WO2016107944A1 - Fuselaje de la parte final trasera de una aeronave - Google Patents

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WO2016107944A1
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rear end
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gate
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PCT/ES2015/070934
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Elena ARÉVALO RODRÍGUEZ
Francisco José CRUZ DOMÍNGUEZ
Ana Reyes Moneo Peñacoba
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Airbus Operations S.L.
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    • B64D29/08—Inspection panels for power plants

Definitions

  • the present invention relates to a fuselage of the rear end portion, more specifically, it relates to a fuselage of the rear end polymer portion with integrated carbon fiber. Background of the invention
  • Aircraft which comprise a fuselage that has a front portion in which a cabin is arranged, a main part that carries the wings and a rear part of the fuselage that supports the vertical and horizontal stabilizers and the APS auxiliary power system.
  • the rear part of the fuselage comprises a main body and an end tail cone located at the rear of the main body.
  • connection between the end of the main body and the tail cone of the rear part of the fuselage consists of four fittings in both sections and another fixing point called "balancer" as shown in Figure 1.
  • the design of the main body of the rear of the fuselage depends on the high loads introduced by the set of tail components, mainly the vertical stabilizer, VTP, and the horizontal tail stabilizer, HTP, and the design of the final tail cone .
  • the rear part of the fuselage of an aircraft also has to be capable of supporting the loads caused by the auxiliary power supply system (APS, Auxiliary Power System) located at the end of the final tail cone.
  • APS auxiliary power supply system
  • the structural elements for both elements, main body and final tail cone are mainly the same as for the rest of the fuselage, that is:
  • the lining which is an integral element of the structure that supports aerodynamic loads. Its function is to provide and maintain the aerodynamic shape, being also able to contribute its structural strength.
  • stringers and beams that are primarily responsible for the transfer of aerodynamic loads acting on the lining to the frames.
  • the stringers carry loads in the longitudinal direction and provide flexural stiffness of the lining reducing its thickness, and the beams reinforce the scotarudas or areas in which local loads are introduced.
  • Transversal structural members such as, for example, the frames establish the shape of the fuselage and stiffen the structure transversely, avoiding the general instability of the fuselage and being subject to local loads.
  • the HTP and VTP are attached to the fuselage through the main body and the loads generated are directed to the transverse structural members, and more specifically to the frames.
  • HTP horizontal tail stabilizer
  • auxiliary power supply system in the tail cone are known in the state of the art, since it constitutes a possible source of fire and, since the tail cone is a secondary structure, any possible damage or damage in The tail cone would not imply a catastrophic problem. Therefore, in order to avoid possible fires in the primary structures of the aircraft, the APS is located in the tail cone, protected in addition to the rest of the fuselage by means of the walls of the fire containment compartment. Since the APS requires maintenance, the tail cone liner needs to incorporate a door or similar element that allows access to the APS.
  • the fire containment compartment In the case of aircraft with the T-tail configuration, there is also a fire containment compartment that houses the APS, which is also limited in the direction of the flight through a retaining wall of fire in the front. This fire containment wall will be placed after the frames that support high loads or frames that support the load coming from VTP. In this case, the APS and the fire containment compartment will also be attached to the tail end cone structure. Due to these anti-fire requirements, the fire containment compartment has front, side and rear fire containment walls, being bounded in the direction of flight by the front fire retaining wall, which is placed some distance behind the connection area the main body of the cone, depending on said distance from the systems placed in that area and the size of the maintenance door necessary for inspection.
  • the APS is located inside the fire containment compartment, the APS and the fire containment compartment being attached to the final structure of the tail cone, as indicated above.
  • the designs in the state of the art have a main body and a tail cone separated at the rear end of the fuselage in order to be able to remove and replace the HTP when the plane is on the ground.
  • the aforementioned drawbacks are resolved with the claimed rear fuselage, which provides advantages in terms of weight, manufacturing, assembly and operability, and as a consequence, in terms of cost.
  • the aim of the invention is to simplify the design of the entire structure of the rear fuselage in order to make it lighter and easier to maintain.
  • the fuselage of the rear end portion object of the invention comprises:
  • - a structural part comprising a lining and longitudinal and transverse reinforcement members, and - a gate.
  • the invention is characterized in that the structural part extends longitudinally over the entire rear part and comprises a first portion of the extension in which the transverse reinforcement members occupy the entire perimeter of the corresponding fuselage section, and at least a second portion in which the transverse reinforcement members occupy only a part of the perimeter of the corresponding fuselage section, the gate being located under the second portion of the structural part.
