexión adaptados para fijar cada componente de extensión a una estructura longitudinal de la aeronave.
Es decir, la estructura en forma de cúpula es la estructura principal que separa la zona presurizada (es decir, la cabina en la que se lleva a los pasajeros) y la zona no presurizada en la que se instalan equipos de generación de energía tales como la APU.
En particular, en uso, la superficie cóncava de la estructura en forma de cúpula está enfrentada a la zona presurizada mientras que la superficie convexa está enfrentada a la zona no presurizada. De esta manera, el aire a presión ejerce presión de manera homogénea por toda la superficie cóncava.
Cada componente de extensión incorporado puede entenderse como un tramo adicional que sobresale hacia fuera con la superficie geométrica original de la cúpula, proporcionando por tanto continuidad estructural. Geométricamente, en sección transversal, se extienden tangencialmente desde la periferia, es decir el borde, de la estructura en forma de cúpula.
Preferiblemente, el componente de extensión puede ser coplanario con la superficie geométrica original, es decir, contenido dentro del mismo espacio geométrico de una cúpula. Es decir, los componentes de extensión no se desvían de manera brusca de la curvatura de cúpula en sección transversal sino que mantienen la misma curvatura que la estructura en forma de cúpula.
En una realización preferida, el conjunto de componentes de extensión incorporados se distribuyen homogéneamente a lo largo de la periferia de la estructura en forma de cúpula.
Su distribución homogénea a lo largo de la periferia de la estructura en forma de cúpula se corresponde con el número y la ubicación de las vigas o los largueros de la aeronave una vez instalados. Tal como se describirá a continuación en el presente documento, las vigas o los largueros son estructuras longitudinales (es decir, paralelos al eje longitudinal del fuselaje) de la aeronave.
Una vez instalada en la aeronave, la estructura en forma de cúpula se apoya sobre el al menos un armazón circunferencial de la aeronave, particularmente, tal armazón circunferencial comprende, total o parcialmente en su contorno, un cabezal angular para albergar la geometría de cúpula de modo que puede mejorarse la transferencia de carga entre ellos. En particular, esfuerzos tangenciales procedentes de la estructura en forma de cúpula alcanzan la zona de conexión anular, lo que proporciona una trayectoria preferida para la liberación de carga hacia el armazón de la aeronave. Una vez que pasan las cargas al armazón, se distribuyen radialmente (en cuanto al eje de referencia de la aeronave) gracias al cabezal angular hacia otras estructuras adyacentes.
A lo largo de la totalidad de este documento, cuando se hace referencia a un armazón “circunferencial”, se entenderá como parte estructural cuya geometría exterior se corresponde con la periferia de la sección transversal del fuselaje donde va a montarse el armazón. Por tanto, como la mayor parte de la aeronave comercial tiene un fuselaje sustancialmente circular, se dota de una estructura sustancialmente circular.
Debe indicarse que ambas estructuras longitudinales y circunferenciales tales como largueros y vigas, respectivamente, forman conjuntamente la estructura primaria del fuselaje de la aeronave (o bien el fuselaje delantero o bien el trasero) que proporciona una forma aerodinámica al revestimiento exterior al que se unen.
Tal como se describirá más adelante, en realizaciones ventajosas, este armazón circunferencial también puede comprender un acoplamiento angular para actuar como cabezal angular en aquellas porciones del armazón en las que su grosor no es suficiente para lograr estas formas complejas.
La zona de conexión anular de la estructura en forma de cúpula se conecta además al cabezal angular (o acoplamiento angular) mediante un conjunto de pernos o sujetadores.
Por otro lado, las estructuras longitudinales de la aeronave tales como largueros o vigas comprenden cabezales para albergar cada uno de los componentes de extensión, es decir, los cabezales se disponen inclinados.
