WO2010070184A1 - Estructura de la zona de introducción de cargas en el fuselaje trasero de una aeronave - Google Patents

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WO2010070184A1
WO2010070184A1 PCT/ES2009/070608 ES2009070608W WO2010070184A1 WO 2010070184 A1 WO2010070184 A1 WO 2010070184A1 ES 2009070608 W ES2009070608 W ES 2009070608W WO 2010070184 A1 WO2010070184 A1 WO 2010070184A1
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WO
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frames
load
hardware
elements
fuselage
Prior art date
Application number
PCT/ES2009/070608
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English (en)
French (fr)
Inventor
Elena ARÉVALO RODRÍGUEZ
Francisco José CRUZ DOMINGUEZ
Manuel ARIZA MARTÍN
Original Assignee
Airbus Operations, S.L.
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Publication date
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    • 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

Definitions

  • the present invention relates to the rear fuselage of an aircraft and more particularly to the area provided therein for the introduction of horizontal tail stabilizer (HTP) and vertical tail stabilizer (VTP) loads.
  • HTP horizontal tail stabilizer
  • VTP vertical tail stabilizer
  • Catching a trimable horizontal stabilizer in an aircraft is usually carried out by coupling the stabilizer to one or two pivot points and one or two catch points.
  • the plane of the horizontal stabilizer In order for the plane of the horizontal stabilizer to trim at the two catch points, it must change its position vertically to allow the stabilizer to pivot at the pivot point (s).
  • a motor / spindle assembly is usually provided with a fitting to the fuselage. The rotation of the spindle in one direction or another determines the rise or fall of the catch point getting the horizontal stabilizer trim.
  • the hardware that holds that spindle is usually a highly complex mechanized metal hardware as shown in Figures 2 and 3.
  • Said hardware 1 e is attached to a metal torsion box formed by two side plates 1d and the souls of the two frames of load 1 a, 1 b mechanized metal, to which said side plates 1d are attached.
  • the assembly is connected to a third metal frame 1 c also located between the two load frames 1a, 1 b mentioned.
  • the metal hardware 1e for coupling the motor / spindle assembly is subject to both the intermediate frame 1 c and the torsion box by means of metallic joining elements.
  • the load frames 1 a, 1 b that hold the torsion box have different sections, the most common being the sections C, I and J, which through machining processes achieve a network of nerves that stabilize the soul of the frame giving the necessary rigidity and its optimization in weight.
  • the metal frames 1 a, 1 b are also the supports of the vertical stabilizer catch hardware.
  • the cutting joint of the vertical tail stabilizer fittings to the metal frames causes eccentric loads out of the plane of the frame that makes lateral stabilization necessary by means of additional clips or fittings and through the torsion box itself.
  • used to take the screw hardware which means using a high number of components that complicate its manufacture and assembly.
  • the present invention is oriented to the solution of that inconvenience.
  • An object of the present invention is to provide a rear fuselage of an aircraft with the load introduction area of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer optimized in terms of its weight.
  • Another object of the present invention is to provide a rear fuselage of an aircraft with a loading introduction area of the horizontal tail stabilizer and the easy to mount vertical tail stabilizer.
  • a rear fuselage of an aircraft with a loading introduction area of a horizontal tail stabilizer and a vertical tail stabilizer comprising elements receiving the loads of said stabilizers attached to elements structural in which: a) Said structural elements of the rear fuselage are the lining, two adjacent loading frames configured in at least said loading introduction zone with two lateral elements and a base element so that its cross section has a shape closed, and at least a third frame adjacent to one of said two cargo frames. b)
  • the receiving element of the load of the horizontal tail stabilizer is a first hardware structured as a torsion box, with side walls and a cover, arranged transversely between said loading frames and attached to them, and the receiving elements of the Vertical stabilizer loads are a few second hardware coupled to said frames.
  • Said frames and said first and second hardware are made entirely of composite material.
  • the cross section of said load frames is in the form of ⁇ or omega. This results in a rear fuselage with an area for the introduction of structured tail stabilizer loads so that load distribution and weight are optimized.
  • said load frames are formed as unit parts, with their configurator elements previously attached to their assembly in the fuselage. This achieves a rear fuselage with an area for the introduction of structured tail stabilizer loads with a reduced number of parts.
