WO2013057355A2 - Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado - Google Patents

Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado Download PDF

Info

Publication number
WO2013057355A2
WO2013057355A2 PCT/ES2012/070731 ES2012070731W WO2013057355A2 WO 2013057355 A2 WO2013057355 A2 WO 2013057355A2 ES 2012070731 W ES2012070731 W ES 2012070731W WO 2013057355 A2 WO2013057355 A2 WO 2013057355A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuselage
section
aircraft
aircraft according
support structure
Prior art date
Application number
PCT/ES2012/070731
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2013057355A3 (es
Inventor
Esteban MARTINO GONZÁLEZ
Eduardo VINUÉ SANTOLALLA
Diego FOLCH CORTÉS
Pablo GOYA ABAURREA
Enrique GUINALDO FERNÁNDEZ
Julien Guillemaut
Original Assignee
Airbus Operations S.L.
Airbus Operations Sas
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 Airbus Operations S.L., Airbus Operations Sas filed Critical Airbus Operations S.L.
Priority to EP12806063.9A priority Critical patent/EP2774839B1/en
Priority to CN201280051361.8A priority patent/CN104066647B/zh
Priority to ES12806063.9T priority patent/ES2592633T3/es
Publication of WO2013057355A2 publication Critical patent/WO2013057355A2/es
Publication of WO2013057355A3 publication Critical patent/WO2013057355A3/es

