Fuselaje de aeronave atenuado acústicamente.Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave que comprende motores de hélice (3) que comprende una abertura (12) que está rodeada por un marco estructural formado por las cuadernas (5) y los larguerillos (6) de la aeronave en torno a la zona de máximo impacto acústico de los motores de hélice (3),

comprendiendo además dicha abertura (12) un panel no estructural (7) unido al marco estructural anterior mediante una unión poco rígida que atenúa las vibraciones a través de la misma, reduciéndose de este modo el ruido acústico indirecto y el ruido estructural indirecto generados por los motores de hélices (3) dentro de la cabina de pasajeros de la aeronave

Fuselaje de aeronave atenuado acústicamente.

Campo de la invención

La presente invención se refiere a un revestimiento de fuselaje de aeronave atenuado acústicamente, en particular para aeronaves con motor de hélice.

Antecedentes de la invención

Las aeronaves generan grandes niveles de contaminación acústica, siendo el motor uno de los mayores generadores de ruido. En el caso de los motores de reacción, estos motores se encuentran protegidos por medio del carenado, que reduce el ruido de manera considerable. Esta reducción del ruido no sólo se busca de cara al exterior de la aeronave, sino para proteger a los pasajeros de las molestias durante el viaje.

En el caso de los motores de hélice lo más común es que no se encuentren protegidos por esta carena, por lo que la totalidad del ruido se transmite a través del aire, a través de la propagación de ondas acústicas y a través de vibraciones estructurales.

El ruido generado por este tipo de motores situados en la parte trasera de la aeronave se produce de varias maneras:

- Ruido acústico directo: mediante la propagación de ondas acústicas desde el motor a la cabina a través del aire;

- Ruido acústico indirecto: mediante la propagación de ondas acústicas desde el motor a través del revestimiento del cono de cola, posterior propagación a través del aire, y finalmente a través del mamparo de presión;

- Ruido estructural directo: desde el motor a través de la estructura del pilón y del fuselaje de la aeronave;

- Ruido estructural indirecto: es un acústico directo desde los motores hasta el revestimiento del cono de cola y posteriormente a través de la estructura del cono de cola hasta la cabina.

Estudios realizados demuestran que los ruidos que más afectan a la cabina de pasajeros son el acústico indirecto y el estructural indirecto. La presente invención vendrá a reducir el ruido generado por ambos modelos.

Por otro lado, las aeronaves con motores de hélice utilizan varios sistemas de amortiguación del ruido, tales como sistemas de amortiguación pasiva (sistemas hidráulicos y/o mecánicos que reducen vibraciones en el encastre del motor a la estructura de la aeronave), sistemas de amortiguación activa (sistemas de micrófonos situados en todo el avión que registran las vibraciones de las hélices y emiten en frecuencias que contrarrestan las vibraciones) y mantas de aislamiento térmico y acústico que se colocan en el interior del revestimiento. El problema que plantean estos sistemas de amortiguación descritos es que suponen un sobrepeso muy elevado para la aeronave, al tiempo que elevan también el coste, puesto que requieren un montaje posterior en la aeronave.

La presente invención viene a resolver la problemática anterior.

Sumario de la invención

El objeto de esta invención es reducir el ruido acústico indirecto y el ruido estructural indirecto generados por un motor de hélices dentro de la cabina de pasajeros de una aeronave mediante la utilización de un revestimiento que comprende una abertura en la que se ha montado un panel no estructural que comprende a su vez un núcleo no metálico del tipo sándwich. La propagación de ondas acústicas hasta el fuselaje posterior de la aeronave se reduce consecuentemente al pasar a través de este revestimiento, transmitiendo el mamparo de presión con esta configuración menos vibraciones (que generarán menos ruido) dentro de la cabina de pasajeros.

Para amortiguar las vibraciones a través de la estructura de la aeronave, el panel sándwich no estructural de la invención se une al resto de la estructura del cono de cola mediante una unión muy poco rígida y muy atenuante, a base de un sellante o taco de goma.

Así, la presente invención reduce el peso respecto a los sistemas de amortiguación conocidos, ya que se necesitan en menor medida sistemas de amortiguación. Por otro lado, se reducen también los costes de montaje, puesto que la presente invención es parte de la fabricación del fuselaje, no parte de un montaje posterior.

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 se acompañan.

Descripción de las figuras

La Figura 1 muestra en esquema y en perfil una aeronave con motores de hélice ubicados en la parte trasera de la misma, que comprende el revestimiento de atenuación acústica de la invención.

La Figura 2 muestra en esquema y en planta una aeronave con motores de hélice ubicados en la parte trasera de la misma, que comprende el revestimiento de atenuación acústica de la invención.

La Figura 3 muestra en esquema una sección en el plano de la hélice de los motores de una aeronave que comprende el revestimiento de atenuación acústica de la invención.

La Figura 4 muestra en esquema una sección en el plano de la hélice de la abertura del revestimiento de atenuación acústica de la invención.

La Figura 5 muestra en esquema una sección en detalle de la Figura 4, donde se observa el amortiguador del revestimiento de atenuación acústica de la invención.

La Figura 6 muestra en esquema una ampliación de la Figura 1 donde se muestran los cuatro modelos de propagación de ruido desde las hélices hasta la cabina de pasajeros de una aeronave.