  • the configuration elements of said load frames are formed separately and are joined during assembly in the fuselage. This results in a rear fuselage with an area for the introduction of structured tail stabilizer loads so that assembly is facilitated.
  • the relationship between the height of the two lateral elements (5a, 5b) and the diameter (D) of the load frames (2) in the catch zone of the second hardware (4) is comprised between 12-13%. This achieves a rear fuselage with greater use of useful interior space.
  • the rear fuselage includes a total number of five frames when using two load frames whose structure allows to increase the distance between them. This achieves a rear fuselage with a zone for introducing structurally optimized tail stabilizer loads.
  • the first hardware also comprises omega-shaped laminates attached to the inner or outer sides of its side walls.
  • omega-shaped laminates attached to the inner or outer sides of its side walls.
  • Figure 1 is a schematic view of the structure of the load introduction zone of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer in the rear fuselage ("rear end") of an aircraft.
  • Figures 2 and 3 are perspective views of a metal hardware assembly with a metal torsion box attached to metal frames known in the art and used in the cargo introduction area of the rear fuselage of an aircraft.
  • FIGs 4a and 4b are perspective views of the structure of the load introduction zone of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer in the rear fuselage of an aircraft according to the present invention that illustrate both the configuration of the assembly of the whole structure as Ia of its fundamental elements: the load frames and the hardware for the reception of the loads of the horizontal glue stabilizer and the vertical tail stabilizer.
  • Figure 5 is a perspective view of a cargo frame used in the structure of the load introduction area of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer in the rear fuselage of an aircraft according to the present invention and Figures 6a and 6b are schematic views of its cross section in two embodiments of the invention.
  • Figures 7a and 7b are, respectively, a perspective view and a side view of the hardware for receiving the load of the horizontal stabilizer used in the structure of the load introduction area of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer in the rear fuselage of an aircraft according to the present invention.
  • Figure 8 is a cross-sectional view of a load stabilization tool of the vertical stabilizer used in the structure of the load introduction zone of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer in the rear fuselage of an aircraft according to Ia present invention, attached to a load frame and to the lining.
  • rear fuselage should be understood as the rear zone ("rear end") of the fuselage affected by a horizontal tail stabilizer and a vertical tail stabilizer.
  • the structure of that area according to the present invention comprises as basic elements the frames 2, 9, the frames being 2 cargo frames, the hardware-drawer 3 for the reception of the horizontal tail stabilizer load, which also call us first hardware 3, and the hardware 4 for the reception of the vertical tail stabilizer loads, which we will also call second hardware 4.
  • CFRP carbon fiber
  • GFRP fiberglass
  • the basic idea of the invention is to provide a structure whose geometry provides a load distribution that optimizes current metal designs by weight, that is, achieves an optimal load distribution with the least possible number of elements, all of them made of composite material.
  • the load frames 2 have a ⁇ -shaped section comprising three elements: two lateral elements 5a, 5b with souls 5e and upper and lower skirts 5f, 5g and an element of base 5c that joins the lower skirts of the two lateral elements 5a and 5b of the frame 2 and therefore closes the section of said load frame 2.
  • the size of the souls 5e is much greater in the area of introduction of loads of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer than in the rest.
  • the load frame 2 could even have sections other than ⁇ in areas far from the load introduction zone, such as sections with a lateral element with core and foot forming 90 ° and the other lateral element with soul and foot forming an angle greater than 90 °, traditional sections in C, J, I and even sections in omega, with a suitable transition and union, as shown in the Figure itself 5 in the lower part of the load frame 2.
  • the load frame 2 could have an omega-shaped section instead of a ⁇ -shaped one in the area where the horizontal tail stabilizer and vertical stabilizer load is introduced. of tail.
  • the difference between the two sections would basically be that the souls 5e would be inclined at an angle greater than 90 ° with respect to their lower skirts.
  • these three elements 5a, 5b and 5c are manufactured separately, each of them with the necessary geometry and thickness, and the structure of the loading introduction area of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer object of the The present invention can be carried out with said three elements 5a, 5b and 5c separated by proceeding to the necessary unions both between them and with the first and second hardware 3, 4 and with the coating 8 during the assembly of the structure.
  • An advantage of the first option is that some assembly operations are facilitated before completing the "closing" of the load frames 2 by joining the base element 5c to the side elements 5a, 5b.