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
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; 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
    • B64C1/061—Frames
    • 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
    • B64C1/061—Frames
    • B64C1/062—Frames specially adapted to absorb crash loads
    • 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
    • B64C1/0685—Tail cones
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a section of the fuselage resistant to impacts of external bodies and tolerant of damage caused by them and more particularly to a section of the fuselage of an aircraft driven by engines with rotating blades in which the blades or other remains of the engine they can break off and damage that section of the fuselage.
  • One of the problems posed by engines that contain external rotating blades when installed in an aircraft is related to failure events such as a Shovel Separation event (that is, an event in which an external shovel of one of the engines is separates and hits the fuselage), a Discovered Engine Rotor Failure event (that is, an event in which a part of the engine rotor breaks, separates from it and hits the fuselage, which can also occur in conventional engines turboprop in which the rotor blades are not discovered but housed by a rotor cover) or an event in which any other engine with great energy can break off and hit the fuselage.
  • a Shovel Separation event that is, an event in which an external shovel of one of the engines is separates and hits the fuselage
  • a Discovered Engine Rotor Failure event that is, an event in which a part of the engine rotor breaks, separates from it and hits the fuselage, which can also occur in conventional engines turboprop in which the rotor blades are not discovered but housed by a rotor cover
  • That increased torsion load becomes particularly important when damage occurs in the structure of the rear fuselage, as is the case when engines are installed in the rear of the aircraft.
  • These loads have to be supported by a weakened damaged fuselage, in particular the torsion resistance is considerably reduced because the resistant section goes from having a closed intact section very effective for torsion to having a damaged open section with a reduced resistance capacity to torsion
  • a similar situation occurs when the aircraft is subject to damage caused by impacts from other discrete sources of high energy such as the release of ice formed on the engine blades or the detachment of a fragment of the aircraft such as, for example, a trap or a tire rest.
  • a similar situation also occurs when an external object hits the fuselage with great energy, such as in the case of a bird impact, a severe impact of hail in flight or even an impact of a ballistic projectile.
  • the weight is a fundamental aspect in the aeronautical industry and therefore it is a current trend the replacement of metallic materials by composite materials even in primary structures.
  • thermosetting or thermoplastic resin matrix in the form of prepreg or "prepeg” material.
  • WO 2009/068638 describes an impact resistant fuselage made of composite materials comprising an outer shell and an inner shell, both of which are joined together by means of radial elements, thereby configuring a multi-cellular structure that provides the required torsional strength in the rear of said aircraft.
  • the present invention is also directed to the satisfaction of the demand of the aviation industry related to fuselages made with impact-resistant and damage-tolerant composite materials and proposes a different solution to that described in WO 2009/068638.
  • these and other objectives are met with a section of the fuselage of an aircraft subject to impacts from external bodies, the fuselage of the aircraft having a curved shape with at least one plane of vertical symmetry (AA) and a central longitudinal axis and comprising a lining and a plurality of frames arranged perpendicularly to said longitudinal axis, said fuselage section also comprising at least one internal reticular structure mounted on a support structure that includes longitudinal beams attached to the liner and interconnected with said frames, said said arrangement being arranged internal reticular structure to create at least one closed cell with the coating to improve its impact resistance and its tolerance to damage.
  • AA plane of vertical symmetry
  • said fuselage section also comprising at least one internal reticular structure mounted on a support structure that includes longitudinal beams attached to the liner and interconnected with said frames, said
  • said section of the fuselage also comprises additional longitudinal beams to the beams belonging to said support structure attached to the liner and interconnected with said frames.
  • a section of the fuselage is achieved that combines a reinforcement directed at increasing the torsional strength of the fuselage (the internal reticular structure) and a reinforcement directed at improving the flexural strength of the fuselage (the longitudinal beams).
  • the support structure of said internal reticular structure is formed by a set of beams and frames and said internal reticular structure is disposed on said support structure substantially parallel to the lining.
  • a section of the fuselage is achieved with a reinforcement that, on the one hand, contributes to the increase of torsional resistance in the undamaged areas of the fuselage section and, on the other hand, contributes to the reduction of energy of the body in the damaged areas of the fuselage section.
  • the support structure of said internal reticular structure is formed by two beams and transverse elements between them. In this way a section of the fuselage is achieved with a reinforcement mainly intended to increase the torsional resistance in the undamaged areas of the fuselage due to high energy impacts.
  • said support structure may be configured to provide a completely flat support surface or a flat polygonal support surface or a curved support surface to said reticular structure internal Three different configurations of the support surface of the internal reticular structure are thus provided to facilitate its incorporation into the particular section of the fuselage subjected to the impact of a body of given characteristics.
  • the internal reticular structure may be formed by panels of a composite material or a metallic material, including two elements resistant in two different directions to the directions of the traces of the members of the support structure that are attached to it by appropriate joining means, or by discrete elements such as bars, cables or tapes of suitable materials oriented in one or two directions different from the directions of the traces of the members of the support structure.
  • four different embodiments of the internal reticular structure are provided to facilitate the implementation of the internal reticular structure in the particular section of the fuselage affected by an impact of a body of given characteristics.
  • said liner, said frames and said beams are made of a composite material.
  • a section of the fuselage is provided, resistant to impact and tolerant of damage, the structural elements of which are made of a composite material.
  • said impact of an external body is one or more of the following: an impact of a part detached from the propulsion system of the aircraft (including the impact of ice detached from an engine blade), the impact of detached remains of the aircraft, a bird impact, an impact of severe hail in flight, an impact of a ballistic projectile or an impact of other objects with great energy. Is achieved thereby sections of the fuselage affected by impacts that cause serious damage resistant to impact and tolerant of damage.
  • the aforementioned objects are achieved with an aircraft provided with a propulsion system located at the rear of the aircraft and a handle behind the propulsion system comprising a section of the fuselage of an aircraft at its rear affected by impacts of parts detached from said propulsion system having any of the aforementioned characteristics.
  • FIGS. 1 a and 1 b are, respectively, schematic side and plan view of the rear of an aircraft whose fuselage is equipped with a propulsion system.
  • Figures 2a and 2b illustrate, respectively, a possible trajectory of a blade detached from the propulsion system of the aircraft and the damage caused in the fuselage of the aircraft.
  • Figures 3a and 3b are, respectively, schematic side and plan views of the rear of an aircraft illustrating the section of the fuselage affected by a blade separated from the aircraft's propulsion system.
  • Figures 4a, 4b and 5a, 5b illustrate two cases of damage in which the torsional strength and flexural strength of the fuselage is considerably reduced.
  • Figures 6a and 6b are, respectively, schematic side and plan view of the rear of an aircraft that has a section of the fuselage affected by possible impacts of a blade separated from the system of Aircraft propulsion provided with an internal reticular structure substantially parallel to the liner according to the present invention.
  • Figure 7a is a schematic cross-sectional view of a section of the fuselage according to an embodiment of the present invention and Figure 7b is a partial side view on the plane A-A.
  • Figures 8a, 8b are schematic views illustrating the arrangement of an internal reticular structure on a support structure in a section of the fuselage according to the present invention.
  • Figure 9 is a schematic view illustrating an internal reticular structure comprising in each frame of the support structure a set of discrete elements.
  • Figure 10a is a perspective view of an internal reticular structure mounted on a frame of a support structure parallel to the fuselage lining in a section of the fuselage according to the present invention and Figure 10b is a plane view B-B.
  • Figures 1 1 a, 1 1 b, 12a, 12b, 13a, 13b illustrate the behavior of a section of the fuselage with an internal reticular structure parallel to the liner according to the present invention subjected to three different impacts.
  • Figures 14a, 14b, 14c and 14d are cross-sectional views of four embodiments of a section of the fuselage with an internal reticular structure parallel to the liner.
  • Figures 15a and 15b are schematic views of an internal reticular structure formed by panels mounted on a frame of a support structure.
  • Figures 16a and 16b are schematic views of an internal reticular structure formed by bars mounted on a frame of a support structure.
  • Figure 17 is a schematic view of an internal reticular structure formed by cables mounted on a frame of a support structure.
  • Figures 18a and 18b are schematic views of an internal reticular structure formed by tapes mounted on a frame of a support structure.
  • Figures 19a, 19b, 19c are, respectively, schematic side, plan and cross-sectional views of the rear part of an aircraft having a section of the fuselage affected by possible impacts of a blade separated from the aircraft propulsion system with a horizontal internal reticular structure according to the present invention.
  • Figure 19d is a partial side view on the plane A-A of Figure 19c.
  • Figure 20a is a schematic view of a cross section of the rear part of an aircraft having a section of the fuselage affected by possible impacts of a blade separated from the propulsion system of the aircraft provided with a vertical internal grid structure according to the present invention.
  • Figure 20b is a schematic view of the cross section of the rear part of an aircraft having a section of the fuselage affected by possible impacts of a blade separated from the propulsion system of the aircraft with two internal reticular structures.