  • the aim of the invention is to simplify the design of the entire structure of the rear fuselage in order to make it lighter and easier to maintain by suppressing the connection between the rear part of the fuselage and the final tail cone. This suppression is done by eliminating the conventional division of the rear end into two structural sections. Instead, the rear end portion comprises a continuous structural part at the top of the tail end cone while the bottom part of the tail end cone comprises a bottom gate that provides access to the interior of the tail end cone.
  • the lining and some of the longitudinal reinforcing members of the structural part extend continuously over the first and second portions of the structural part through the entire rear end portion.
  • the lining and said longitudinal reinforcement members of the structural part are manufactured as a single piece with a single manufacturing process, for example, in a single stage (one shot), in order to simplify the manufacturing process.
  • the longitudinal structural elements located in the second portion of the structural part provide structural support for the APS compartment, the APS itself, the fire containment compartment and the lower gate.
  • connection points or hardware are eliminated, weight and cost are also saved. Maintenance tasks associated with these hardware can be suppressed. In addition, this new proposal implies maintenance savings due to the elimination of connection hardware.
  • Figure 1 shows a perspective view of a connection between the main body and the final tail cone of the prior art.
  • Figure 2 shows a schematic side view and a cross section of a first embodiment of the invention.
  • Figure 3 shows schematic side views of different embodiments of the invention.
  • Figure 4 shows a schematic side view of another embodiment of the invention.
  • Figure 1 shows a fuselage of the known rear end portion that is divided into two different bodies, a main body (23) and a tail end cone (24) located at the rear of the main body (23).
  • the connection (20) between the main body (23) and the tail cone end (24) consists of four fittings (21) in both sections (23, 24) and an adjustment balancer (22).
  • the invention is a rear fuselage of carbon fiber reinforced polymer, including a structural part (1) and a lower gate (5).
  • some of the structural elements for example the cladding and some longitudinal structural elements (30), such as stringers and beams, can be continuous from the beginning of the fuselage of the rear to the final tail cone ( eleven ).
  • the beams are used as longitudinal structural reinforcement means and some of them also have the mission of supporting the auxiliary power supply system (7) or reinforcing the recesses for the HTP or VTP, in the claimed configuration these beams would extend from the fuselage of the rear to the final tail coo (1 1).
  • the longitudinal (30) and transverse reinforcement members (31) comprise means for fixing an auxiliary power supply system (7) in the second portion (3) of the extension of the structural part ( 1) in which the transverse reinforcement members (31) occupy only a part of the perimeter of the fuselage.
  • the auxiliary power supply system (7) is connected through support bars (15) to the longitudinal reinforcement members (30) at the point where they intersect with the transverse reinforcement members (31) so that the support bars (15) are attached to a strong point.
  • the second portion (3) of the wingspan of the structural part (1) also comprises means for fixing a compartment for the APU (8) which has to be fireproof.
  • the fireproof compartment (8) comprises a front wall (6), a rear wall (13) and a side fire retaining wall (16).
  • the lateral fire retaining wall (16) is attached to the transverse reinforcement members (31) and to the lining and also covers the inner face of the gate (5) as shown in Figure 2b.
  • the second portion (3) of the extension of the structural part (1) also comprises means for fixing the previously referenced gate (5) as shown in Figures 2a and 2b.
  • the structural part (1) shown in Figure 2a also comprises a recess (9) for fixing the horizontal stabilizer.
  • the position of the lower gate (5) could have different embodiments as shown in Figures 3.
  • FIGS. 3a to 3d show embodiments in which the HTP can be assembled and disassembled from the bottom.
  • Figure 3a shows an embodiment in which the lower gate (5) extends longitudinally from the fuselage section comprising the front part of the recess for the HTP (10) to the rear end (11) of the tail end cone (one ).
  • the HTP can also be mounted from the rear.
  • Figure 3b shows an embodiment in which the lower gate (5) extends longitudinally from the section of the fuselage comprising the front part of the recess for the HTP (10) to the section of the fuselage comprising the rear part of the recess for HTP (12).
  • Figures 3c and 3d show an embodiment in which the lower gate (5) extends longitudinally from the section of the fuselage comprising the front part of the recess for the HTP (10) to the front fire containment wall (6) .