  • the first hardware 3 is configured to hold and allow the trimming of the horizontal tail stabilizer that the motor / spindle assembly is coupled.
  • the primary catch consists of two side walls 6a, 6b and a cover 6e together with two omega-shaped laminates 6c, 6d that join the outer sides of the side walls 6a, 6b.
  • the first hardware 3 joins the load frames 2 by means of the angles 6f.
  • omega-shaped laminates are attached to the inner sides of the side walls.
  • the load applied in the first hardware 3 is mainly vertical although its structure is designed to react the load components in the other two directions that are of a smaller magnitude. This is possible due to the concept of joint in cut that exists both in the load frames 2 and in the lining of the fuselage.
  • the loads applied on the spindle hardware are transmitted directly, through the primary through holes located in the side walls 6a, 6b of the first hardware 3 and in the head of the laminates in omega 6c, 6d, to the souls 5e of the loading frames 2 to which said side walls 6a, 6b are attached.
  • the second fittings 4 to introduce the load of the vertical stabilizer it can be seen in the Figures that four of them are coupled to the load frames 2 around the first hardware 3 and two of them are coupled to the frame 9 adjacent to The frame 2 furthest from the tail of the fuselage.
  • the second hardware joins the frames 2 and the lining 8.
  • the closed cross-section in the form of ⁇ or omega of the load frames 2 - and, where appropriate, the frame 9 - provides a structure very suitable for reacting the shear loads introduced by said second hardware 4 also optimizing the union of said hardware 4 when the load is transmitted to the two souls 5e of the load frames 2.
  • the taking of the second fittings 4 to the load frames 2 in the form of ⁇ or omega decreases the number of pieces to be used, since it avoids the eccentricity problems that exist when said second fittings 4 are attached to traditional section frames ( J, I, etc.) which require the use of counter-hardware for an adequate reaction of the loads applied to the assembly.
  • the first hardware 3 stabilizes and stiffens the assembly.
  • the relationship between the dimension of the lateral elements 5a, 5b and the diameter D (see Figure 5) of the load frames 2 in the catch zone of the second hardware 4 is significantly less than 14 -15% usual in the known technique, being in a range between 12-13%, which is a great advantage especially in small and medium-sized aircraft, where maximum use of the available space is required.
  • loading frames 2 with an omega section have the additional advantage of being self-stabilized, that is, they do not need other elements to guarantee their lateral stability.
  • the structure of the load introduction zone of the horizontal tail stabilizer and the vertical tail stabilizer comprises two load frames 2 and a fixed number of load introduction points of the second hardware 4 the distance is reduced between the souls 6e to which the side walls 6a, 6b of the first hardware 3 Io are attached, which causes said walls to be shorter in length, optimizing the buckling failure of said side walls.
  • the area of introduction of loads in the rear fuselage is structured with a smaller number of parts, fewer joints and therefore lower assembly and manufacturing costs, as well as a lower weight of the structure.
  • the number of pieces necessary for the seizure of the second hardware 4 to the load frames 2 is reduced, since the section in ⁇ or omega avoids the eccentricity problems that exist when the hardware is attached to a traditional section frame (J, I, etc.) that require the use of counter-hardware for an adequate reaction of the loads applied to the assembly.

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  • Connection Of Plates (AREA)
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Abstract

Estructura de la zona de introducción de cargas en el fuselaje trasero de una aeronave que comprende elementos receptores (3, 4) de las cargas de los estabilizadores horizontal y vertical de cola unidos a elementos estructurales (2, 8, 9) en la que: a) dichos elementos estructurales son el revestimiento (8), dos cuadernas de carga (2) contiguas con una sección transversal con forma de π ú omega y, al menos, una tercera cuaderna (9); b) el elemento receptor de la carga del estabilizador horizontal de cola es un primer herraje (3) estructurado como un cajón de torsión, dispuesto transversalmente entre dichas cuadernas de carga (2) y unido a ellas, y los elementos receptores de las cargas del estabilizador vertical de cola son unos segundos herrajes (4) acoplados a dichas cuadernas (2, 9); c) dichas cuadernas (2, 9) y dichos primeros y segundos herrajes (3, 4) están realizados íntegramente en material compuesto.