  • Figure 21 a is a cross-sectional view of the rear of an aircraft having a section of the fuselage affected by possible impacts of a blade separated from the propulsion system of the aircraft with a polygonal internal reticular structure according to the present invention.
  • Figure 21 b is a partial side view on the plane A-A of Figure 21 a.
  • Figure 22 is a cross-sectional view of the rear of an aircraft having a section of the fuselage affected by possible impacts of a blade separated from the propulsion system of the aircraft with an internal curved reticular structure according to the present invention.
  • the present invention relates to any section of the fuselage affected by an impact of a body capable of causing significant damage to the fuselage, the following detailed description of the invention will refer to a section of the rear fuselage affected by the impact of a body such as a shovel or other remains detached from a propulsion system located at the rear of the fuselage.
  • the instep comprises a vertical tail stabilizer 21 and a horizontal upper tail stabilizer 23 behind the propulsion system 13.
  • a detached blade can follow a path 1 1 impacting the rear fuselage 31 and causing great damage 12.
  • Figures 3a and 3b show the section of the fuselage 32 of the rear fuselage 31 affected by the risk of being hit by a detached blade 15, taking into account all its possible trajectories.
  • Figures 4a, 4b and 5a, 5b illustrate, respectively, the great damage 12 produced in the section of the fuselage 32 by a separate blade following two different paths 1 1.
  • the fuselage section 32 initially has an intact closed shape and after impact it has an open shape because a part of the fuselage section 32 has been eliminated by considerably reducing both the torsional strength and the flexural strength of the fuselage. This can cause a dangerous situation for the safety of the aircraft in the "mission to get home" after the impact of the blade.
  • the basic idea of the present invention is to add to a section of the fuselage of conventional structure, such as a reinforced lining with longitudinal stringers plus transverse frames (or a lining of a sandwich structure plus transverse frames), affected by an impact of a body , an internal reticular structure mounted on a support structure, which includes longitudinal beams attached to the cladding and interconnected with said frames, creating closed cells with the cladding and its supporting structure to improve its resistance and its tolerance for damage against said impact.
  • the section of the fuselage 32 affected by an impact of a detached blade comprises a liner 35 reinforced with longitudinal stringers (not shown), more transverse frames 37 and an internal reticular structure 51 mounted on a support structure formed by said frames 37 and longitudinal beams 39 attached to the liner 35 and interconnected with said frames 37.
  • said internal reticular structure 51 is formed by different elements arranged in two directions that form predetermined angles (preferably +45 and -45 degrees) with the members of the support structure 41 so that they can react against the angular distortion of said support structure 41 generating internal compression and / or tensile loads in said elements as shown in the arrows of Figure 8b.
  • the internal reticular structure 51 can also be formed by different elements arranged in one direction at a predetermined angle (preferably +45 or -45 degrees) with the members of the support structure 41.
  • Figure 9 shows another embodiment of an internal reticular structure 51 formed by a set of discrete elements arranged in a more distributed way, following two directions forming predetermined angles (preferably +45 and -45 degrees) with the members of the support structure 41 .
  • Said internal reticular structure 51 is mounted on the support structure 41 formed by beams 39 and frames 37 with a displacement with respect to the lining 35 thus forming closed cells with the lining 35, the beams 39 and the frames 37 as shown in the Figures 10a and 10b, which is very effective in resisting the torsional moment loads.
  • the longitudinal beams 39 also provide the additional bending inertia to the section of the fuselage that is needed to restore the flexural strength after damage. They also act as stops to stop damage from cracks in the lining 35 and as reinforcements in the cutting areas to prevent the spread of damage to the undamaged areas of the fuselage.
  • the first impacted cell 75 can stop the body by elastically deforming without breaking or collapsing if the body's energy is sufficient, which reduces damage in The rest of the fuselage.
  • a section of the fuselage 32 according to the present invention increases its resistance to high energy or low energy impacts and also improves its residual resistance when large damages occur by improving the overall safety of the aircraft with a minimal increase in weight.
  • the configuration of the fuselage section 32 according to the invention will depend on the expected damage caused by the impact of a blade or other debris detached from the propulsion system.
  • the internal reticular structure 51 completely covers the internal perimeter of the frames 37 and includes eight longitudinal beams 39 strategically located in the perimeter for the generation of reinforcements that are more efficient to resist impact, in function of its size and trajectory. Therefore, eight closed cells 75 are generated.
  • the internal reticular structure 51 partially covers the internal perimeter of the frames 37 creating one or two cells 75.
  • the section of the fuselage 32 includes beams additional 39 to those that are members of the support structure of said internal reticular structure 51.
  • the position of said internal reticular structure 51 and said longitudinal beams 39 is determined so that there is the maximum probability that the body path leaves at least one closed cell 75 formed by the internal reticular structure 51 with the liner 35 not damaged.
  • the section of the fuselage 32 according to the invention can withstand the impact of a body of expected size and trajectories by adding to a conventional fuselage structure a reinforcing structure of minimum weight and maximum efficiency.
  • Said internal reticular structure 51 can be formed, as shown in Figures 15a and 15b, by lightened panels 61, which can be made of a composite mat, in a light metallic mat or in another high-strength material, comprising two resistant elements 63, 63 'preferably oriented at + -45 ° with respect to the frames 37 and attached to the support structure 41 by means of rivets 87 or any other appropriate means.
  • the lightened panel 61 It has a rectangular shape, while in the embodiment shown in Figure 15b it has a cross shape.
  • Said internal reticular structure 51 may also be formed, as shown in Figures 16a and 16b by bars 65, 65 'that may be made of a composite mat, in a light metal alloy or in another high strength material, preferably oriented to + -45 ° with respect to the frames 37.
  • bars 65, 65 ' are attached to the support structure 41 by means of rivets 87.
  • Said internal reticular structure 51 may also be formed, as shown in Figure 17, by cables 67, 67 ', which may be made of one of the following materials: carbon, steel, nylon or other high strength material such as Kevlar ® or aramid, preferably oriented at + -45 ° with respect to the frames 37 and attached to the support structure 41 through appropriate accessories 90.
  • cables 67, 67 ' which may be made of one of the following materials: carbon, steel, nylon or other high strength material such as Kevlar ® or aramid, preferably oriented at + -45 ° with respect to the frames 37 and attached to the support structure 41 through appropriate accessories 90.
  • Said internal reticular structure 51 may also be formed, as shown in Figures 18a and 18b, by tapes 69, 69 'which may be made of discrete fibers or threads in one of the following materials: carbon, steel, nylon or other material of high strength such as Kevlar® or aramid, preferably oriented at + -45 ° with respect to the frames 37.
  • tapes 69, 69 ' which may be made of discrete fibers or threads in one of the following materials: carbon, steel, nylon or other material of high strength such as Kevlar® or aramid, preferably oriented at + -45 ° with respect to the frames 37.
  • the tapes 69, 69 ' are attached to the support structure 41 through accessories 90.
  • the section of the fuselage 32 affected by an impact of a detached blade comprises a stiffened liner 35 with longitudinal lengths (not shown) and transverse frames 37 and a flat internal reticular structure 53 mounted on a support structure 43 formed by two beams 39 and transverse elements 34 between them delimiting a cell 75 with the liner 35.
  • the section of the fuselage 32 is also composed of two separate beams 39 of said internal reticular structure 53.
  • the fuselage section 32 comprises a vertical internal reticular structure 53 that delimits a cell 75 with the liner 35.
  • the fuselage section 32 is also composed of two separate beams 39 of said internal reticular structure 53.
  • the fuselage section 32 consists of two flat internal reticular structures 53 thus delimiting four cells 75 with the liner 35.
  • the internal reticular structure 53 has a polygonal configuration delimiting a cell 75 with the liner 35e and the support structure 43 also comprises longitudinal elements 36 interconnected with the transverse elements 34.
  • the internal reticular structure 53 has a curved configuration delimiting a cell 75 with the coating.
  • the support structure 71 also comprises longitudinal elements 36 interconnected with the transverse elements 34.
  • the position of said internal reticular structure 53 and said beams 39 is determined so that there is the maximum probability that the body path leaves at least one closed cell 75 formed by the internal reticular structure 53 with the liner 35 not damaged.
  • the section of the fuselage 32 according to the invention can withstand the impact of a body of expected size and trajectories by adding to a conventional fuselage structure a reinforcing structure of minimum weight and maximum efficiency.
  • the internal reticular structure 53 may be formed with the same mentioned panels of 61, bars 65, 65 ', cables 67, 67' and tapes 69, 69 'mentioned above for the internal reticular structure 51.
  • the present invention also comprises embodiments by combining in the fuselage section of 32 affected by an impact of an outer body the internal reticulated structures 51, 53 mentioned above and longitudinal beams 39 separated properly distributed to withstand the expected damage due to said impact.
  • the multi-cell structure of the fuselage section 32 stiffens the frames 37 and reduces the noise caused by the propulsion system 13 that propagates through the liner 35 and reaches the booth of passengers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Buildings Adapted To Withstand Abnormal External Influences (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado. Se refiere a una sección (32) del fuselaje de una aeronave sometida a impactos de cuerpos externos, teniendo el fuselaje de la aeronave una forma curva con al menos un plano de simetría vertical (A-A) y un eje longitudinal central y comprendiendo un revestimiento (35) y una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal, comprendiendo también dicha sección (32) del fuselaje al menos una estructura reticular interna (51, 53) montada sobre una estructura de soporte (41, 43) que incluye vigas longitudinales (39) unidas al revestimiento (35) e interconectadas con dichas cuadernas (37), estando dispuesta dicha estructura reticular interna (51, 53) para crear al menos una celda cerrada (75) con el revestimiento (45) para mejorar su resistencia y su tolerancia al daño respecto a dichos impactos.

