Configuración estructural para el montaje de un motor sobre la estructura de una aeronave.

Configuración para el montaje de un sistema de propulsión de un motor 1 sobre el fuselaje 12 de una aeronave mediante una estructura de soporte 4 externa que conecta el motor 1 con el fuselaje 12, comprendiendo la citada estructura de soporte 4 una pluralidad de largueros 8 que se introducen en el fuselaje 12 y medios 7, 9 y 11 para unir dichos largueros 8 a la estructura interna 10 del fuselaje 12, pudiendo ser dichos medios 7, 9 y 11 amortiguadores, amortiguadores de choque o actuadores activos cuyas características se escogen de manera que los citados medios 7, 9 y 11 estén adaptados para la reducción eficiente de las cargas dinámicas internas y del acoplamiento, y para el amortiguamiento de las vibraciones continuadas en el conjunto sistema propulsor-aeronave

Configuración estructural para el montaje de un motor sobre la estructura de una aeronave.

Campo de la invención

La presente invención se refiere a una configuración para el montaje de la estructura de soporte del motor de una aeronave sobre el fuselaje de la citada aeronave.

Antecedentes de la invención

Los modernos sistemas propulsores de aeronaves tienden a tener cada vez mayor relación de derivación de forma que consigan las elevadas eficiencias energéticas que son deseables para su funcionamiento. Los citados sistemas propulsores de aeronaves pueden ser del tipo carenados (como los turboventiladores) o sin carena (incluyendo aquí los sistemas que utilizan hélices y aquellos genéricamente denominados UDF - motores con ventilador sin conductos - motores de rotor abierto, turbopropulsores o motores turbo hélices de alta velocidad).

Todos los motores modernos de alto índice de derivación empleados en la industria aeronáutica tienen característicamente un gran diámetro, lo cual impone restricciones geométricas en su instalación sobre la estructura de la aeronave, en particular cuando el sistema propulsor está montado sobre el fuselaje, ya que se debe mantener una cierta distancia entre el fuselaje y el carenado del motor o los extremos de las palas del rotor abierto, dependiendo de si el sistema propulsor está carenado o no. En el caso de motores montados sobre el fuselaje, las consideraciones aerodinámicas favorecen un concepto de instalación que consiste en un único apoyo o mástil trapecial que se extiende entre el fuselaje y el motor. Se pueden encontrar ejemplos de estas disposiciones de montajes de motores en los documentos US 2863620 y US 4953812, los cuales presentan problemas específicos de diseño, particularmente con respecto a las elevadas fuerzas estáticas y dinámicas que se presentan en la unión del apoyo con el fuselaje.

Existen soluciones conocidas en la técnica que presentan el inconveniente de tener grandes discontinuidades estructurales o aperturas en el fuselaje, como por ejemplo la descrita en el documento US 5065959, que presenta una configuración de vigas en rama o yugo que no permite el desmontaje de la estructura soporte del motor o requiere grandes cortes en el fuselaje para poder desmontar dicha estructura. La posibilidad de poder desmontar la estructura de soporte del motor es altamente deseable para poder cambiar dicha estructura soporte fácilmente en caso de daño producido por ejemplo por fuego del motor o por impacto accidental de objetos sobre la estructura soporte.

La presente invención está orientada a la solución de todos estos inconvenientes.

Sumario de la invención

La presente invención describe una configuración estructural para el montaje de un sistema propulsivo en una aeronave de manera que se reduzcan las cargas internas y la magnitud de la respuesta dinámica de la estructura de la aeronave debidas a la vibración continua del sistema propulsivo de la aeronave, a las maniobras de la aeronave y a casos de carga dinámicos. La citada configuración estructural comprende al menos un apoyo o mástil entre el motor y el fuselaje. El citado apoyo comprende una pluralidad de largueros, al menos tres para una configuración a prueba de fallos, unidos a la estructura interna del fuselaje de la aeronave por medio de una pluralidad de elementos de amortiguación.

La presente invención proporciona además medios para unir un motor al fuselaje de una aeronave de tal forma que la estructura de montaje del motor se pueda retirar fácilmente del fuselaje, al tiempo que reduce la respuesta dinámica de la configuración y las cargas estáticas en los acoplamientos gracias a la favorable geometría de la configuración.

Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que le acompañan.

Descripción de las figuras

La Figura 1 representa una vista esquemática de la configuración estructural de montaje de la estructura de soporte del motor de una aeronave sobre el fuselaje de dicha aeronave, según la presente invención.

La Figura 2 representa una vista en detalle y ampliada de la configuración mostrada en la Figura 1, según la presente invención.

La Figura 3 muestra una vista seccionada de la configuración mostrada en la Figura 2, según la presente invención.