Description

ESTRUCTURA DE LA ZONA DE INTRODUCCIÓN DE CARGAS EN EL FUSELAJE TRASERO DE UNA AERONAVE
CAMPO TÉCNICO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere al fuselaje trasero de una aeronave y más particularmente a Ia zona prevista en el mismo para Ia introducción de cargas del estabilizador horizontal de cola (HTP) y del estabilizador vertical de cola (VTP).
ESTADO DE LA TÉCNICA ANTERIOR A LA INVENCIÓN
La cogida de un estabilizador horizontal trimable en una aeronave suele llevarse a cabo mediante el acoplamiento del estabilizador a uno o dos puntos de pivote y uno o dos puntos de cogida. Para que el plano del estabilizador horizontal pueda trimar en el o los dos puntos de cogida, debe cambiar su posición verticalmente para así permitir que el estabilizador pivote en el o los puntos de pivote. Para posibilitar ese cambio de posición, suele estar previsto un conjunto motor / husillo sujeto por un herraje al fuselaje. El giro del husillo en un sentido u otro determina Ia subida o bajada del punto de cogida consiguiendo el trimado del estabilizador horizontal.
El herraje que sujeta ese husillo suele ser un herraje metálico mecanizado de gran complejidad como el mostrado en las Figuras 2 y 3. Dicho herraje 1 e está sujeto a un cajón de torsión metálico formado por dos placas laterales 1d y las almas de las dos cuadernas de carga 1 a, 1 b metálicas mecanizadas, a las que se unen dichas placas laterales 1d. En algunos casos el conjunto va unido a una tercera cuaderna 1 c también metálica situada entre las dos cuadernas de carga 1a, 1 b mencionadas. En estos casos el herraje metálico 1e para acoplar el conjunto motor/husillo está sujeto tanto a Ia cuaderna intermedia 1 c como al cajón de torsión mediante elementos metálicos de unión. Las cuadernas de carga 1 a, 1 b que sujetan al cajón de torsión tienen diferentes secciones, siendo las más habituales las secciones en C, en I y en J, que a través de procesos de mecanizado consiguen un entramado de nervios que estabilizan el alma de Ia cuaderna dándole Ia rigidez necesaria y su optimización en peso.
Las cuadernas metálicas 1 a, 1 b son asimismo los soportes de los herrajes de cogida del estabilizador vertical.
En su conjunto, las estructuras conocidas de Ia zona de introducción de las cargas del estabilizador horizontal y el estabilizador vertical en el fuselaje de una aeronave son muy complejas con los consiguientes inconvenientes para su fabricación y montaje.
Así por ejemplo Ia unión en cortadura de los herrajes del estabilizador vertical de cola a las cuadernas metálicas provoca en éstas cargas excéntricas fuera del plano de Ia cuaderna que hace necesaria su estabilización lateral mediante clips o herrajes adicionales y a través del propio cajón de torsión que se usa para coger el herraje de husillo, Io que supone emplear un número alto de componentes que complican su fabricación y montaje.
La presente invención está orientada a Ia solución de ese inconveniente.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Un objeto de Ia presente invención es proporcionar un fuselaje trasero de una aeronave con Ia zona de introducción de carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola optimizada en cuanto a su peso.
Otro objeto de Ia presente invención es proporcionar un fuselaje trasero de una aeronave con una zona de introducción de carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola fácil de montar.
Estos y otros objetos se consiguen con un fuselaje trasero de una aeronave con una zona de introducción de carga de un estabilizador horizontal de cola y de un estabilizador vertical de cola que comprende elementos receptores de las cargas de dichos estabilizadores unidos a elementos estructurales en Ia que: a) Dichos elementos estructurales del fuselaje trasero son el revestimiento, dos cuadernas de carga contiguas configuradas en al menos dicha zona de introducción de carga con dos elementos laterales y un elemento de base de manera que su sección transversal tenga una forma cerrada, y al menos una tercera cuaderna contigua a una de dichas dos cuadernas de carga. b) El elemento receptor de Ia carga del estabilizador horizontal de cola es un primer herraje estructurado como un cajón de torsión, con unas paredes laterales y una cubierta, dispuesto transversalmente entre dichas cuadernas de carga y unido a ellas, y los elementos receptores de las cargas del estabilizador vertical son unos segundos herrajes acoplados a dichas cuadernas. c) Dichas cuadernas y dichos primeros y segundos herrajes están realizados íntegramente en material compuesto.