Description

FUSELAJE DE AERONAVE RESISTENTE AL IMPACTO Y TOLERANTE AL DAÑO MEJORADO
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a una sección del fuselaje resistente a impactos de cuerpos externos y tolerante al daño causado por ellos y más particularmente a una sección del fuselaje de una aeronave accionada por motores con palas rotatorias en el que las palas u otros restos del motor pueden desprenderse y dañar dicha sección del fuselaje.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN Se conocen aeronaves comerciales y militares (ATR, C295, A400M etc . .) accionadas por motores que contienen palas rotatorias externas, llamadas hélices, localizados en el ala. En otros casos (CBA vector 123, SARA, AVANTI, 7J7) dichos motores están situados en la parte trasera de la aeronave.
Uno de los problemas planteados por motores que contienen palas rotatorias externas cuando se instalan en una aeronave está relacionado con eventos de fallo tales como un evento de Separación de Pala (es decir, un evento en el que una pala externa de uno de los motores se separa y golpea el fuselaje), un evento de Fallo del Rotor del Motor Descubierto (es decir, un evento en el que una parte del rotor del motor se rompe, se separa de él y golpea el fuselaje, que también puede ocurrir en motores convencionales turbohélice en el que las palas del rotor no están descubiertas sino albergadas por una cubierta del rotor) o un evento en el que cualquier otro resto del motor con gran energía puede desprenderse y golpear el fuselaje.
Estos eventos pueden generar grandes daños en los que se eliminan zonas considerables de la estructura del fuselaje y pueden provocar una situación peligrosa para la segundad de la aeronave. Los requerimientos de certificación son muy restrictivos en relación con la segundad en dichos eventos y orientan el diseño del fuselaje para que resista esos eventos de daños y garantice la continuación de un vuelo y un aterrizaje seguros evitando un accidente catastrófico (es decir, el fuselaje debe ser un fuselaje resistente al impacto y tolerante a grandes daños).
Cuando se produce un fallo de un motor pueden desprenderse restos con gran energía e impactar en el fuselaje. El fuselaje tiene que resistir ese impacto y también tiene que soportar las cargas que aparecen después con una resistencia reducida de la estructura tras la producción del daño. Esas cargas se generan en la misión de continuación de un vuelo seguro y el aterrizaje en aeropuerto más cercano (la llamada "misión de llegar a casa").
Uno de los casos de carga característicos de esta "misión de llegar a casa" es una consecuencia del fallo en el motor. En esta situación de emergencia, la aeronave opera con un solo motor lo que genera un empuje hacia delante fuera del plano de simetría de la aeronave. Este empuje causa un momento de guiñada que puede ser compensado con una fuerza aerodinámica lateral provocada por el estabilizador vertical de cola del empenaje, de manera que la aeronave puede continuar establemente la navegación. Como el estabilizador vertical de cola está situado encima del fuselaje trasero, esta fuerza lateral aerodinámica genera una torsión sobre el fuselaje trasero.
Ese aumento de la carga de torsión se vuelve particularmente importante cuando los daños se producen en la estructura del fuselaje trasero, como es el caso cuando los motores están instalados en la parte trasera de la aeronave. Estas cargas tienen que ser soportadas por un fuselaje dañado debilitado, en particular la resistencia a la torsión se reduce considerablemente porque la sección resistente pasa de tener una sección intacta cerrada muy eficaz para la torsión a tener una sección dañada abierta con una capacidad reducida de resistencia a la torsión.
En el caso de que los motores estén instalados en el ala, puede producirse un daño en el fuselaje central enfrente del ala. En esta zona del fuselaje, la situación también puede ser peligrosa, aunque no tan crítica como cuando están instalados en la parte trasera, porque no hay ningún aumento de la carga de torsión procedente del empenaje.
Otras cargas que también aparecen en la "misión de llegar a casa" proceden de las maniobras, las ráfagas y la inercia que también causan momentos importante de flexión y torsión en las secciones del fuselaje.
Una situación similar se presenta cuando la aeronave está sometida a los daños causados por impactos de otras fuentes discretas de gran energía tales como el desprendimiento de hielo formado en las palas del motor o el desprendimiento de un fragmento de la aeronave como, por ejemplo, una trampa o un resto de neumático.
Una situación similar también se presenta cuando un objeto externo golpea el fuselaje con gran energía, como por ejemplo en el caso de un impacto de pájaro, un severo impacto de granizo en vuelo o incluso un impacto de un proyectil balístico.
Estos eventos pueden generar también "grandes daños" en secciones específicas del fuselaje, en las que un área considerable de la estructura del puede ser eliminada dando lugar también a una situación peligrosa para la segundad de la aeronave.
Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la industria aeronáutica y por ello es una tendencia actual la sustitución de materiales metálicos por materiales compuestos incluso en estructuras primarias.
Los materiales compuestos más utilizados en la industria aeronáutica son los consistentes en fibras o haces de fibra embebidos en una matriz de resina termoestable o termoplástica, en forma de material preimpregnado o "prepeg".
Sus principales ventajas se refieren a:
- Su elevada resistencia específica respecto a los materiales metálicos. Se trata de la ecuación resistencia/peso.
- Su excelente comportamiento ante cargas de fatiga.
- Las posibilidades de optimización estructural gracias a la anisotropía del material y la posibilidad de combinar fibras con diferentes orientaciones, permitiendo el diseño de elementos con diferentes propiedades mecánicas, ajustadas a las diferentes necesidades en términos de cargas aplicadas.
Las desventajas de los materiales compuestos en comparación con los materiales metálicos convencionales de peso ligero como el aluminio, son su baja resistencia al impacto y su baja capacidad de tolerancia al daño. El comportamiento plástico de los materiales metálicos no está presente en los materiales compuestos y no son capaces de absorber grandes cantidades de energía de deformación cuando se deforman.
Existe por tanto, una necesidad de estructuras del fuselaje hechas de materiales compuestos capaces de satisfacer los requisitos antes mencionados.
WO 2009/068638 describe un fuselaje resistente al impacto hecho con materiales compuestos que comprende un revestimiento exterior y un revestimiento interior, estando ambos revestimientos unidos por medio de elementos radiales con lo que se configura una estructura multi-celular que proporciona la resistencia torsional requerida en la parte trasera de dichas aeronaves.
La presente invención también está dirigida a la satisfacción de la demanda de la industria aeronáutica relativa a fuselajes hechos con materiales compuestos resistentes al impacto y tolerantes a daños y propone una solución diferente a la descrita en WO 2009/068638.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Es un objeto de la presente invención proporcionar un fuselaje de una aeronave con una sección sometida a impactos de cuerpos externos que pueden causar un daño significativo en el fuselaje con un fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño en dicha sección.
Es otro objeto de la presente invención proporcionar una aeronave propulsada por motores con palas giratorias con un fuselaje resistente al impacto y tolerante al daños en la sección afectada por impactos hipotéticos de palas u otros restos del motor desprendidos de dichos motores. En un aspecto, estos y otros objetivos se cumplen con una sección del fuselaje de una aeronave sometida a impactos de cuerpos externos, teniendo el fuselaje de la aeronave una forma curva con al menos un plano de simetría vertical (A-A) y un eje longitudinal central y comprendiendo un revestimiento y una pluralidad de cuadernas dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal, comprendiendo también dicha sección del fuselaje al menos una estructura reticular interna montada sobre una estructura de soporte que incluye vigas longitudinales unidas al revestimiento e interconectadas con dichas cuadernas, estando dispuesta dicha estructura reticular interna para crear al menos una celda cerrada con el revestimiento para mejorar su resistencia al impacto y su tolerancia al daño.
En realizaciones de la invención, dicha sección del fuselaje también comprende vigas longitudinales adicionales a las vigas que pertenecen a dicha estructura de soporte unidas al revestimiento e interconectadas con dichas cuadernas. De esta manera se consigue una sección del fuselaje que combina un refuerzo dirigido a aumentar la resistencia a la torsión del fuselaje (la estructura reticular interna) y un refuerzo dirigido a mejorar la resistencia a la flexión del fuselaje (las vigas longitudinales).
En realizaciones de la sección del fuselaje de la invención, la estructura de soporte de dicha estructura reticular interna está formada por un conjunto de vigas y cuadernas y dicha estructura reticular interna está dispuesta sobre dicha estructura de soporte sustancialmente paralela al revestimiento. De esta manera se consigue una sección del fuselaje con un refuerzo que, por un lado, contribuye al aumento de la resistencia a la torsión en las zonas no dañadas de la sección del fuselaje y, por otro lado, contribuye a la reducción de la energía del cuerpo en las zonas dañadas de la sección del fuselaje.