  • Figure 3e shows an embodiment in which the lower gate (5) extends longitudinally from the section of the fuselage comprising the rear part of the recess for the cut HTP (12) to the final rear end (1 1).
  • the lower fairings (5) shown in the embodiments of Figures 3a and 3e have advantages over the other embodiments with respect to damage during manufacturing and handling operations, since the lower area of the rear part is sometimes damaged.
  • the gate (5) is attached to the upper part of the structure by removable fixing means and therefore, said gate (5) would be replaced in case of damage instead of the entire end of the final tail cone. All these embodiments are applicable for conventional configurations and T-tail configurations.
  • Figure 4 shows an embodiment for a T-tail configuration in which the lower gate (5) extends longitudinally from the front fire retaining wall (6) to the rear end end (1 1).
  • the lower gate (5) could be larger than in an HTP configuration since the HTP is not within the structural part (1).
  • the front fire retaining wall (6) could be moved forward increasing the space for systems and maintenance tasks in the final tail cone since there are no limitations because the HTP is not mounted on the fuselage.
  • the gate would extend to the front fire containment wall (6) or the connection between the first and second portions of the structural part.
  • the rear end of the fuselage comprises maintenance doors (17) for access to the APS compartment (8) and for the recess of the HTP (9) for inspection and maintenance of the actuator and the pivot point of the HTP.
  • said maintenance doors (17) can be located in the lower gate (5) or adjacent in a third portion (4) of the structural part (1) in which the transverse reinforcement members occupy only a part of the perimeter of the corresponding fuselage section, the maintenance door (17) being located at the bottom of the third portion (4) of the structural part.

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Abstract

Fuselaje de la parte final trasera de un avión, que comprende: - una parte estructural (1) que comprende un revestimiento y miembros de refuerzo longitudinales (30) y transversales (31, 32), y - una compuerta (5), La parte estructural (1) se extiende longitudinalmente sobre toda la parte trasera y comprende una primera porción (2) en la que los miembros de refuerzo transversal (32) ocupan todo el perímetro de la sección de fuselaje correspondiente y al menos una segunda porción (3) en la que los miembros de refuerzo transversales (31) ocupan sólo una parte del perímetro de la sección de fuselaje correspondiente y una compuerta (5) se sitúa por debajo de la segunda porción (3) de la parte estructural (1).

Description

Fuselaje de la parte final trasera de una aeronave Campo de la invención
La presente invención se refiere a un fuselaje de la parte final trasera, más específicamente, se refiere a un fuselaje de la parte final trasera de polímero con fibra de carbono integrada. Antecedentes de la invención
Se conocen aeronaves que comprenden un fuselaje que tiene una porción delantera en la que está dispuesta una cabina, una parte principal que lleva las alas y una parte trasera del fuselaje que soporta los estabilizadores vertical y horizontales y el sistema de alimentación auxiliar APS. Por lo general, la parte trasera del fuselaje comprende un cuerpo principal y un cono final de cola situado en la parte trasera del cuerpo principal.
Se sabe que la conexión entre el extremo del cuerpo principal y el cono de cola de la parte trasera del fuselaje se compone de cuatro herrajes en ambas secciones y otro punto de fijación llamado "equilibrador" tal como se representa en la figura 1 .
Debido a la concentración de cargas en estos puntos de conexión, el fallo de algunos de estos herrajes es uno de los modos de fallo críticos específicamente para el dimensionamiento cono final de cola, lo que significa que tienen que ser robustos, lo que implica que se incurre en alguna penalización en peso.
Además, estos herrajes, que son generalmente metálicos, requieren inspecciones de mantenimiento específicas, que son difíciles de realizar debido a la falta de espacio cuando el cono final de cola es pequeño, por ejemplo, para los aviones de pasillo único.
Por lo tanto, esta configuración que tiene dos secciones separadas, cuerpo principal y cono final de cola, lleva a elevadas operaciones de fabricación y montaje y por lo tanto a elevados costes.