En realizaciones preferentes de Ia invención Ia sección transversal de dichas cuadernas de carga tiene forma de π o de omega. Se consigue con ello un fuselaje trasero con una zona de introducción de las cargas de los estabilizadores de cola estructurada de manera que se optimiza el reparto de cargas y el peso.
En otra realización preferente de Ia invención dichas cuadernas de carga están conformadas como piezas unitarias, con sus elementos configuradores unidos previamente a su montaje en el fuselaje. Se consigue con ello un fuselaje trasero con una zona de introducción de las cargas de los estabilizadores de cola estructurada con un número reducido de piezas.
En otra realización preferente de Ia invención los elementos configuradores de dichas cuadernas de carga están conformados por separado y se unen durante el montaje en el fuselaje. Se consigue con ello un fuselaje trasero con una zona de introducción de las cargas de los estabilizadores de cola estructurada de manera que se facilita su montaje.
En otra realización preferente de Ia invención Ia relación entre Ia altura de los dos elementos laterales (5a, 5b) y el diámetro (D) de las cuadernas de carga (2) en Ia zona de cogida de los segundos herrajes (4) está comprendida entre el 12-13%. Se consigue con ello un fuselaje trasero con un mayor aprovechamiento del espacio interior útil.
En otra realización preferente de Ia invención, el fuselaje trasero incluye un número total de cinco cuadernas al utilizar dos cuadernas de carga cuya estructura permite aumentar Ia distancia entre ellas. Se consigue con ello, un fuselaje trasero con una zona de introducción de las cargas de los estabilizadores de cola optimizado estructuralmente.
En otras realizaciones preferentes de Ia invención el primer herraje también comprende laminados en forma de omega unidos a los lados interiores o exteriores de sus paredes laterales. Se consigue con ello, un fuselaje trasero con una zona de introducción de las cargas de los estabilizadores de cola con un herraje para Ia recepción de las cargas del estabilizador horizontal optimizado estructuralmente.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se harán evidentes de Ia siguiente descripción detallada de realizaciones ilustrativas de su objeto junto con las figuras adjuntas.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 es una vista esquemática de Ia estructura de Ia zona de introducción de carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola en el fuselaje trasero ("rear end") de una aeronave.
Las Figuras 2 y 3 son vistas en perspectiva de un conjunto herraje metálico con cajón de torsión metálico unido a cuadernas metálicas conocido en Ia técnica y utilizado en Ia zona de introducción de carga del fuselaje trasero de una aeronave.
Las Figuras 4a y 4b son vistas en perspectiva de Ia estructura de Ia zona de introducción de carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola en el fuselaje trasero de una aeronave según Ia presente invención que ilustran tanto Ia configuración del conjunto de Ia estructura como Ia de sus elementos fundamentales: las cuadernas de carga y los herrajes para Ia recepción de las cargas del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola.
La Figura 5 es una vista en perspectiva de una cuaderna de carga utilizada en Ia estructura de Ia zona de introducción de carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola en el fuselaje trasero de una aeronave según Ia presente invención y las Figuras 6a y 6b son vistas esquemáticas de su sección transversal en dos realizaciones de Ia invención.
Las Figuras 7a y 7b son, respectivamente, una vista en perspectiva y una vista lateral del herraje de recepción de Ia carga del estabilizador horizontal utilizado en Ia estructura de Ia zona de introducción de carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola en el fuselaje trasero de una aeronave según Ia presente invención.
La Figura 8 es una vista en sección transversal de un herraje de recepción de carga del estabilizador vertical utilizado en Ia estructura de Ia zona de introducción de carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola en el fuselaje trasero de una aeronave según Ia presente invención, unido a una cuaderna de carga y al revestimiento.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
En Ia descripción detallada de Ia invención que pasamos a realizar nos referiremos a aeronaves del tipo del Airbus A320 en las que el fuselaje trasero es una parte bien diferenciada del mismo (conocida como Sección 19). En todo caso, a los efectos de Ia presente invención, el término fuselaje trasero debe entenderse como Ia zona posterior ("rear end") del fuselaje afectada por un estabilizador horizontal de cola y un estabilizador vertical de cola.