En realizaciones de la invención, la estructura de soporte de dicha estructura reticular interna está formada por dos vigas y elementos transversales entre ellas. De esta manera se consigue una sección del fuselaje con un refuerzo destinado principalmente al aumento de la resistencia a la torsión en las zonas no dañadas del fuselaje por impactos de alta energía. En realizaciones de la sección del fuselaje con una estructura reticular interna cruzando el interior del fuselaje, dicha estructura de soporte puede estar configurada para proporcionar una superficie completamente plana de soporte o una superficie poligonal plana de soporte o una superficie curvada de soporte a dicha estructura reticular interna. Se proporcionan por tanto tres configuraciones diferentes de la superficie de soporte de la estructura reticular interna para facilitar su incorporación a la particular sección del fuselaje sometida al impacto de un cuerpo de unas características dadas.
En realizaciones de la sección del fuselaje de acuerdo con esta invención, la estructura reticular interna puede estar formada por paneles de un material compuesto o un material metálico, incluyendo dos elementos resistentes en dos direcciones diferentes a las direcciones de las trazas de los miembros de la estructura de soporte que están unidos a ella por medios de unión apropiados, o por elementos discretos tales como barras, cables o cintas de materiales adecuados orientados en una o dos direcciones diferentes a las direcciones de las trazas de los miembros de la estructura de soporte. Se proporcionan por tanto cuatro realizaciones diferentes de la estructura reticular interna para facilitar la implementación de la estructura reticular interna en la particular sección del fuselaje afectada por un impacto de un cuerpo de unas características dadas.
En realizaciones de la sección del fuselaje de acuerdo con la invención, dicho revestimiento, dichas cuadernas y dichas vigas están hechas de un material compuesto. De esta manera se proporciona una sección del fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño cuyos elementos estructurales están hechos de un material compuesto.
En realizaciones de la invención, dicho impacto de un cuerpo externo es uno o más de los siguientes: un impacto de una pieza desprendida del sistema de propulsión de la aeronave (incluyendo el impacto de hielo desprendido de una pala del motor), el impacto de restos desprendidos de la aeronave, un impacto de pájaro, un impacto de un severo granizo en vuelo, un impacto de un proyectil balístico o un impacto de otros objetos con gran energía. Se consigue con ello secciones del fuselaje afectadas por impactos que causan graves daños resistentes al impacto y tolerantes a los daños.
En otro aspecto, los objetos antes mencionados se consiguen con una aeronave provista de un sistema de propulsión situado en la parte trasera de la aeronave y un empenaje detrás del sistema de propulsión que comprende una sección del fuselaje de una aeronave en su parte trasera afectada por impactos de piezas desprendidas de dicho sistema de propulsión teniendo cualquiera de las características antes mencionadas.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de su objeto en relación con las Figuras que se acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS Las Figuras 1 a y 1 b son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral y en planta de la parte trasera de una aeronave cuyo fuselaje está equipado con un sistema de propulsión.
Las Figuras 2a y 2b ¡lustran, respectivamente, una posible trayectoria de una pala desprendida del sistema de propulsión de la aeronave y el daño causado en el fuselaje de la aeronave.
Las Figuras 3a y 3b son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral y en planta de la parte trasera de una aeronave que ¡lustran la sección del fuselaje afectada por una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave.
Las Figuras 4a, 4b y 5a, 5b ¡lustran dos casos de daños en los que la resistencia a torsión y las resistencia a flexión del fuselaje se reduce considerablemente.
Las Figuras 6a y 6b son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral y en planta de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave provista de una estructura reticular interna sustancialmente paralela al revestimiento según la presente invención.
La Figura 7a es una vista esquemática en sección transversal de una sección del fuselaje según una realización de la presente invención y la Figura 7b es una vista lateral parcial por el plano A-A.
Las Figuras 8a, 8b son vistas esquemáticas que ¡lustran la disposición de una estructura reticular interna sobre una estructura de soporte en una sección del fuselaje según la presente invención.
La Figura 9 es una vista esquemática que ¡lustra una estructura reticular interna que comprende en cada marco de la estructura de soporte un conjunto de elementos discretos.
La Figura 10a es una vista en perspectiva de una estructura reticular interna montada sobre un marco de una estructura de soporte paralelamente al revestimiento del fuselaje en una sección del fuselaje según la presente invención y la Figura 10b es una vista por e plano B-B.
Las Figuras 1 1 a, 1 1 b, 12a, 12b, 13a, 13b ¡lustran el comportamiento de una sección del fuselaje con una estructura reticular interna paralela al revestimiento según la presente invención sometida a tres impactos diferentes.
Las Figuras 14a, 14b, 14c y 14d son vistas en sección transversal de cuatro formas de realización de una sección del fuselaje con una estructura reticular interna paralela al revestimiento.
Las Figuras 15a y 15b son vistas esquemáticas de una estructura reticular interna formada por paneles montados sobre un marco de una estructura de soporte.
Las Figuras 16a y 16b son vistas esquemáticas de una estructura reticular interna formada por barras montadas en un marco de una estructura de soporte.
La Figura 17 es una vista esquemática de una estructura reticular interna formada por cables montados en un marco de una estructura de soporte. Las Figuras 18a y 18b son vistas esquemáticas de una estructura reticular interna formada por cintas montadas sobre un marco de una estructura de soporte.
Las Figuras 19a, 19b, 19c son, respectivamente, vistas esquemáticas lateral, en planta y en sección transversal de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave con una estructura reticular interna horizontal según la presente invención. La Figura 19d es una vista lateral parcial por el plano A-A de la Figura 19c.
La Figura 20a es una vista esquemática de una sección transversal de la parte trasera de un aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave provista con una estructura reticular interna vertical según la presente invención.
La Figura 20b es una vista esquemática de la sección transversal de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave con dos estructuras reticulares internas.
La Figura 21 a es una vista en sección transversal de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave con una estructura reticular interna poligonal según la presente invención. La Figura 21 b es una vista lateral parcial por el plano A-A de la Figura 21 a.
La Figura 22 es una vista en sección transversal de la parte trasera de una aeronave que tiene una sección del fuselaje afectada por posibles impactos de una pala separada del sistema de propulsión de la aeronave con una estructura reticular interna curvada según la presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN Aunque la presente invención se refiere a cualquier sección del fuselaje afectada por un impacto de un cuerpo capaz de producir un daño importante en el fuselaje, la siguiente descripción detallada de la invención se referirá a una sección del fuselaje trasero afectada por el impacto de un cuerpo tal como una pala u otro resto desprendido de un sistema de propulsión situado en la parte trasera del fuselaje.
En una aeronave que tiene un sistema de propulsión 13 con palas de hélice 15 unido a la parte trasera del fuselaje por medio de pilones delanteros 17 existe el riesgo de sufrir un severo daño en el caso de que una pala de hélice 15 se separe e impacte el fuselaje trasero con gran energía. En la aeronave 1 1 mostrada en las Figuras 1 a y 1 b el empenaje comprende un estabilizador vertical de cola 21 y un estabilizador horizontal de cola superior 23 detrás del sistema de propulsión 13.
Como se muestra en las Figuras 2a y 2b, una pala desprendida puede seguir una trayectoria 1 1 impactar en el fuselaje trasero 31 y producir un gran daño 12.
Las Figuras 3a y 3b muestran la sección del fuselaje 32 del fuselaje trasero 31 afectada por el riesgo de ser impactada por una pala desprendida 15, teniendo en cuenta todas sus posibles trayectorias.
Las Figuras 4a, 4b y 5a, 5b ¡lustran, respectivamente, el gran daño 12 producido en la sección del fuselaje 32 por una pala separada siguiendo dos trayectorias diferentes 1 1 . La sección del fuselaje 32 tiene inicialmente una forma cerrada intacta y después del impacto tiene una forma abierta porque una parte de la sección del fuselaje 32 ha sido eliminada reduciendo considerablemente tanto la resistencia a la torsión como la resistencia a la flexión del fuselaje. Esto puede causar una situación peligrosa para la seguridad de la aeronave en la "misión de llegar a casa" después del impacto de la pala.