Puesto que el cabezal inclinado proporcionado por las estructuras longitudinales también sigue la geometría original de la estructura en forma de cúpula (como lo hacen los componentes de extensión), la distribución de carga es más uniforme. En particular, debido a su ubicación discreta alrededor de todo el perímetro de la estructura en forma de cúpula, el cabezal de las estructuras longitudinales puede ser curvo como el perímetro que, o puede ser plano. Independientemente de que sean curvos o planos, los cabezales están inclinados según la geometría en forma de cúpula longitudinal. En realizaciones ventajosas dadas a conocer a continuación en el presente documento, este cabezal (inclinado) se dispone sobre un componente de conexión en puente con el fin de albergar un componente de extensión.
Cada componente de extensión se fija a un cabezal inclinado diferente mediante sus medios de conexión. En realizaciones particulares, estos medios de conexión son pernos.
Estas estructuras longitudinales funcionan principalmente en tracción, mientras que sus almas respectivas (que conectan el cabezal al pie) distribuyen las cargas inducidas desde la estructura en forma de cúpula como esfuerzos de cizallamiento.
En un segundo aspecto inventivo, la invención proporciona un fuselaje trasero de una aeronave que comprende:
un mamparo de presión trasero según cualquiera de las realizaciones del primer aspecto inventivo,
al menos un armazón circunferencial que comprende al menos una porción, comprendiendo esta porción un primer pie, una primera alma y un cabezal angular, estando adaptado el cabezal angular para albergar la estructura en forma de cúpula del mamparo de presión trasero de modo que la estructura en forma de cúpula se apoya sobre el mismo, en el que la estructura en forma de cúpula se fija al cabezal angular a través de la zona de conexión anular, y
un conjunto de estructuras longitudinales tales como vigas correspondientes en cuanto a número y distribución con el conjunto de componentes de extensión incorporados del mamparo de presión trasero, en el que cada una de estas estructuras longitudinales comprende un cabezal configurado para albergar un componente de extensión de modo que dicho componente de extensión se apoya sobre el mismo, en el que el componente de extensión se fija al cabezal mediante los medios de conexión.
Es decir, a diferencia de la técnica anterior en la que el mamparo de presión trasero estaba ubicado en el último armazón del fuselaje delantero de la aeronave (es decir, la cabina presurizada), la presente invención proporciona una solución para desplazar este mamparo de presión trasero después de la conexión de unión de fuselaje orbital.
Para ello, la estructura geométrica intrínseca del mamparo de presión trasero y sus medios de conexión a las estructuras longitudinales y circunferenciales (por ejemplo vigas o largueros, y armazón, respectivamente) proporciona una distribución de carga adecuada que no pone el peligro la integridad estructural del conjunto.
El cabezal angular de la porción del armazón está adaptado para albergar la estructura en forma de cúpula del mamparo de presión trasero de modo que la estructura en forma de cúpula esté configurada para apoyarse sobre el mismo, que se fija adicionalmente al mismo a través de su zona de conexión anular. Por otro lado, el cabezal de cada estructura longitudinal está adaptado para albergar un componente de extensión de modo que dicho componente de extensión se apoya sobre el mismo, que se fija adicionalmente al mismo mediante sus medios de conexión.
Además, se gana la distancia entre el último armazón del fuselaje delantero y el armazón más delantero del fuselaje trasero como zona presurizada adicional sin ampliar el fuselaje delantero. Dicho de otro modo, dadas las longitudes de los fuselajes delantero y trasero como restricciones, la presente invención proporciona una solución ventajosa para aumentar la zona presurizada sin modificar el fuselaje global.
En una realización particular, el al menos un armazón circunferencial comprende:
la porción en la que el cabezal es angular, y
una porción complementaria consiste en un segundo pie, una segunda alma y un acoplamiento angular circunferencial al que se incorpora tal segunda alma para albergar una porción correspondiente de la estructura en forma de cúpula de modo que tal porción correspondiente de la estructura en forma de cúpula se apoya sobre el mismo, en el que la estructura en forma de cúpula se fija al acoplamiento angular circunferencial a través de la zona de conexión anular.