Siguiendo las Figuras 4a y 4b que muestran Ia zona prevista en el fuselaje trasero para Ia introducción de las cargas del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola, Ia estructura de esa zona según Ia presente invención comprende como elementos básicos las cuadernas 2, 9, siendo las cuadernas 2 cuadernas de carga, el herraje-cajón 3 para Ia recepción de Ia carga del estabilizador horizontal de cola, al que también llamarennos primer herraje 3, y los herrajes 4 para Ia recepción de las cargas del estabilizador vertical de cola, a los que también llamaremos segundos herrajes 4.
Como puede observarse en Ia realización ilustrada en Ia Figura 4a hay seis segundos herrajes 4, cuatro de los cuales están acoplados a las cuadernas de carga 2 y dos a Ia cuaderna 9, aunque en otras realizaciones cabe utilizar un diferente número de segundos herrajes 4.
Todos esos elementos están realizados en materiales compuestos es decir materiales termoestables o termoplásticos reforzados con fibra de carbono (CFRP) o fibra de vidrio (GFRP).
La estructura objeto de Ia presente invención utiliza elementos conocidos individualmente. En ese sentido las solicitudes de patentes WO 2008/092970 y US 2008/0001029, que se incorporan a esta solicitud por referencia, describen realizaciones de las cuadernas 2 y del primer herraje 3. Ahora bien, no es objeto de Ia presente invención ninguno de tales elementos estructurales en sí mismos, como elementos individuales.
La idea básica de Ia invención es proporcionar una estructura cuya geometría proporciona un reparto de cargas que optimiza en peso los diseños metálicos actuales, es decir consigue una distribución de carga óptima con el menor número de elementos posible, realizados todos ellos en material compuesto.
En Ia realización preferente ilustrada en las Figuras 5 y 6a, las cuadernas de carga 2 tienen una sección en forma de π que comprende tres elementos: dos elementos laterales 5a, 5b con almas 5e y faldillas superiores e inferiores 5f, 5g y un elemento de base 5c que une las faldillas inferiores de los dos elementos laterales 5a y 5b de Ia cuaderna 2 y que por tanto cierra Ia sección de dicha cuaderna de carga 2. Como puede observarse claramente en Ia Figura 5, Ia dimensión de las almas 5e es mucho mayor en Ia zona de introducción de cargas del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola que en el resto. La cuaderna de carga 2 podría tener incluso secciones de forma diferente a π en zonas alejadas de Ia zona de introducción de cargas, tales como secciones con un elemento lateral con alma y pie formando 90° y el otro elemento lateral con alma y pie formando un ángulo mayor de 90°, secciones tradicionales en C, J, I e incluso secciones en omega, con una transición y unión adecuadas, tal y como se muestra en Ia propia Figura 5 en Ia parte inferior de Ia cuaderna de carga 2.
En otra realización preferente de Ia presente invención ilustrada en Ia Figura 6b Ia cuaderna de carga 2 podría tener una sección en forma de omega en lugar de en forma de π en Ia zona de introducción de Ia carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola. La diferencia entre ambas secciones radicaría básicamente en que las almas 5e estarían inclinadas un ángulo superior a 90° respecto a sus faldillas inferiores.
Preferiblemente esos tres elementos 5a, 5b y 5c se fabrican por separado, cada uno de ellos con Ia geometría y el espesor necesarios, y Ia estructura de Ia zona de introducción de carga del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola objeto de Ia presente invención puede realizarse con dichos tres elementos 5a, 5b y 5c separados procediendo a las uniones necesarias tanto entre ellos como con los primeros y segundos herrajes 3, 4 y con el revestimiento 8 durante el montaje de Ia estructura.
También se puede proceder en una primera fase al montaje de las cuadernas de carga 2 uniendo el elemento de base 5c a dichos elementos laterales 5a, 5b y montar Ia estructura con las cuadernas de carga 2 como piezas unitarias.
Una ventaja de Ia primera opción es que se facilitan algunas operaciones de montaje antes de completar el "cierre" de las cuadernas de carga 2 uniendo el elemento de base 5c a los elementos laterales 5a, 5b.
En una realización preferente de Ia presente invención ilustrada en las Figuras 7a y 7b el primer herraje 3 está configurado para sujetar y permitir el trimado del estabilizador horizontal de cola que se acopla el conjunto motor/husillo. La cogida primaria consta de dos paredes laterales 6a, 6b y una cubierta 6e junto con dos laminados en forma de omega 6c, 6d que se unen a los lados exteriores de las paredes laterales 6a, 6b. El primer herraje 3 se une a las cuadernas de carga 2 mediante los angulares 6f.