El diseño del cuerpo principal de la parte trasera del fuselaje depende de las altas cargas introducidas por el conjunto de componentes de la cola, principalmente el estabilizador vertical, VTP, y el estabilizador horizontal de cola, HTP, y el diseño del cono final de cola. La parte trasera del fuselaje de una aeronave además tiene que ser capaz de soportar las cargas originadas por el sistema auxiliar de alimentación eléctrica (APS, Auxiliary Power System) situado en el extremo del cono final de cola. Los elementos estructurales para ambos elementos, cuerpo principal y cono final de cola, son principalmente los mismos que para el resto del fuselaje, es decir:
- El revestimiento, que es un elemento integral de la estructura que soporta cargas aerodinámicas. Su función es proporcionar y mantener la forma aerodinámica, siendo también capaz de contribuir su resistencia estructural.
- Elementos estructurales longitudinales, por ejemplo, largueros y vigas que son los principales responsables de la transferencia de las cargas aerodinámicas que actúan sobre el revestimiento a las cuadernas. Los largueros llevan cargas en la dirección longitudinal y proporcionan rigidez a flexión del revestimiento reduciendo su grosor, y las vigas refuerzan las escotarudas o áreas en las que se introducen cargas locales.
- Miembros estructurales transversales, como por ejemplo, las cuadernas establecen la forma del fuselaje y rigidizan la estructura transversalmente, evitando la inestabilidad general del fuselaje y pudiendo estar sometidas a cargas locales.
Tanto en un avión con cola en T como en una aeronave con configuración convencional, los HTP y VTP están unidos al fuselaje a través del cuerpo principal y las cargas generadas están dirigidas a los miembros estructurales transversales, y más específicamente a las cuadernas.
En el cuerpo principal, en algunos casos el estabilizador horizontal de cola, HTP, se considerada intercambiable, hecho que debe tenerse en cuenta también en el diseño. Además, en el diseño del fuselaje trasero otros eventos deben ser tenidos en cuenta y específicamente los requisitos anti incendio también deben ser considerados.
Se conocen en el estado de la técnica localizaciones del sistema auxiliar de alimentación eléctrica (APS) en el cono de cola, ya que constituye una posible fuente de incendio y, como el cono de cola es una estructura secundaria, cualquier posible daño o desperfecto en el cono de cola no implicaría un problema catastrófico. Por lo tanto, con el fin de evitar posibles incendios en las estructuras primarias de la aeronave, la APS se encuentra en el cono de cola, protegida además del resto del fuselaje por medio de los muros del compartimento de contención de incendios. Dado que la APS requiere mantenimiento, el revestimiento del cono de cola necesita incorporar una puerta o elemento similar que permita un acceso a la APS.
En caso de aeronaves con la configuración de cola en T, también hay un compartimento de contención de incendios que aloja la APS, que también está limitado en la dirección del vuelo por un muro de contención de incendios delanterio. Este muro de contención de incendios se colocará después de las cuadernas que soportan elevadas cargas o cuadernas que soportan la carga procedente de VTP. En este caso, la APS y el compartimento de contención de incendios se adjuntarán también a la estructura del cono del final de cola. Debido a estos requisitos anti incendio, el compartimento de contención de incendios tiene muros de contención de incendios delantero, laterales y trasero, estando delimitado en la dirección de vuelo por el muro de contención de incendio frontal, que se coloca a cierta distancia detrás de la zona de conexión el cuerpo principal del cono de, dependiendo dicha distancia de los sistemas colocados en esa zona y el tamaño de la puerta de mantenimiento necesario para su inspección. La APS se localiza en el interior del compartimento de contención de incendios, estando la APS y el compartimento de contención de incendios unidos a la estructura final del cono de cola, como se ha indicado anteriormente.
Teniendo en cuenta la intercambiabilidad del HTP, los diseños en el estado de la técnica tienen cuerpo principal y un cono de cola separados en la parte final trasera del fuselaje con el propósito de poder estraer y remplazar el HTP cuando el avión está en tierra.
Resumen de la invención
Los inconvenientes anteriormente mencionados se resuelven con el fuselaje trasero que se reivindica, que proporciona ventajas en términos de peso, de fabricación, de montaje y de operabilidad, y como consecuencia, en términos de coste. El objetivo de la invención es simplificar el diseño de toda la estructura del fuselaje trasero con el fin de hacerlo más ligero y más fácil de mantener.
El fuselaje de la parte final trasera objeto de la invención comprende:
- una parte estructural que comprende un revestimiento y miembros de refuerzo longitudinales y transversales, y - una compuerta.