En esta realización, el armazón circunferencial, dependiendo de la porción cubierta de la circunferencia, comprende o bien el cabezal angular o bien un acoplamiento angular circunferencial al que se incorpora la segunda alma. Debe indicarse que ambas estructuras de soporte tienen un ángulo, preferiblemente el mismo ángulo, correspondiente a la geometría de cúpula.
Ambas estructuras de soporte (es decir, el cabezal angular o el acoplamiento angular) cubren los 360° del armazón circunferencial con el fin de proporcionar una estructura en forma de cúpula de soporte continua. Es decir, si la porción del armazón circunferencial con el cabezal angular cubre X°, entonces, la porción complementaria cubre 360°-X°
De manera similar, ambas estructuras de soporte permiten que la estructura en forma de cúpula se fije a las mismas mediante la zona de conexión anular.
Para diferenciar mejor los elementos circunferenciales del armazón, a través de la porción en la que el cabezal es angular, su pie y su alma pueden entenderse como un primer pie y una primera alma, respectivamente. De manera similar, en la porción complementaria con el acoplamiento angular circunferencial, su pie y su alma pueden entenderse como un segundo pie y una segunda alma, respectivamente.
En una realización preferida, el acoplamiento angular circunferencial al que se incorpora la segunda alma del al menos un armazón circunferencial es una cuerda “en forma de V”. Más preferiblemente, esta cuerda “en forma de V” está compuesta por titanio.
A una mitad de la cuerda “en forma de V” se le incorpora la segunda alma, de la porción complementaria del armazón circunferencial, mientras que la otra mitad proporciona la estructura de soporte para la estructura en forma de cúpula que va a fijarse a la misma a través de la zona de conexión anular.
Ventajosamente, esta cuerda “en forma de V” reacciona frente a cargas radiales (en cuanto al sistema de referencia del fuselaje) más eficazmente que otros perfiles de cuerda tales como una cuerda “en forma de Y”.
En una realización particular, el al menos un armazón circunferencial está fragmentado estructuralmente en al menos: la porción en la que el cabezal es angular, y la porción complementaria con el acoplamiento angular circunferencial; en el que la primera porción es más ancha y más gruesa que la última porción del armazón, que es una transición suave entre ellos.
Ventajosamente, esto mejora los tiempos de fabricación y facilita el ensamblaje. Como ventaja adicional, esta realización permite reemplazar directamente la porción en la que el cabezal es angular, la porción superior más próxima al VTP tal como se verá más adelante, lo que proporciona capacidades de modificación retroactiva al fuselaje de la aeronave.
En particular, como esta porción superior tiene que albergar el mamparo de presión trasero, se acorta en realizaciones adicionales, ahorrando por tanto material.
Las porciones del armazón circunferencial pueden ser o bien metálicas (tal como de titanio) o compuestas por un material compuesto tal como plástico reforzado con fibra de carbono, “CFRP”.
Tal como ya se mencionó, la distribución de carga es eficaz gracias a la conexión de soporte proporcionada por las estructuras longitudinales del fuselaje trasero.
Por tanto, en una realización particular, al menos una de dichas estructuras longitudinales comprende un alma ahusada, disponiéndose el cabezal sobre la misma con el fin de albergar un componente de extensión.
En esta realización, al menos una de las estructuras longitudinales de la aeronave (especialmente las adyacentes a la porción del armazón que comprende el acoplamiento angular) comprende un alma ahusada que disminuye progresivamente a medida que se aleja del mamparo de presión trasero. Encima de tal alma ahusada, hay un cabezal (inclinado de ese modo) para albergar un componente de extensión que se apoya sobre la misma una vez instalado.
Esta(s) estructura(s) longitudinal(es) se extiende(n) desde la unión de fuselaje orbital hacia el mamparo de presión trasero. Puede(n) conectarse a la sección opuesta más allá del mamparo de presión trasero, o puede(n) estar separada(s) físicamente.