En otra realización preferente del primer herraje 3, ilustrada en Ia Figura 4b, los laminados en forma de omega están unidos a los lados interiores de las paredes laterales.
La carga aplicada en el primer herraje 3 es principalmente vertical aunque su estructura está diseñada para reaccionar las componentes de carga en las otras dos direcciones que son de una magnitud menor. Ello es posible debido al concepto de unión en cortadura que existe tanto en las cuadernas de carga 2 como en el revestimiento del fuselaje.
Las cargas aplicadas sobre el herraje de husillo se transmiten directamente, a través de los orificios pasantes del primario localizados en las paredes laterales 6a, 6b del primer herraje 3 y en Ia cabeza de los laminados en omega 6c, 6d, a las almas 5e de las cuadernas de carga 2 a las que se unen dichas paredes laterales 6a, 6b. También existen uniones remachadas o pegadas (no mostradas en Ia Figura 7a) para transferir las cargas del secundario a las paredes laterales 6a, 6b del primer herraje 3.
En cuanto a los segundos herrajes 4 para introducir Ia carga del estabilizador vertical, puede observarse en las Figuras que cuatro de ellos están acoplados a las cuadernas de carga 2 en torno al primer herraje 3 y dos de ellos están acoplados a Ia cuaderna 9 contigua a Ia cuaderna 2 más alejada de Ia cola del fuselaje. Como se muestra en Ia Figura 8 los segundos herrajes se unen a las cuadernas 2 y al revestimiento 8. La sección transversal cerrada en forma de π u omega de las cuadernas de carga 2 -y en su caso de Ia cuaderna 9- proporciona una estructura muy apropiada para reaccionar las cargas de cortadura introducidas por dichos segundos herrajes 4 optimizándose también Ia unión de dichos herrajes 4 al transmitirse Ia carga a las dos almas 5e de las cuadernas de carga 2.
Asimismo, Ia cogida de los segundos herrajes 4 a las cuadernas de carga 2 en forma de π u omega disminuye el número de piezas a emplear, pues evita los problemas de excentricidad que existen cuando dichos segundos herrajes 4 van unidos a cuadernas de sección tradicional (J, I, etc.) que obligan a utilizar contraherrajes para una adecuada reacción de las cargas aplicadas sobre el conjunto. Por su parte, el primer herraje 3 estabiliza y rigidiza el conjunto. Con Ia estructura objeto de Ia presente invención Ia relación entre Ia dimensión de los elementos laterales 5a, 5b y el diámetro D (ver Figura 5) de las cuadernas de carga 2 en Ia zona de cogida de los segundos herrajes 4 es significativamente menor del 14-15% habitual en Ia técnica conocida, situándose en un rango entre el 12-13%, Io que supone una gran ventaja especialmente en aviones de pequeña y mediana dimensión, donde se requiere el máximo aprovechamiento del espacio disponible.
Estructuralmente debido a Ia geometría de las cuadernas de carga 2 de sección en π u omega, se está dando un mejor apoyo al revestimiento, haciéndolo más óptimo en cuanto a pandeo y peso, pues, debido a Ia rigidez torsional de Ia sección se puede aumentar el paso entre cuadernas, es decir, se reduce el número de cuadernas. De hecho en una realización preferente de Ia presente invención, se utilizan 5 cuadernas en el fuselaje trasero en lugar de las siete utilizadas en el A320.
Además, las cuadernas de carga 2 con sección en omega presentan Ia ventaja adicional de estar autoestabilizadas, es decir, no necesitan otros elementos para garantizar su estabilidad lateral.
Por su parte, como Ia estructura de Ia zona de introducción de cargas del estabilizador horizontal de cola y del estabilizador vertical de cola comprende dos cuadernas de carga 2 y un número fijo de puntos de introducción de carga de los segundos herrajes 4 se disminuye Ia distancia entre las almas 6e a las que se unen las paredes laterales 6a, 6b del primer herraje 3 Io que provoca que dichas paredes sean de menor longitud, optimizando el fallo por pandeo de dichas paredes laterales.
Entre las ventajas de Ia presente invención respecto a Ia técnica anterior cabe citar las siguientes.