Por lo tanto, es esencial diseñar una sección del fuselaje 32 con una resistencia a la torsión y una resistencia a la flexión mejoradas para resistir impactos de alta energía. La ¡dea básica de la presente invención es añadir a una sección del fuselaje de estructura convencional, tal como un revestimiento reforzado con larguerillos longitudinales más cuadernas transversales (o un revestimiento de una estructura sándwich más cuadernas transversales), afectada por un impacto de un cuerpo, una estructura reticular interna montada sobre una estructura de soporte, que incluye vigas longitudinales unidas al revestimiento e interconectadas con dichas cuadernas, creando celdas cerradas con el revestimiento y su estructura de soporte para mejorar su resistencia y su tolerancia al daño frente a dicho impacto.
En la realización mostrada en las Figuras 6a, 6b, 7a y 7b la sección del fuselaje 32 afectada por un impacto de una pala desprendida comprende un revestimiento 35 reforzado con larguerillos longitudinales (no mostrados), más cuadernas transversales 37 y una estructura reticular interna 51 montada en una estructura de soporte formada por dichas cuadernas 37 y unas vigas longitudinales 39 unidas al revestimiento 35 e interconectadas con dichas cuadernas 37.
Como se ¡lustra en las Figuras 8a, 8b, dicha estructura reticular interna 51 está formada por distintos elementos dispuestos en dos direcciones que forman ángulos predeterminados (preferentemente +45 y -45 grados) con los miembros de la estructura de soporte 41 de manera que puedan reaccionar en contra de la distorsión angular de dicha estructura de soporte 41 generando cargas internas de compresión y/o tracción en dichos elementos tal como se muestra en las flechas de la Figura 8b. La estructura reticular interna 51 también puede estar formada por distintos elementos dispuestos en una dirección formando un ángulo predeterminado (preferentemente +45 o -45 grados) con los miembros de la estructura de soporte 41 .
La Figura 9 muestra otra realización de una estructura reticular interna 51 formada por un conjunto de elementos discretos dispuestos en una forma más distribuida, siguiendo dos direcciones formando ángulos predeterminados (preferentemente +45 y -45 grados) con los miembros de la estructura de soporte 41 . Dicha estructura reticular interna 51 está montada sobre la estructura de soporte 41 formada por vigas 39 y cuadernas 37 con un desplazamiento con respecto al revestimiento 35 formando por tanto celdas cerradas con el revestimiento 35, las vigas 39 y las cuadernas 37 como se muestra en las Figuras 10a y 10b, que es muy eficaz para resistir las cargas de los momentos de torsión. Cuando mayor sea el área cubierta por dichas celdas 75 mayor será su eficiencia para resistir dichas cargas.
Además de ser miembros de la estructura de soporte 41 de la estructura reticular interna 51 , las vigas longitudinales 39 también proporcionan la inercia de flexión adicional a la sección del fuselaje que se necesita para restaurar la resistencia a la flexión después de los daños. También actúan como topes para detener daños de grietas en el revestimiento 35 y como refuerzos en las zonas de corte para evitar la propagación de los daños a las áreas no dañadas del fuselaje.
En el caso de un impacto de alta energía, como se muestra en las
Figuras 1 1 a, 1 1 b y 12a, 12b, las células impactadas 75' se eliminan, pero las células restantes 75" y las vigas longitudinales 39 en las áreas no dañadas aseguran una resistencia residual del fuselaje que evita un accidente catastrófico. Las primeras células afectadas 75' pueden absorber energía parcialmente deformándose antes de romperse reduciendo con ello la energía de cuerpo y por lo tanto el daño resultante en el resto del fuselaje. Ejemplos de impactos de alta energía son los producidos por eventos de fallos tales como una pala desprendida del motor o un trozo desprendido del motor.
En el caso de un impacto de menos energía, como se muestra en las Figuras 13a, 13b, la primera celda impactada 75' puede detener el cuerpo deformándose elásticamente sin romperse o colapsándose si la energía del cuerpo es suficiente, lo que reduce el daño en el resto de la fuselaje.
Como resultado, una sección del fuselaje 32 según la presente invención aumenta su resistencia a impactos de alta energía o de baja energía y también mejora su resistencia residual cuando se producen grandes daños mejorando la segundad general de la aeronave con un mínimo incremento de peso. La configuración de la sección del fuselaje 32 según la invención dependerá de los daños esperados causados por el impacto de una pala u otro resto desprendido del sistema de propulsión.
En la realización mostrada en la Figura 14a la estructura reticular interna 51 cubre por completo el perímetro interno de las cuadernas 37 e incluye ocho vigas longitudinales 39 ubicadas estratégicamente en el perímetro para la generación de los refuerzos que son más eficientes para resistir el impacto, en función de su tamaño y trayectoria. Se generan por lo tanto ocho celdas cerradas 75.
En las realizaciones mostradas en las Figuras 14b, 14c y 14d la estructura reticular interna 51 cubre parcialmente el perímetro interno de las cuadernas 37 creando una o dos celdas 75. En las realizaciones mostradas en las Figuras 14c y 14d la sección del fuselaje 32 incluye vigas adicionales 39 a las que son miembros de la estructura de soporte de dicha estructura reticular interna 51 .
La posición de dicha estructura reticular interna 51 y dichas vigas longitudinales 39 se determina de manera que haya las máximas probabilidades de que la trayectoria del cuerpo deje al menos una celda cerrada 75 formada por la estructura reticular interna 51 con el revestimiento 35 no dañado. Como resultado, la sección del fuselaje 32 según la invención puede resistir el impacto de un cuerpo de un tamaño y trayectorias esperados añadiendo a una estructura convencional de fuselaje una estructura de refuerzo de peso mínimo y máxima eficiencia.
Dicha estructura reticular interna 51 se puede formar, como se muestra en las Figuras 15a y 15b, por paneles aligerados 61 , que pueden estar fabricados en un matenal compuesto, en un matenal metálico ligero o en otro material de alta resistencia, comprendiendo dos elementos resistentes 63, 63' orientados preferentemente a +-45° con respecto a las cuadernas 37 y unidos a la estructura de soporte 41 por medio de remaches 87 o cualquier otro medio apropiado. En la realización mostrada en la Figura 15a el panel aligerado 61 tiene una forma rectangular, mientras que en la realización mostrada en la Figura 15b tiene forma de cruz.
Dicha estructura reticular interna 51 también puede estar formada, como se muestra en las Figuras 16a y 16b por barras 65, 65' que pueden estar fabricadas en un matenal compuesto, en una aleación metálica ligera o en otro material de alta resistencia, orientadas preferentemente a +-45° con respecto a las cuadernas 37. En la realización mostrada en la Figura 16a las barras 65, 65' están unidas a la estructura de soporte 41 por medio de remaches 87. En la realización mostrada en la Figura 16b las barras 65, 65' están unidas a la estructura de soporte 41 a través de accesorios apropiados 90.
Dicha estructura reticular interna 51 también puede estar formada, como se muestra en la Figura 17, por cables 67, 67', que pueden estar fabricados en uno de los siguientes materiales: carbono, acero, nylon u otro material de alta resistencia tal como Kevlar® o aramida, orientados preferentemente a +-45° con respecto a las cuadernas 37 y unidos a la estructura de soporte 41 a través de accesorios apropiados 90.
Dicha estructura reticular interna 51 también puede estar formada, como se muestra en las Figuras 18a y 18b, por cintas 69, 69' que pueden estar fabricadas de fibras discretas o hilos en uno de los siguientes materiales: carbono, acero, nylon u otro material de alta resistencia tal como Kevlar® o aramida, orientados preferentemente a +-45° con respecto a las cuadernas 37. En la realización mostrada en la Figura 18a las cintas 69, 69' están unidas a la estructura de soporte 41 a través de accesorios apropiados 90. En la realización mostrada en la Figura 18b el conjunto de cintas 69, 69' están unidas a la estructura de soporte 41 por medio de remaches 87.
En las realizaciones mostradas en las Figuras 19a-19d la sección del fuselaje 32 afectada por un impacto de una pala desprendida comprende un revestimiento 35 rigidizado con largue llos longitudinales (no mostrados) y cuadernas transversales 37 y una estructura reticular interna 53 plana montada sobre una estructura de soporte 43 formado por dos vigas 39 y elementos transversales 34 entre ellas delimitando una celda 75 con el revestimiento 35. La sección del fuselaje 32 también se compone de dos vigas 39 separadas de dicha estructura reticular interna 53.
En la realización de la Figura 20a, la sección del fuselaje 32 comprende una estructura reticular interna 53 vertical que delimita una celda 75 con el revestimiento 35. La sección del fuselaje 32 también se compone de dos vigas 39 separadas de dicha estructura reticular interna 53.
En la realización de la Figura 20b, la sección del fuselaje 32 consta de dos estructuras reticulares internas 53 planas que delimitan por tanto, cuatro celdas 75 con el revestimiento 35.