En una realización preferida, el extremo libre del alma ahusada de cada estructura longitudinal está distanciado del al menos un armazón circunferencial de modo que los cabezales respectivos de estas estructuras longitudinales sobresalen más allá del extremo libre del alma para albergar un componente de extensión.
En una realización particular, al menos una de estas estructuras longitudinales comprende además un componente de conexión en puente con el cabezal con el fin de albergar un componente de extensión.
Esta estructura longitudinal se dispone adyacente a la porción del armazón circunferencial más cerca del VTP, es decir, aquella con un cabezal angular.
Puesto que este armazón circunferencial es tanto más ancho como más grueso, existe una mayor distancia desde el revestimiento hasta su cabezal angular. Por tanto, este componente de conexión en puente actúa como extensión de la estructura longitudinal para alcanzar el componente de extensión del mamparo de presión trasero.
Por tanto, este componente de conexión en puente comprende un cabezal y dos bridas que sobresalen hacia fuera y son perpendiculares a tal cabezal. La ranura definida por tales bridas corresponde al grosor del alma de estructura longitudinal que va a unirse a las mismas.
En una realización particular, el fuselaje trasero comprende además un plano vertical trasero configurado para conectarse al menos al pie, preferiblemente el primer pie de la porción con el cabezal angular, del armazón circunferencial en el que se alberga y conecta el mamparo de presión trasero.
En una realización preferida, el plano vertical trasero se conecta a tal primer pie mediante pernos de tracción.
Dicho de otro modo, el mamparo de presión trasero según la presente invención puede conectarse al mismo armazón que el VTP del fuselaje trasero. Esto se ha logrado ventajosamente gracias a la nueva arquitectura y conexiones según la invención.
Ventajosamente, el número de armazones en el fuselaje trasero se reduce ya que no hay ningún armazón dedicado al mamparo de presión trasero, ahorrando por tanto espacio en la zona no presurizada.
En una realización particular, el al menos un armazón circunferencial es el armazón circunferencial más delantero del fuselaje trasero. Dicho de otro modo, el primer armazón circunferencial del fuselaje trasero.
Ventajosamente, puesto que todos los equipos del lado no presurizado ya estaban optimizados en cuanto a espacio, no es necesario sobredimensionar el fuselaje trasero con el fin de que no haga tope con ninguno de estos equipos. En una realización particular, la estructura en forma de cúpula está configurada para fijarse al menos al cabezal del al menos un armazón circunferencial a través de su zona de conexión anular mediante al menos un perno de tracción. En el otro lado de cualquiera de los pies definidos, es decir, de manera opuesta a sus almas respectivas, el pie se une al revestimiento del fuselaje trasero.
En una realización preferida, la estructura en forma de cúpula está configurada para fijarse a ambos, el cabezal angular y el acoplamiento angular circunferencial del al menos un armazón circunferencial a través de su zona de conexión anular mediante al menos un perno de tracción.
En una realización particular, el al menos un perno de tracción sobresale hacia la zona presurizada para sujetar un gancho.
Este/estos gancho(s) se usa(n) ventajosamente para sujetar equipos a bordo y minimizar su movimiento.
En un tercer aspecto inventivo, la invención proporciona una aeronave que comprende:
un fuselaje delantero configurado para presurizarse, y
un fuselaje trasero según cualquiera de las realizaciones del segundo aspecto inventivo.
Pueden combinarse todas las características descritas en esta memoria descriptiva (incluyendo las reivindicaciones, la descripción y los dibujos) y/o todas las etapas del método descritos en cualquier combinación, con la excepción de combinaciones de tales características y/o etapas mutualmente excluyentes.
Descripción de los dibujos
Estas y otras características y ventajas de la invención se entenderán claramente en vista de la descripción detallada de la invención que resulta evidente a partir una realización preferida de la invención, facilitada únicamente como ejemplo y sin limitarse a la misma, con referencia a los dibujos.