Descripción detallada de la invención

La instalación de modernos motores de alto índice de derivación, con o sin carenado, en aeronaves requiere consideración en cuanto a las elevadas cargas introducidas en la estructura de la aeronave debidas a la respuesta dinámica del conjunto motor - apoyo - estructura en condiciones de vuelo normal y de emergencia. Se ha tener también en consideración el nivel de vibración continuada en la cabina durante el vuelo normal y también en condiciones como las producidas en el momento y después de la pérdida de una o más palas de rotor en vuelo. Los problemas ocasionados por la respuesta dinámica pueden ser particularmente severos en el caso de motores de alto índice de derivación debidos a las elevadas fuerzas centrífugas generadas por la rotación desequilibrada de las palas de rotor relativamente pesadas a velocidad elevada. El desequilibrio del rotor puede estar originado por daños en las palas por el impacto de pequeños objetos durante la operación normal de la aeronave o, en el caso más extremo, por la pérdida de una o más de las palas del rotor. Además, el elevado diámetro del ventilador o del rotor abierto de los modernos motores de alto índice de derivación requiere el uso de apoyos o mástiles de elevada longitud para su montaje en la estructura de la aeronave, lo cual, debido a su propia flexibilidad y a la flexibilidad del acoplamiento, hace que el acoplamiento de montaje del motor tenga frecuencias resonantes similares a aquéllas de la estructura de la aeronave. El efecto de esta similitud de frecuencias naturales es una amplificación posible y no deseable de las cargas dinámicas debido a las maniobras normales en vuelo, a la respuesta de la aeronave a turbulencias atmosféricas o a cargas dinámicas de aterrizaje, entre otras condiciones dinámicas en vuelo.

La razón física de las elevadas cargas estáticas en la interfaz es que el momento flector producido principalmente por las fuerzas verticales sobre el centro de gravedad del motor debe equilibrarse con una fuerza de tracción en uno de los lados del apoyo, y con la correspondiente fuerza de compresión en el lado opuesto. La magnitud del citado par de fuerzas es igual a la magnitud de la fuerza vertical en el centro de gravedad del motor multiplicada por la distancia entre el motor y el acoplamiento del apoyo sobre el fuselaje dividida por la distancia efectiva entre los elementos que transmiten la carga en los lados superior e inferior del apoyo o el espesor de la estructura de soporte. En una aplicación típica, considerando un sistema propulsor de 5000 Kg. de peso, una distancia entre el centro de gravedad del motor y el extremo del apoyo de 2500 mm y un espesor de apoyo de 500 mm, la magnitud de la fuerza resultante en cada uno de los extremos del apoyo en el punto de acoplamiento para una aceleración vertical del fuselaje de 9 Gs., siendo éste uno de los casos de carga correspondientes a un aterrizaje dinámico cuyo análisis es requerido por las autoridades de certificación de aeronaves, resulta tras el cálculo de 2.205.000 Newton en cada uno de los extremos del apoyo.

Las fuerzas obtenidas son elevadas y requieren un cuidadoso diseño del acoplamiento del apoyo y de la estructura interna del fuselaje con el fin de satisfacer los requisitos de resistencia estática con el mínimo peso y al tiempo que se satisfacen el resto de los requerimientos de diseño, en particular el de que exista la posibilidad de retirar el apoyo del fuselaje y el de la tolerancia a un elevado daño estructural en el apoyo o en su acoplamiento al fuselaje.

El cálculo anterior no contempla los efectos dinámicos que, para el caso de motores pesados con rotores de elevado diámetro y montados en largos apoyos supone un problema particular debido a la elevada respuesta potencial a excitaciones transitorias como por ejemplo aquéllas producidas por aterrizajes dinámicos, maniobras en vuelo y turbulencia atmosférica, que pueden aumentar en un elevado factor las cargas calculadas estáticamente.

También se ha de considerar en el presente concepto de instalación...

1. Configuración estructural para el montaje de la estructura de soporte (4) de un motor (1) de aeronave sobre el fuselaje (12) de la citada aeronave caracterizada porque la estructura de soporte (4) del motor (1) comprende una parte de estructura cerrada (6) exterior al fuselaje (12) y al menos dos largueros (8) que penetran en el fuselaje (12) y que se conectan a la estructura interna (10) de dicho fuselaje (12) a través de elementos de conexión (9, 11), conectando los elementos (9) el extremo de los largueros (8) con la estructura interna (10) del fuselaje (12) y conectando los elementos (11) los citados largueros (8) en los puntos de dichos largueros (8) más cercanos al motor (1).

2. Configuración estructural según la reivindicación 1 caracterizada porque los largueros (8) son rectos y penetran en el fuselaje (12) de forma perpendicular a su superficie exterior.

3. Configuración estructural según cualquiera de las reivindicaciones 1-2 caracterizada porque los elementos de conexión (9, 11) están dispuestos sobre el eje longitudinal de un mismo larguero (8).

4. Configuración estructural según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el número de largueros (8) es de tres, para obtener una configuración estructural redundante y a prueba de fallos.

5. Configuración estructural según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende además al menos un elemento de conexión (7) adicional que conecta la estructura cerrada (6) exterior de soporte del motor (1) con el fuselaje (12).

6. Configuración estructural según la reivindicación 5 caracterizada porque los elementos de conexión (7, 9 y 11) están compuestos por elastómeros, mallas metálicas, elementos de tipo viscoelástico o elementos electrohidráulicos.

7. Configuración estructural según cualquiera de las reivindicaciones 5-6 caracterizada porque los elementos de conexión (7, 9, 11) son activos, de forma tal que su rigidez, amortiguamiento o alargamiento puede ser variado por un sistema de control automático que regule estas características para obtener la respuesta dinámica deseada en cada condición de vuelo o de aterrizaje.

8. Configuración estructural según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el motor (1) es de alto índice de derivación o de rotor (2) abierto.