La invención se caracteriza porque la parte estructural se extiende longitudinalmente sobre toda la parte trasera y comprende una primera porción de la extensión en la que los miembros de refuerzo transversales ocupan la totalidad del perímetro de la sección de fuselaje correspondiente, y al menos una segunda porción en la que los miembros de refuerzo transversales ocupan sólo una parte del perímetro de la sección de fuselaje correspondiente, estando la compuerta situada bajo la segunda porción de la parte estructural. El objetivo de la invención es simplificar el diseño de toda la estructura del fuselaje trasero con el fin de hacerlo más ligero y fácil de mantener mediante la supresión de la conexión entre la parte trasera del fuselaje y el cono final de cola. Esta supresión se realiza mediante la eliminación de la división convencional del extremo trasero en dos secciones estructurales. En su lugar, la parte final trasera comprende una parte estructural continua en la parte superior del cono final de cola mientras que la parte inferior del cono final de cola comprende una compuerta inferior que proporciona acceso al interior del cono final de cola.
Con esta configuración, el revestimiento y algunos de los miembros de refuerzo longitudinales de la parte estructural se extienden de forma continua sobre la primera y la segunda porción de la parte estructural a través de toda la parte final trasera. Como consecuencia, el revestimiento y dichos miembros de refuerzo longitudinales de la parte estructural se fabrican como una sola pieza con un solo proceso de fabricación, por ejemplo, en una sola etapa (one shot), con el fin de simplificar el proceso de fabricación.
Además, los elementos estructurales longitudinales situados en la segunda porción de la parte estructural proporcionan soporte estructural para el compartimento del APS, el propio APS, el compartimiento de contención de incendios y la compuerta inferior.
Como se eliminan los puntos de conexión o herrajes, también se ahorra en peso y costes. Las tareas de mantenimiento asociadas a estos herrajes se pueden suprimir. Además, esta nueva propuesta implica un ahorro de mantenimiento debido a la eliminación de los herrajes de conexión.
Descripción de las figuras
Para completar la descripción y con el fin de proporcionar una mejor comprensión de la invención, se proporciona un conjunto de dibujos. Dichos dibujos forman una parte integral de la descripción e ilustran realizaciones preferidas de la invención. Los dibujos comprenden las siguientes figuras:
La Figura 1 muestra una vista en perspectiva de una conexión entre el cuerpo principal y el cono final de cola del estado de la técnica.
La figura 2 muestra una vista lateral esquemática y una sección transversal de una primera forma de realización de la invención. La Figura 3 muestra vistas esquemáticas laterales de diferentes formas de realización de la invención. La figura 4 muestra una vista lateral esquemática de otra forma de realización de la invención.
Descripción detallada de la invención
La Figura 1 muestra un fuselaje de la parte final trasera conocido que está dividido en dos cuerpos diferentes, un cuerpo principal (23) y un cono final de cola (24) situado en la parte posterior del cuerpo principal (23). La conexión (20) entre el cuerpo principal (23) y el extremo cono de cola (24) consiste en cuatro herrajes (21 ) en ambas secciones (23, 24) y un equilibrador de ajuste (22).
La invención es un fuselaje trasero de polímero reforzado con fibra de carbono, incluyendo una parte estructural (1 ) y una compuerta inferior (5). En esta nueva sección integrada, algunos de los elementos estructurales, por ejemplo el revestimiento y algunos elementos estructurales longitudinales (30), tales como largueros y vigas, pueden ser continuos desde el principio del fuselaje de la parte trasera hasta el cono de cola final (1 1 ). Las vigas se utilizan como medios refuerzo estructural longitudinal y algunos de ellos también tienen la misión de soportar el sistema auxiliar de alimentación eléctrica (7) o reforzar las escotaduras para el HTP o VTP, en la configuración reivindicada estas vigas se extenderían desde el fuselaje de la parte trasera hasta el coo de cola final (1 1 ).
Estos elementos pueden ser fabricados en una sola pieza en toda la longitud, lo que implica la reducción de los procesos de fabricación / operaciones y ahorros de montaje debido a la eliminación de partes que están unidas.
En cuanto a la Figura 2, los miembros de refuerzo longitudinales (30) y transversales (31 ) comprenden medios para la fijación de un sistema auxiliar de alimentación eléctrica (7) en la segunda porción (3) de la extensión de la parte estructural (1 ) en la que los miembros de refuerzo transversales (31 ) ocupan sólo una parte del perímetro del fuselaje. El sistema auxiliar de alimentación eléctrica (7) está unido a través de barras soporte (15) a los miembros de refuerzo longitudinales (30) en el punto en que se cruzan con los miembros de refuerzo transversales (31 ) de manera que las barras soporte (15) están unidas a un punto fuerte .