Figura 1 Esta figura muestra una vista isométrica de una representación de la porción superior de un armazón circunferencial y el mamparo de presión trasero de la invención conectado a la misma.
Figuras 2a-b Estas figuras muestran (a) una vista isométrica de una representación esquemática de la porción inferior de un armazón circunferencial y el mamparo de presión trasero según la invención conectado a la misma; y (b) una representación esquemática de una vista en sección.
Figura 3 Esta figura muestra una vista lateral de la arquitectura esquemática observada en la figura 2a. Figura 4 Esta figura muestra una vista lateral de la arquitectura esquemática observada en la figura 1. Figura 5 Esta figura muestra una comparación de ubicación de un mamparo de presión trasero de la técnica anterior y un mamparo de presión trasero según la presente invención para el mismo fuselaje de aeronave.
Descripción detallada de la invención
Habiendo expuesto la presente invención definida en las reivindicaciones, se describen a continuación en el presente documento realizaciones no limitativas específicas. El experto en la técnica reconocerá que pueden realizarse objetos de la presente invención como un mamparo de presión trasero (1), un fuselaje trasero (10) o un fuselaje de aeronave.
La figura 1 representa una vista isométrica de la porción superior (2.1) de un armazón circunferencial (2) y el mamparo de presión trasero (1) según la invención conectado a la misma.
Tal como puede observarse, el mamparo de presión trasero (1) comprende:
una estructura en forma de cúpula (1.1), y
un conjunto de componentes de extensión incorporados (1.2) distribuidos homogéneamente a lo largo de la periferia de dicha estructura en forma de cúpula (1.1).
Particularmente, hay una transición suave entre la estructura en forma de cúpula (1.1) y cada uno de los componentes de extensión (1.2), siguiendo por tanto la curvatura de cúpula de esta estructura.
Gráficamente, los componentes de extensión pueden verse como “pétalos” o “lengüetas” tal como se ilustrará y explicará más adelante en el presente documento.
Además, el número de componentes de extensión (1.2) se corresponde con el número de estructuras longitudinales (3) del fuselaje trasero (10) en la zona presurizada. Además, la anchura de cada componente de extensión (1.2) es similar a la del cabezal (3.4) de la estructura longitudinal (3) al que se fija. Dicho de otro modo, ambos elementos (1.2.
3.4) tienen un área análoga para maximizar la transferencia de carga.
Los componentes de extensión (1.2) comprenden medios de conexión (1.2.1) adaptados para fijar cada componente de extensión (1.2) a una estructura longitudinal (3) de la aeronave. Preferiblemente, las estructuras longitudinales (3) para albergar los componentes de extensión (1.2) son estructuras dedicadas que funcionan bajo cargas de cizallamiento y que es por lo que también se denominan “almas de cizallamiento” puesto que sus almas son el elemento principal que distribuye las cargas. Por consiguiente, los componentes de extensión (1.2) pueden entenderse como “bridas de conexión de alma de cizallamiento”.
Aunque no se aprecia en la figura 1, la estructura en forma de cúpula (1.1) comprende una zona de conexión anular (1.1.1) adaptada para fijarla o bien a un armazón circunferencial (2) de la aeronave o bien a otra estructura radial tal como un acoplamiento angular (2.2.3). Esta zona de conexión anular (1.1.1) se extiende de manera adyacente a la periferia completa de la estructura en forma de cúpula (1.1) para proporcionar un sellado continuo que garantiza hermeticidad del mamparo de presión trasero (1).
Tal como se mostrará junto con las figuras 2a y 2b, el armazón circunferencial (2) en el que se fija el mamparo de presión trasero (1), está dividido o fragmentado en al menos:
una porción (2.1) en la que el cabezal (2.1.3) es angular, y
una porción complementaria (2.2) en la que el armazón circunferencial (2) consiste en un segundo pie (2.2.1), una segunda alma (2.2.2) y un acoplamiento angular circunferencial (2.2.3) al que se incorpora tal segunda alma (2.2.2).