- La zona de introducción de cargas en el fuselaje trasero está estructurada con un menor número de piezas, menos uniones y por tanto menores costes de montaje y fabricación, además de un menor peso de Ia estructura.
- Se mejora Ia distribución de cargas ya que Ia carga del actuador del estabilizador horizontal trimable pasa de forma más directa a las paredes del primer herraje 3 y Ia carga de los segundos herrajes 4 se reacciona de manera más eficiente gracias a Ia sección transversal cerrada en forma de π u omega de las cuadernas de carga 2.
- Se disminuye en particular el número de piezas necesarias para Ia cogida de los segundos herrajes 4 a las cuadernas de carga 2, pues Ia sección en π u omega evita los problemas de excentricidad que existen cuando el herraje va unido a una cuaderna de sección tradicional (J, I, etc.) que obligan a utilizar contraherrajes para una adecuada reacción de las cargas aplicadas sobre el conjunto.
- Se proporciona un mejor apoyo al revestimiento, optimizándolo en cuanto a pandeo y peso, pues, gracias a Ia rigidez torsional de Ia sección en π u omega de las cuadernas de carga 2 se puede aumentar el paso entre cuadernas, o dicho de otra forma, se reduce el número de cuadernas.
- Si se utilizan cuadernas de carga 2 en forma de omega se tiene Ia ventaja de que están autoestabilizadas, por Io que no necesitan otros elementos para garantizar su estabilidad lateral.
Se pueden introducir en Ia realización preferida que hemos descrito aquellas modificaciones que estén comprendidas en el ámbito de las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES
1.- Fuselaje trasero de una aeronave con una zona de introducción de carga de un estabilizador horizontal de cola y de un estabilizador vertical de cola que comprende elementos receptores (3, 4) de las cargas de dichos estabilizadores unidos a elementos estructurales (2, 8, 9) del fuselaje, caracterizado porque: a) dichos elementos estructurales del fuselaje trasero son el revestimiento (8), dos cuadernas de carga (2) contiguas configuradas en al menos dicha zona de introducción de carga con dos elementos laterales (5a, 5b) y un elemento de base (5c) de manera que su sección transversal tenga una forma cerrada, y al menos una tercera cuaderna (9) contigua a una de dichas dos cuadernas de carga (2); b) el elemento receptor de Ia carga del estabilizador horizontal de cola es un primer herraje (3) estructurado como un cajón de torsión, con unas paredes laterales (6a, 6b) y una cubierta (6e), dispuesto transversalmente entre dichas cuadernas de carga (2) y unido a ellas, y los elementos receptores de las cargas del estabilizador vertical de cola son unos segundos herrajes (4) acoplados a dichas cuadernas (2, 9); c) dichas cuadernas (2, 9) y dichos primeros y segundos herrajes (3, 4) están realizados íntegramente en material compuesto.
2.- Fuselaje trasero de una aeronave según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque Ia sección transversal de dichas cuadernas de carga (2) tiene forma de n.
3.- Fuselaje trasero de una aeronave según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque Ia sección transversal de dichas cuadernas de carga (2) tiene forma de omega.
4.- Fuselaje trasero de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -3, caracterizado porque dichas cuadernas de carga (2) están conformadas como piezas unitarias, con sus elementos configuradores (5a, 5b, 5c) unidos previamente a su montaje en el fuselaje.
5.- Fuselaje trasero de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizado porque los elementos configuradores (5a, 5b, 5c) de dichas cuadernas de carga (2) están conformados por separado y se unen durante el montaje en el fuselaje.
6.- Fuselaje trasero de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -5, caracterizado porque Ia relación entre Ia altura de los dos elementos laterales (5a, 5b) y el diámetro (D) de las cuadernas de carga (2) en Ia zona de cogida de los segundos herrajes (4) está comprendida entre el 12- 13%.
7.- Fuselaje trasero de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -6, caracterizado porque el número total de cuadernas (2, 9) del mismo es de 5.
8.- Fuselaje trasero de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-7, caracterizado porque dicho primer herraje (3) también comprende laminados en forma de omega (6c, 6d) unidos a los lados exteriores de sus paredes laterales (6a, 6b).
9.- Fuselaje trasero de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-8, caracterizado porque dicho primer herraje (3) también comprende laminados en forma de omega (6c, 6d) unidos a los lados interiores de sus paredes laterales (6a, 6b).
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