La segunda porción (3) de la envergadura de la parte estructural (1 ) también comprende medios para la fijación de un compartimiento para la APU (8) que tiene que ser a prueba de incendio. El compartimiento a prueba de incendio (8) comprende un muro frontal (6), un muro trasero (13) y un muro de contención de incendios lateral (16). El muro de contención de incendios lateral (16) está unido a los miembros de refuerzo transversales (31 ) y al revestimiento y también cubre la cara interna de la compuerta (5) como se representa en la Figura 2b.
Por último, la segunda porción (3) de la extensión de la parte estructural (1 ) también comprende medios para la fijación de la anteriormente referenciada compuerta (5) como se representa en las figuras 2a y 2b.
La parte estructural (1 ) que se muestra en la Figura 2a comprende también una escotadura (9) para la fijación del estabilizador horizontal.
Dependiendo de la configuración de la aeronave, es decir, un HTP montado en el fuselaje o una cola en T, la posición de la compuerta inferior (5) podría tener diferentes realizaciones como se representa en las figuras 3.
Adicionalmente, diferentes aproximaciones de cara a abordar el proceso de montaje/desmontaje del HTP que se puede hacer de diferentes maneras, en vertical o en la dirección de vuelo. También, dependiendo de la extensión de la compuerta inferior (5) con respecto al muro de contención frontal (6), pueden haber diferentes formas de realización. Las figuras 3a a 3d muestran realizaciones en el que el HTP puede ser montado y desmontado desde la parte inferior.
La figura 3a muestra una realización en la que la compuerta inferior (5) se extiende longitudinalmente desde la sección de fuselaje que comprende la parte delantera de la escotadura para el HTP (10) hasta el extremo trasero (1 1 ) del cono final de cola (1 ). El HTP también puede ser montado desde la parte trasera.
La Figura 3b muestra una realización en la que la compuerta inferior (5) se extiende longitudinalmente desde la sección del fuselaje que comprende la parte delantera de las escotadura para el HTP (10) hasta la sección del fuselaje que comprende la parte trasera de la escotadura para el HTP (12). Las Figuras 3c y 3d muestran una realización en la que la compuerta inferior (5) se extiende longitudinalmente desde la sección del fuselaje que comprende la parte delantera de la escotadura para el HTP (10) hasta el muro de contención de incencios delantero (6).
Figura 3e muestra una realización en la que la compuerta inferior (5) se extiende longitudinalmente desde la sección del fuselaje que comprende la parte trasera de la escotadura para el HTP corte (12) hasta el extremo trasero final (1 1 ). Los carenados inferiores (5) mostrados en las realizaciones de las figuras 3a y 3e tienen ventajas sobre las otras realizaciones con respecto a daños durante la fabricación y las operaciones de manipulación, ya que la zona inferior de la parte trasera a veces se daña. La compuerta (5) está unida a la parte superior de la estructura por medios de fijación desmontables y por lo tanto, dicha compuerta (5) sería sustituida en caso de daños en lugar de todo el extremo del cono final de cola. Todas estas formas de realización son aplicables para las configuraciones convencionales y las configuraciones de cola en T.
La Figura 4 muestra una realización para una configuración de cola en T en el que la compuerta inferior (5) se extiende longitudinalmente desde el muro de contención de incendios delantero (6) hasta el extremo final trasero (1 1 ). En una configuración de cola en T, la compuerta inferior (5) podría ser más grande que en una configuración HTP ya que el HTP no se encuentra dentro de la parte estructural (1 ). Además, el muro de contención de incendios delantero (6) podría ser desplazado hacia adelante aumentando el espacio para los sistemas y las tareas de mantenimiento en el cono final de cola ya que no hay limitaciones porque el HTP no está montado en el fuselaje.
La compuerta se extendería hasta el muro de contención de incendios delantero (6) o la conexión entre la primera y segunda porción de la parte estructural.
El extremo trasero del fuselaje comprende puertas de mantenimiento (17) para tener acceso al compartimiento del APS (8) y para la escotadura del HTP (9) para la inspección y el mantenimiento del actuador y el punto pivote del HTP. Dependiendo de la configuración, dichas puertas de mantenimiento (17) pueden estar situados en la compuerta inferior (5) o adyacentes en una tercera porción (4) de la parte estructural (1 ) en la que los miembros de refuerzo transversales ocupan sólo una parte del perímetro de la sección de fuselaje correspondiente, estando situada la puerta de mantenimiento (17) en la parte inferior de la tercera porción (4) de la parte estructural.