La porción (2.1) del armazón que comprende el cabezal angular (2.1.3) es más ancha y más gruesa que la porción complementaria (2.2) del armazón mostrado en la figura 2a.
Pueden usarse términos como “primera porción” y “segunda porción” para identificar la porción (2.1) del armazón que comprende el cabezal angular (2.1.3), y la porción complementaria (2.2), respectivamente.
En la figura 1, se observan además componentes de conexión en puente (3.3) con cabezales (3.4) respectivos en cada estructura longitudinal (3) que alcanza hasta cada componente de extensión (1.2) para albergar el mismo. Este componente de conexión en puente (3.3) está formado por un cabezal (3.4) y dos bridas (3.5) que sobresalen hacia fuera y son perpendiculares al mismo, definiendo una ranura que corresponde al grosor del alma de estructura longitudinal (3.2).
Esta porción de la estructura longitudinal (3) (es decir, aquella con un cabezal angular (2.1.3)) se dispone más cerca del plano vertical trasero, VTP. El VTP se fija, a su vez, mediante pernos de tracción al primer pie (2.1.1) de la porción de armazón (2.1) en la que el cabezal (2.1.3) es angular.
De manera similar, puede observarse en el lado cóncavo del mamparo de presión trasero (1), es decir, la zona presurizada, ganchos (4) para sujetar equipos.
Las figuras 2a representan una vista isométrica de la porción opuesta del armazón circunferencial (2.2) (es decir, la porción complementaria para obtener una estructura de 360°) y el mamparo de presión trasero (1) conectado a la misma. Particularmente, esta porción complementaria (2.2) del armazón circunferencial (2) consiste en un segundo pie (2.2.1), una segunda alma (2.2.2) y un acoplamiento angular circunferencial (2.2.3) al que se incorpora tal segunda alma (2.2.2).
El acoplamiento angular circunferencial (2.2.3), al que se incorpora la segunda alma (2.2.2), es una cuerda “en forma de V” de titanio, que distribuye eficazmente las cargas hacia el alma del armazón (2.2.2).
Además, se muestran estructuras longitudinales (3) para albergar y fijar componentes de extensión (1.2) mediante medios de conexión (1.2.1). Al contrario que las mostradas en la figura 1, estas estructuras longitudinales (3) comprenden un alma ahusada (3.2) con el cabezal (3.4) sobre la misma con el fin de albergar un componente de extensión (1.2).
En la figura 2b, se observa una vista en sección de una representación esquemática de la figura 2a. En particular, se observa en esta vista en sección tanto la estructura en forma de cúpula (1.1) como un componente de extensión (1.2). Además, se observa una representación de la zona de conexión anular (1.1.1) dentro de la estructura en forma de cúpula (1.1), así como medios de conexión (1.2.1) dentro del componente de extensión (1.2).
En la figura 2b, la flecha representa la dirección de esfuerzos longitudinales a través del mamparo de presión trasero (1) para aliviarse hacia la estructura primaria (la suma del armazón (2) y las estructuras longitudinales (3)).
A pesar de que se representa esquemáticamente el mamparo de presión trasero (1) como una línea recta, debe esperarse la curvatura de geometría de cúpula como en la figura 3, en la que se observa una vista lateral de la arquitectura esquemática observada en la figura 2a.
En particular, en la figura 3, como a una mitad de la cuerda “en forma de V” (2.2.3) se le incorpora la segunda alma (2.2.2) del armazón circunferencial (2.1), mientras que la otra mitad proporciona la estructura de soporte para la estructura en forma de cúpula (1.1) que va a fijarse a la misma mediante la zona de conexión anular(1.1.1), la curvatura en esta periferia tiende a ser menos pronunciada.
En particular, en algunas realizaciones, los componentes de extensión (1.2) pueden ser planos.