La figura 7 muestra en esquema una sección en detalle de la Figura 4, donde se observa una segunda configuración del amortiguador del revestimiento de atenuación acústica de la invención.

Descripción detallada de la invención

La presente invención se refiere a la forma y estructura de un revestimiento 22 del fuselaje 1 de una aeronave que comprende motores de hélice 3, en la zona afectada acústicamente por los motores de hélice 3.

El ruido generado por los motores de hélice 3 en la parte trasera de una aeronave es produce de varias maneras, según se desprende de la Figura 6:

- Ruido acústico directo, mediante la propagación de ondas acústicas desde el motor 3 a la cabina a través del aire, según A en la Figura 6;

- Ruido acústico indirecto, mediante la propagación de ondas acústicas desde el motor 3 a través del revestimiento 22 del cono de cola de la aeronave, posterior propagación a través del aire y finalmente a través del mamparo de presión trasero 2, según B en la Figura 6.

- Ruido estructural directo, desde el motor 3 a través de la estructura del pilón y del fuselaje 1, según C en la Figura 6.

- Ruido estructural indirecto, siendo éste ruido un acústico directo desde los motores 3 hasta el revestimiento 22 del cono de cola y posteriormente a través de la estructura del cono de cola hasta la cabina, según D en la Figura 6.

Dado que los ruidos que más afectan a la cabina de pasajeros son el acústico indirecto y el estructural indirecto, la presente invención viene a reducir ambos.

Así, para el caso del modelo acústico indirecto, la presente invención desarrolla en la zona de máximo impacto acústico de las hélices 14 un panel 7 no estructural, preferiblemente del tipo sándwich, con gran atenuación acústica a través del citado panel 7.

Para el caso del modelo estructural indirecto, ya que la rigidez estructural ayuda a la propagación de las vibraciones, la presente invención desarrolla una abertura 12 rodeada por un marco estructural formado por las cuadernas 5 y los larguerillos 6 en torno a la zona de máximo impacto acústico de las hélices 14, dentro de la cual se halla un panel no estructural 7 unido al marco estructural anterior mediante una unión muy poco rígida que atenúa considerablemente las vibraciones a través de la misma.

El objeto de la invención es reducir el ruido acústico indirecto y el ruido estructural indirecto generados por un motor de hélices 3 dentro de la cabina de pasajeros de una aeronave mediante la utilización de un revestimiento 22 del cono de cola de la aeronave que comprende una abertura 12 en la que se ha montado un panel no estructural 7 que comprende a su vez un núcleo no metálico del tipo sándwich.

Según se observa en las Figuras 1 y 2, la zona donde las ondas acústicas generadas por las hélices 14 impactan de manera directa es la superficie del revestimiento 22 del cono de cola de la citada aeronave. Las ondas atraviesan el revestimiento 22 y, una vez dentro...

1. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave que comprende motores de hélice (3) caracterizado porque comprende una abertura (12) que está rodeada por un marco estructural formado por las cuadernas (5) y los larguerillos (6) de la aeronave en torno a la zona de máximo impacto acústico de los motores de hélice (3), comprendiendo además dicha abertura (12) un panel no estructural (7) unido al marco estructural anterior mediante una unión poco rígida que atenúa las vibraciones a través de la misma, reduciéndose de este modo el ruido acústico indirecto y el ruido estructural indirecto generados por los motores de hélices (3) dentro de la cabina de pasajeros de la aeronave.

2. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según la reivindicación 1 caracterizado porque el panel no estructural (7) comprende un núcleo (31) no metálico del tipo sándwich que comprende a su vez una piel superior (32) y una piel inferior (33).

3. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según la reivindicación 2 caracterizado porque el núcleo (31) es un núcleo de Rohacell, con espuma rígida de polimetacrilimida de celdilla cerrada.

4. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque el panel (7) está atornillado a las cuadernas (5) y larguerillos (6) de la aeronave, de tal forma que se sujeta el panel (7).

5. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque la estructura de refuerzo de la abertura (12) a la que debe fijarse el panel (7) comprende cuadernas (5) anterior y posterior y dos larguerillos o vigas (6).

6. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque el sistema de amortiguación de las ondas acústicas en el contorno de unión del panel (7) al fuselaje (1) comprende una goma amortiguadora (10) entre el revestimiento (22) y el panel (7).

7. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según la reivindicación 6 caracterizado porque la goma (10) es del tipo goma espuma de silicona con propiedades de amortiguación de vibraciones.

8. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5 caracterizado porque el sistema de amortiguación de las ondas acústicas en el contorno de unión del panel (7) al fuselaje (1) comprende una cama de sellante.

9. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según la reivindicación 8 caracterizado porque la cama de sellante comprende un sellante de interposición o sellante de polisulfuro.

10. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9 caracterizado porque el sistema de amortiguación de las ondas acústicas en el contorno de unión del panel (7) al fuselaje (1) está fijado por un tornillo (9) y una tuerca (11).

11. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9 caracterizado porque el sistema de amortiguación de las ondas acústicas en el contorno de unión del panel (7) al fuselaje (1) está fijado un tornillo (9) y una tuerca (11) al revestimiento (22) y por otro tornillo (9) y otra tuerca (11) al panel (7).

12. Revestimiento (22) de fuselaje (1) de aeronave según la reivindicación 11 caracterizado porque la separación que queda entre el revestimiento (22) y el panel (7) se rellena con sellante de interposición o sellante de polisulfuro.