Claims

REIVINDICACIONES
1 . - Fuselaje de la parte final trasera de un avión, que comprende:
- una parte estructural (1 ) que comprende un revestimiento y miembros de refuerzo longitudinales (30) y transversales (31 , 32), y - una compuerta (5), caracterizado por que la parte estructural (1 ) se extiende longitudinalmente sobre toda la parte trasera y comprende una primera porción (2) en la que los miembros de refuerzo transversal (32) ocupan todo el perímetro de la sección de fuselaje correspondiente y al menos una segunda porción (3) en la que los miembros de refuerzo transversales (31 ) ocupan sólo una parte del perímetro de la sección de fuselaje correspondiente y una compuerta (5) se sitúa por debajo de la segunda porción (3) de la parte estructural (1 ).
2. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con la reivindicación 1 , en el que la parte estructural (1 ) comprende miembros de refuerzo transversales (31 ) con capacidad de carga para la fijación de estabilizador horizontal y/o vertical al fuselaje de la aeronave.
3. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión según la reivindicación 2, en el que el fuselaje comprende una escotadura (9) para recibir un estabilizador vertical.
4. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el fuselaje comprende una escotadura (9) para recibir un estabilizador horizontal.
5.- Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con la reivindicación 4, en el que la compuerta (5) se extiende longitudinalmente desde la sección del fuselaje que comprende la parte delantera de la escotadura para el estabilizador horizontal (1 0) hasta el extremo posterior final (1 1 ) de la parte final trasera del fuselaje.
6. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con la reivindicación 4, en el que la compuerta (5) se extiende longitudinalmente desde la sección del fuselaje que comprende la parte delantera de la escotadura para el estabilizador horizontal (10) hasta la sección del fuselaje que comprende la parte posterior de la escotadura (12) para el estabilizador horizontal.
7. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con la reivindicación 4, en el que la compuerta (5) se extiende longitudinalmente desde la sección del fuselaje que comprende la parte trasera de la escotadura para el estabilizador horizontal (12) hasta el extremo posterior (1 1 ) de la parte final trasera del fuselaje.
8. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con la reivindicación 1 o 2, el cual comprende un muro de contención de incendios delantero (6) situado en una sección del fuselaje de la parte final trasera del fuselaje.
9. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión según las reivindicaciones 4 y 8, en el que la compuerta (5) se extiende longitudinalmente desde la parte delantera de la escotadura par el estabilizador horizontal (10) hasta el muro de contención de incendios delantero (6).
10.- Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con la reivindicación 8, en el que la compuerta (5) se extiende longitudinalmente desde el muro de contención de incendios delantero (6) hasta el extremo posterior (1 1 ) de la parte final trasera del fuselaje.
1 1 .- Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, el cual comprende un generador eléctrico auxiliar (7) en la segunda porción (3) de la extensión de la parte estructural (1 ) unido mediante barras soporte (15) a los miembros de refuerzo longitudinales (31 ) en el punto en que se unen a los miembros de refuerzo transversales (30).
12.- Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, el cual comprende un compartimento de contención de incencios (8) que tiene un muro delantero (6), un muro trasero (13) y un muro lateral de contención de incendios (16) situado en la segunda porción (3) de la extensión del fuselaje, en el que el muro lateral de contención de incendios (16) está unido a los miembros de refuerzo transversales (32), mientras que en la compuerta (5) el muro de contención de incencios (16) cubre su cara interna.
13. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que en la parte estructural (1 ) el revestimiento y los elementos de refuerzo longitudinales (30) se fabrican como una sola pieza en el mismo ciclo de curado.
14. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la parte estructural (1 ) comprende además una tercera porción (4) en la que los miembros de refuerzo transversales ocupan sólo una porción del perímetro de la sección de fuselaje correspondiente y una puerta de mantenimiento (13) situada por debajo de la tercera porción (4) de la parte estructural.
15. - Fuselaje de la parte final trasera de un avión de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la compuerta (5) comprende además una puerta de mantenimiento (16).
16.- Aeronave que comprende en su parte final trasera un fuselaje de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
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