En la realización mostrada en las Figuras 21 a, 21 b, la estructura reticular interna 53 tiene una configuración poligonal delimitando una celda 75 con el revestimiento 35e y la estructura de soporte 43 también comprende elementos longitudinales 36 interconectados con los elementos transversales 34.
En la realización mostrada en la Figura 22, la estructura reticular interna 53 tiene una configuración curvada delimitando una celda 75 con el revestimiento. La estructura de soporte 71 también comprende elementos longitudinales 36 interconectados con los elementos transversales 34.
Como en el caso de las realizaciones con una estructura reticular interna 51 , la posición de dicha estructura reticular interna 53 y dichas vigas 39 se determina de manera que haya las máximas probabilidades de que la trayectoria del cuerpo deje al menos una celda cerrada 75 formada por la estructura reticular interna 53 con el revestimiento 35 no dañado. Como resultado, la sección del fuselaje 32 según la invención puede resistir el impacto de un cuerpo de un tamaño y trayectorias esperados añadiendo a una estructura convencional de fuselaje una estructura de refuerzo de peso mínimo y máxima eficiencia.
La estructura reticular interna 53 puede estar formada con los mismos mencionados paneles de 61 , barras 65, 65', cables 67, 67' y cintas 69, 69' mencionados anteriormente para la estructura reticular interna 51 .
La presente invención también comprende realizaciones combinando en la sección del fuselaje de 32 afectada por un impacto de un cuerpo exterior las estructuras reticuladas internas 51 , 53 mencionadas anteriormente y vigas longitudinales 39 separadas adecuadamente distribuidas para soportar los daños esperables a causa de dicho impacto.
Resumiendo las contribuciones de las vigas 39 de la sección del fuselaje 32 según la invención, se pueden mencionar las siguientes:
- Incremento de resistencia a flexión del fuselaje en caso de daños importantes del fuselaje.
- Actuar como topes de propagación de daños.
- Actuar como refuerzos en las zonas de corte.
- Actuar como elementos de compresión y flexión para soportar aquellos elementos de la estructura reticular interna 51 , 53, que sólo son capaces de soportar esfuerzos de tracción (es decir, cables y cintas)
- Actuar como absorbedores de la energía del impacto.
- Reducir la energía cinética del cuerpo que impacta por medio de energía de absorción o deformación.
Resumiendo las contribuciones de las estructuras reticulares internas 51 , 53 de la sección del fuselaje 32 según la invención, se pueden mencionar las siguientes:
- Generar celdas cerradas que permanecen en caso de daños que destruyen una zona del fuselaje.
- Aumentar la resistencia a la torsión.
- Actuar como absorbedores de la energía del impacto.
- Reducir la energía cinética del cuerpo que impacta por medio de energía de absorción o deformación.
- Mejorar la estabilidad lateral de las cuadernas.
- Actuar como un suelo de mantenimiento.
- Actuar como una estructura de protección si hay restos desprendidos activos en el interior del fuselaje.
- Actuar como una protección de la estructura primaria frente a daños accidentales que puedan ocurrir dentro de la sección del fuselaje. Como ventajas adicionales de la presente invención cabe indicar que la estructura multi-celda de la sección del fuselaje 32 rigidiza las cuadernas 37 y reduce el ruido causado por el sistema de propulsión 13 que se propaga a través del revestimiento 35 y llega a la cabina de pasajeros.
Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES
1 .- Sección (32) del fuselaje de una aeronave sometida a impactos de cuerpos externos, teniendo el fuselaje de la aeronave una forma curva con al menos un plano de simetría vertical (A-A) y un eje longitudinal central y comprendiendo un revestimiento (35) y una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal, caracterizada porque también comprende al menos una estructura reticular interna (51 , 53) montada sobre una estructura de soporte (41 , 43) que incluye vigas longitudinales (39) unidas al revestimiento (35) e interconectadas con dichas cuadernas (37), estando dispuesta dicha estructura reticular interna (51 , 53) para crear al menos una celda cerrada (75) con el revestimiento (45) para mejorar su resistencia y su tolerancia al daño respecto a dichos impactos.
2.- Sección (32) del fuselaje de una aeronave según la reivindicación 1 , que también comprende vigas longitudinales (39) adicionales a las vigas (39) que pertenecen a dicha estructura de soporte (41 , 43) unidas al revestimiento (37) e interconectadas con dichas cuadernas (37).
3.- Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -2, en la que la estructura de soporte (41 ) está formada por un conjunto de vigas (39) y cuadernas (37).
4. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según la reivindicación 3, en la que la estructura reticular interna (51 ) está dispuesta sobre dicha estructura de soporte (41 ) sustancialmente paralela al revestimiento (51 ).
5. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -2, en la que la estructura de soporte (43) está formada por dos vigas (39) y un conjunto de elementos transversales (34) entre ellas.
6. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según la reivindicación 5, en la que la estructura de soporte (43) está configurada para proporcionar una superficie completamente plana de soporte a dicha estructura reticular interna (53).
7. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según la reivindicación 5, en la que la estructura de soporte (43) también comprende elementos longitudinales (36) interconectados con dichos elementos transversales (34) y está configurada para proporcionar una superficie poligonal plana de soporte a dicha estructura reticular interna (53).
8. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según la reivindicación 5, en la que la estructura de soporte (43) también comprende elementos longitudinales (36) interconectados con dichos elementos transversales (34) y está configurada para proporcionar una superficie curvada de soporte a dicha estructura reticular interna (53).
9. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 3-8, en la que la estructura reticular interna (51 , 53) comprende paneles (61 ) de un material compuesto o un material metálico, incluyendo dos elementos resistentes (63, 63') en dos direcciones diferentes a las direcciones de las trazas de los miembros de la estructura de soporte (41 , 43) que están unidos a ella por medios de unión apropiados.
10. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 3-8, en la que la estructura reticular interna (51 , 53) comprende elementos discretos (65, 65'; 67, 67'; 69, 69') orientados en una o dos direcciones diferentes a las direcciones de las trazas de los miembros de la estructura de soporte (41 , 43) que están unidos a ella por medios de unión apropiados.
1 1 . - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según la reivindicación 10, en la que dichos elementos discretos (65, 65'; 67, 67'; 69, 69') están unidos a las zonas de intersección de los miembros de la estructura de soporte (41 , 43).
12. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 10-1 1 , en la que dichos elementos discretos (65, 65') son barras de un material compuesto, una aleación metálica ligera u otro material de alta resistencia.
13. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 10-1 1 , en la que dichos elementos discretos (67, 67') son cables de uno de los siguientes materiales: carbono, acero, nylon u otro material de alta resistencia tal como Kevlar® o aramida.
14. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 10-1 1 , en la que dichos elementos discretos (69, 69') son cintas de uno de los siguientes materiales: carbono, acero, nylon u otro material de alta resistencia tal como Kevlar® o aramida.
15. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -14, en la que dicho revestimiento (35), dichas cuadernas (37) y dichas vigas (39) están hechos de un material compuesto.
16. - Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -15 en la que dichos impactos de cuerpos externos son uno o más de los siguientes: un impacto de una pieza desprendida del sistema de propulsión de la aeronave, un impacto de una acumulación de hielo, un impacto de un resto desprendido de la aeronave, un impacto de pájaro, un impacto de un severo granizo en vuelo, un impacto de un proyectil balístico.
17.- Aeronave provista de un sistema de propulsión (13) situado en la parte trasera de la aeronave y un empenaje (21 , 23) detrás del sistema de propulsión (13), caracterizada porque comprende una sección (32) del fuselaje en su parte trasera afectada por impactos de piezas desprendidas de dicho sistema de propulsión según cualquiera de las reivindicaciones 1 -15.
PCT/ES2012/070731 2011-10-21 2012-10-19 Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado WO2013057355A2 (es)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12806063.9A EP2774839B1 (en) 2011-10-21 2012-10-19 Improved impact resistant and damage tolerant aircraft fuselage
CN201280051361.8A CN104066647B (zh) 2011-10-21 2012-10-19 冲击抵抗和损坏容限改善的飞行器机身段
ES12806063.9T ES2592633T3 (es) 2011-10-21 2012-10-19 Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ESP201131693 2011-10-21
ES201131693A ES2404946B1 (es) 2011-10-21 2011-10-21 Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2013057355A2 true WO2013057355A2 (es) 2013-04-25
WO2013057355A3 WO2013057355A3 (es) 2013-08-08