Particularmente, la estructura longitudinal (3) comprende una estructura como el componente de conexión en puente. Es decir, el cabezal (3.4) es solidario con dos bridas (3.5) que sobresalen en perpendicular al mismo, definiendo por tanto una ranura que corresponde al grosor del alma de estructura longitudinal (3.2). Además, tal alma (3.2) se ahúsa a medida que se aleja del armazón circunferencial (2.2).
El extremo libre, o borde, del alma ahusada (3.2) de cada estructura longitudinal está distanciado con respecto a la porción adyacente del armazón circunferencial (2.2) de modo que los cabezales respectivos (3.4) de estas estructuras longitudinales (3) sobresalen más allá del extremo libre del alma (3.2) para albergar un componente de extensión (1.2).
Al contrario, en la figura 4, se observa que el alma (3.2) sobresale hasta el alma de armazón circunferencial (2.1.2) para reforzar la unión en la estructura primaria.
Ambos, en las figuras 3 y 4, se representa una unión con “cubrejuntas” (5), en la que una placa se superpone y sujeta entre sí el revestimiento a tope de los fuselajes delantero (11) y trasero (10).
Ventajosamente, esto proporciona un sello entre estos fuselajes (10, 11).
La figura 5 representa una comparación de ubicación de un mamparo de presión trasero de la técnica anterior y un mamparo de presión trasero (1) según la presente invención para el mismo fuselaje de aeronave.
Puede observarse que ambos mamparos de presión trasero están distanciados entre sí, correspondiendo esta distancia al espacio presurizado ganado por la presente invención sin modificar la longitud de los fuselajes.
Particularmente, el mamparo de presión trasero de la técnica anterior se fija al último armazón circunferencial (2) del fuselaje delantero (11), delante de la conexión de unión de fuselaje orbital, pero el mamparo de presión trasero (1) según la presente invención se fija al armazón circunferencial más delantero (2) del fuselaje trasero (10), hacia atrás de la conexión de unión de fuselaje orbital.
Además, a diferencia del mamparo de presión trasero de la técnica anterior en el que había que reforzarlo mediante larguerillos, el mamparo de presión trasero según la presente invención tiene una superficie limpia en el lado cóncavo (lado presurizado, aparte de los ganchos) porque se mejora eficazmente la distribución de carga.

Claims (13)

  1. REIVINDICACIONES
    i. Mamparo de presión trasero (1) para una aeronave configurado para separar una zona presurizada y una zona no presurizada, en el que el mamparo de presión trasero (1) comprende:
    una estructura en forma de cúpula (1.1), y
    un conjunto de componentes de extensión incorporados (1.2) distribuidos a lo largo de la periferia de dicha estructura en forma de cúpula (1.1),
    en el que la estructura en forma de cúpula (1.1) comprende una zona de conexión anular (1.1.1) adaptada para fijar la estructura en forma de cúpula (1.1) o bien a un armazón circunferencial (2) de la aeronave o bien a otra estructura circunferencial, y en el que los componentes de extensión (1.2) comprenden medios de conexión (1.2.1) adaptados para fijar cada componente de extensión (1.2) a una estructura longitudinal (3) de la aeronave.
  2. 2. Fuselaje trasero (10) de una aeronave, que comprende:
    un mamparo de presión trasero (1) según la reivindicación 1,
    al menos un armazón circunferencial (2) que comprende al menos una porción (2.1), comprendiendo esta porción (2.1) un primer pie (2.1.1), una primera alma (2.1.2) y un cabezal angular (2.1.3), estando adaptado el cabezal angular (2.1.3) para albergar la estructura en forma de cúpula (1.1) del mamparo de presión trasero (1) de modo que la estructura en forma de cúpula (1.1) se apoya sobre el mismo, en el que la estructura en forma de cúpula (1.1) se fija al cabezal angular (2.1.3) a través de la zona de conexión anular (1.1.1), y
    un conjunto de estructuras longitudinales (3), tales como vigas, correspondientes en cuanto a número y distribución con el conjunto de componentes de extensión incorporados (1.2) del mamparo de presión trasero (1), en el que cada una de estas estructuras longitudinales (3) comprende un cabezal (3.4) configurado para albergar un componente de extensión (1.2) de modo que dicho componente de extensión se apoya sobre el mismo, en el que el componente de extensión (1.2) se fija al cabezal (3.4) mediante los medios de conexión (1.2.1).