Family

ID=47429842

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/ES2012/070731 WO2013057355A2 (es) 2011-10-21 2012-10-19 Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8678314B2 (es)
EP (1) EP2774839B1 (es)
CN (1) CN104066647B (es)
ES (2) ES2404946B1 (es)
WO (1) WO2013057355A2 (es)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2645628T3 (es) * 2011-12-01 2017-12-07 Airbus Operations S.L. Cuaderna altamente cargada de un fuselaje de aeronave con un alma con estructura de celosía
DE102014107404A1 (de) * 2014-05-26 2015-11-26 Airbus Operations Gmbh Druckschott für einen Flugzeugrumpf
CN104571125B (zh) * 2014-12-18 2016-01-27 北京控制工程研究所 一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法
ES2661881T3 (es) * 2014-12-23 2018-04-04 Airbus Operations, S.L. Pala de hélice para motor de aeronave
US10358821B2 (en) * 2015-03-02 2019-07-23 The Boeing Company Thermoplastic truss structure for use in wing and rotor blade structures and methods for manufacture
EP3106381B1 (en) * 2015-06-15 2018-10-24 Airbus Operations, S.L. Aircraft with a protective shield against an engine blade release
US9630702B2 (en) * 2015-06-30 2017-04-25 Rohr, Inc. Noise attenuation for an open rotor aircraft propulsion system
US9725155B2 (en) * 2015-12-30 2017-08-08 General Electric Company Method and system for open rotor engine fuselage protection
JP6768348B2 (ja) 2016-05-26 2020-10-14 三菱重工業株式会社 胴体の断面形状設計方法、設計装置及び設計プログラム
EP3281861B1 (en) * 2016-08-11 2019-10-02 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A rotary wing aircraft with a fuselage that comprises at least one structural stiffened panel
ES2841399T3 (es) * 2016-12-16 2021-07-08 Airbus Operations Sl Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola
EP3375706B1 (en) * 2017-03-15 2022-05-18 Airbus Operations S.L. Impact resistant fuselage
JP7294679B2 (ja) 2017-12-14 2023-06-20 アダプティブ グローバル ソリューションズ、エルエルシー 広域火災を抑制するための耐火性航空機
US11383817B2 (en) 2019-07-19 2022-07-12 The Boeing Company Modular fuselage assemblies for aircraft, aircraft including modular fuselage assemblies, and MEl'hods of assembling modular fuselage assemblies
EP3808650A1 (en) * 2019-10-17 2021-04-21 BAE SYSTEMS plc Packers for use in aircraft assembly
US20220306266A1 (en) * 2019-09-12 2022-09-29 Bae Systems Plc Packers for use in aircraft assembly
CN112660396A (zh) * 2019-10-15 2021-04-16 通用电气公司 用于飞行器的可去除机身护罩
US20210221491A1 (en) * 2019-10-15 2021-07-22 General Electric Company Fuselage shield for an aircraft with an unducted engine
CN113200149B (zh) * 2021-05-18 2023-04-11 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于进气道的固定翼无人机承力结构
CN114611208B (zh) * 2022-03-03 2024-06-21 湖南大学 一种飞行器复合材料机身结构及其设计方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009068638A1 (en) 2007-11-30 2009-06-04 Airbus España S.L. Impact resistant aircraft fuselage

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6612217B1 (en) * 1998-06-02 2003-09-02 Sri International Penetration resistant fabric structures and materials
ATE305881T1 (de) * 1999-12-16 2005-10-15 Airbus Gmbh Strukturbauteil
US6588705B1 (en) * 2001-11-21 2003-07-08 Skepsis Incorporated Security screen device for protecting persons and property
US7997529B2 (en) * 2006-01-19 2011-08-16 The Boeing Company Compliant panel for aircraft
DE102006026169B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102007011627A1 (de) * 2007-01-23 2008-07-31 Airbus Deutschland Gmbh Innenverkleidung für ein Luftfahrzeug
US7866605B2 (en) * 2007-04-24 2011-01-11 The Boeing Company Energy absorbing impact band and method
WO2009048881A2 (en) * 2007-10-12 2009-04-16 Abe Karem Composite bulkhead and skin construction
US7926407B1 (en) * 2007-11-16 2011-04-19 Gerald Hallissy Armor shielding
FR2927606B1 (fr) * 2008-02-15 2010-07-30 Airbus France Fuselage d'aeronef en materiau composite a tenue au crash amelioree
DE102008002117B4 (de) * 2008-05-30 2013-10-31 Airbus Operations Gmbh Verbund und Struktur
DE102009056996B4 (de) * 2009-12-04 2021-10-21 Airbus Defence and Space GmbH Versteifungsstruktur zum Versteifen eines Flächengebildes und Flugzeug
ES2391967B1 (es) * 2010-01-14 2013-10-10 Airbus Operations, S.L. Pilón de soporte de motores de aeronaves.
ES2397875B1 (es) * 2010-03-15 2014-01-27 Airbus Operations, S.L. Método multi-daños para la optimización de un diseño estructural.
ES2398287B1 (es) * 2010-03-29 2014-01-29 Airbus Operations S.L. Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño.
FR2960179A1 (fr) * 2010-05-20 2011-11-25 Airbus Operations Sas Piece structurale composite a rigidite evolutive
US8365803B2 (en) * 2010-10-20 2013-02-05 Schoenheit Ronald A Debris entrapment system
DE102011102364A1 (de) * 2011-05-24 2012-11-29 Airbus Operations Gmbh Freitragendes Kabinenstruktursegment

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009068638A1 (en) 2007-11-30 2009-06-04 Airbus España S.L. Impact resistant aircraft fuselage

Also Published As

Publication number Publication date
ES2404946B1 (es) 2014-09-02
EP2774839B1 (en) 2016-06-15
US20130099057A1 (en) 2013-04-25
WO2013057355A3 (es) 2013-08-08
ES2404946R1 (es) 2013-10-07
CN104066647A (zh) 2014-09-24
ES2592633T3 (es) 2016-11-30
EP2774839A2 (en) 2014-09-10
ES2404946A2 (es) 2013-05-29
CN104066647B (zh) 2016-09-21
US8678314B2 (en) 2014-03-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2592633T3 (es) Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado
ES2450054T3 (es) Panel elástico para aeronaves
ES2822933T3 (es) Estructura de panel para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma
ES2398287A1 (es) Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño.
US8434716B2 (en) Compliant crown panel for an aircraft
EP2196391B1 (en) Impact resistant aircraft leading edge structures and aircraft including the same
RU2608983C2 (ru) Летательный аппарат с установленными на фюзеляже двигателями и внутренним экраном
ES2391967B1 (es) Pilón de soporte de motores de aeronaves.
ES2601897T3 (es) Fuselaje de aeronave reforzado
US10131415B2 (en) Airframe leading edge
CN101952166A (zh) 具有肋及横置部单元的结构组件
CN102390520A (zh) 一种能够提高飞机抗鸟撞性能的尾翼
US10369762B2 (en) Impact resistant sandwich structure
US9475568B2 (en) Composite structure, aircraft wing and aircraft fuselage including composite structure, and method of manufacturing composite structure
EP1475304A1 (en) Aircraft wing
ES2532577T3 (es) Placa de protección de impactos, para vehículos, en particular aeronaves
US11597497B2 (en) Leading edge structure for an aerodynamic surface of an aircraft
RU2798888C1 (ru) Фонарь кабины экипажа вертолета

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2012806063

Country of ref document: EP

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 12806063

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2