  3. 3. Fuselaje trasero (10) según la reivindicación 2, en el que el al menos un armazón circunferencial (2) comprende:
    la porción (2.1) en el que el cabezal (2.1.3) es angular, y
    una porción complementaria (2.2) que comprende un segundo pie (2.2.1), una segunda alma (2.2.2) y un acoplamiento angular circunferencial (2.2.3) al que se incorpora la segunda alma para albergar una porción correspondiente de la estructura en forma de cúpula (1) de modo que tal porción correspondiente de la estructura en forma de cúpula (1.1) se apoya sobre el mismo, en el que la estructura en forma de cúpula (1.1) se fija al acoplamiento angular circunferencial (2.2.3) a través de la zona de conexión anular (1.1.1).
  4. 4. Fuselaje trasero (10) según la reivindicación 3, en el que el acoplamiento angular circunferencial (2.2.3) al que se incorpora la segunda alma (2.2.2) es una cuerda “en forma de V”.
  5. 5. Fuselaje trasero (10) según cualquiera de las reivindicaciones 3 ó 4, en el que el al menos un armazón circunferencial (2) está fragmentado estructuralmente en al menos: la porción (2.1) en la que el cabezal (2.1.3) es angular, y la porción complementaria (2.2) con el acoplamiento angular circunferencial (2.2.3); en el que la primera porción (2.1) es más ancha y más gruesa que la última porción (2.2) del armazón, con una transición suave entre ellos.
  6. 6. Fuselaje trasero (10) según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 5, en el que al menos una de dichas estructuras longitudinales (3) comprende un alma ahusada (3.2) disponiéndose el cabezal (3.4) sobre la misma con el fin de albergar un componente de extensión (1.2).
  7. 7. Fuselaje trasero (10) según la reivindicación 6, en el que el extremo libre del alma ahusada (3.2) de cada estructura longitudinal (3) está distanciado del al menos un armazón circunferencial (2) de modo que los cabezales (3.4) respectivos de las estructuras longitudinales sobresalen más allá del extremo libre del alma (3.2) para albergar un componente de extensión (1.2).
  8. 8. Fuselaje trasero (10) según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 7, en el que al menos una de las estructuras longitudinales (3) comprende además un componente de conexión en puente (3.3) con el cabezal (3.4) con el fin de albergar un componente de extensión (1.2).
  9. 9. Fuselaje trasero (10) según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 8, que comprende además un plano vertical trasero configurado para conectarse al menos al primer pie (2.1.1) del armazón circunferencial (2) en el que se alberga y se conecta el mamparo de presión trasero (1), conectándose el plano vertical trasero a tal primer pie (2.1.1) mediante pernos de tracción.
  10. 10. Fuselaje trasero (10) según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 9, en el que el al menos un armazón circunferencial (2) es el armazón circunferencial más delantero del fuselaje trasero (10).
  11. 11. Fuselaje trasero (10) según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 10, en el que la estructura en forma de cúpula (1) está configurada para fijarse al menos al cabezal (2.1.3) del al menos un armazón circunferencial (2) a través de su zona de conexión anular (1.1.1) mediante al menos un perno de tracción.
  12. 12. Fuselaje trasero (10) según la reivindicación 11, en el que el al menos un perno de tracción sobresale hacia la zona presurizada para sujetar un gancho (4).
  13. 13. Aeronave que comprende:
    un fuselaje delantero (11) configurado para presurizarse, y
    un fuselaje trasero (10) según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 12.
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