Fuselaje de aeronave resistente a impactos.Configuración estructural del fuselaje trasero (4) de una aeronave con motores de hélice (1) que comprenden hélices (23) formadas a su vez por palas (3),

estando los citados motores de hélice (1) ubicados en la parte trasera de la aeronave y estando a su vez el empenaje (5) de la aeronave situado detrás del plano de las hélices (23), comprendiendo la configuración estructural del fuselaje trasero (4) un revestimiento exterior (6) y un revestimiento interior (7), estando ambos revestimientos (6, 7) unidos por medio de unos elementos radiales (13) que configuran unas celdillas (14), de tal forma que la configuración estructural obtenida maximiza la resistencia a torsión del fuselaje trasero (4) de la aeronave en caso de daño del citado fuselaje trasero (4) por desprendimiento de una de las palas (3) de los motores de hélice (1)

Fuselaje de aeronave resistente a impactos.

Campo de la invención

La presente invención se refiere a un fuselaje resistente a impactos para aeronaves con motores de hélice ubicados en la parte trasera y con el empenaje situado detrás del plano de las hélices.

Antecedentes de la invención

Un fallo en el motor que produzca un desprendimiento de una de las palas de la hélice, puede impactar a gran velocidad contra el fuselaje trasero, seccionándolo. En esta condición de emergencia, la aeronave opera con sólo un motor, el cual genera un empuje hacia delante, fuera del plano de simetría del avión. Este empuje produce un momento de guiñada que tiene que ser compensado con una fuerza aerodinámica lateral producida por el estabilizador vertical del empenaje, para que la aeronave pueda seguir navegando de manera estable. Ya que el estabilizador vertical se halla por encima del fuselaje posterior, esta fuerza aerodinámica lateral genera una torsión a lo largo del fuselaje trasero. Si la pala impacta contra el fuselaje y lo secciona, la resistencia a torsión del fuselaje se ve reducida considerablemente, ya que la rigidez a torsión de una sección cerrada es proporcional al área total encerrada por la sección, mientras que la rigidez a torsión de una sección abierta es proporcional al área de la sección que tiene material. Por lo tanto, es fundamental diseñar una sección que tenga múltiples celdas cerradas e independientes de modo que en el caso de daño, residualmente permanezca suficiente área de sección cerrada como para soportar la torsión producida por el empenaje en la condición de emergencia de un motor apagado.

Habitualmente, los motores de hélice se ubican en el ala de modo que un desprendimiento de una hélice puede impactar en el fuselaje central, por delante del ala. En esta zona del fuselaje, la torsión que tiene que soportar el citado fuselaje es relativamente baja, y no es una condición de emergencia crítica. Esto hace que hasta ahora no se haya considerado la rigidez residual a torsión después de impacto como un factor crítico en el diseño de los fuselajes. Sin embargo, esta condición cambia cuando se ubican los motores de hélice en la parte trasera de la aeronave delante del empenaje, ya que entonces el momento torsor generado por el empenaje debido al fallo de un motor es muy elevado, produciendo una situación catastrófica para la aeronave, situación que ha de ser prevenida.

Otra de las ventajas añadidas es que el diseño del fuselaje según la presente invención atenúa considerablemente el ruido producido por las hélices de los motores en funcionamiento, ruido que se propaga a través del revestimiento del fuselaje, llegando a la cabina de pasajeros.

La presente invención está orientada a la satisfacción de esta demanda.

Sumario de la invención

El objetivo de la presente invención es una configuración estructural del fuselaje trasero de una aeronave con motores de hélice, estando los citados motores de hélice ubicados en la parte trasera de la aeronave, en la cual el empenaje está situado detrás del plano de las hélices. La configuración estructural propuesta por la invención es altamente resistente a las cargas de torsión provenientes del empenaje de la aeronave en caso de daño en el fuselaje de la misma por desprendimiento de una de las palas del motor de hélice.

La presente invención desarrolla un fuselaje trasero de aeronave que comprende una doble cáscara resistente y unida mediante nervios radiales. De esta manera, el revestimiento del fuselaje de la aeronave comprende a su vez múltiples celdas cerradas, de tal forma que un posible daño que seccione el fuselaje dejará residualmente aún muchas celdas cerradas. Como la resistencia a torsión de una sección es proporcional al área encerrada por las celdas cerradas, se asegura mediante la invención una resistencia residual a torsión suficiente como para que la aeronave llegue al aeropuerto más cercano sin que se produzca un fallo catastrófico de la estructura de la misma.

La presente invención está orientada en particular al campo de la aviación civil de motores de hélice ubicados en la parte trasera de la aeronave y con el empenaje detrás del plano de las hélices, aumentando considerablemente la resistencia al daño, concretamente la resistencia a torsión del fuselaje.

Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada, presentada a continuación, 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 la sección, en un plano perpendicular al eje de vuelo de la aeronave, del fuselaje trasero de aeronave según la presente invención.

La Figura 2 muestra en esquema y en planta la parte posterior de una aeronave con motores de hélice ubicados en la parte trasera de la misma, y con el fuselaje trasero según la presente invención.

La Figura 3 muestra en esquema y en perfil la parte posterior de una aeronave con motores de hélice ubicados en la parte trasera de la misma, y con el fuselaje trasero según la presente invención.

La Figura 4 muestra en esquema la sección en un plano perpendicular al eje de vuelo de la aeronave, del fuselaje trasero de aeronave según la presente invención cuando se ha sufrido un daño severo por el desprendimiento de una pala de la hélice.

Descripción detallada de la invención

Según la invención (ver Figura 1) el fuselaje trasero 4 de aeronave comprende un revestimiento o carcasa exterior 6 y un revestimiento o carcasa interior 7, estando ambos revestimientos 6 y 7 unidos por medio de unos elementos radiales 13. Las celdillas 14 resultantes de la configuración de fuselaje 4 anterior irán preferiblemente rellenas de un material 15 resistente y poco denso, de tal forma que este relleno de material 15 tiene el efecto de evitar el pandeo local de las celdillas 14 de la estructura, estabilizando de esta forma la estructura multicelular de pared delgada del fuselaje 4.

Los motores de hélice 1 de la aeronave pueden estar enganchados al fuselaje 14 de la aeronave (como se muestra en la Figura 2) o en otro lugar. En dicha Figura se muestra el plano 2 de las hélices 23, las palas 3 de una hélice 23, el empenaje 5 de la aeronave y la zona de fuselaje trasero 4 que puede ser dañada, comprendiendo el fuselaje trasero 4 un revestimiento exterior 6, un revestimiento interior 7 y una zona de transición 8 entre el fuselaje 14 y el fuselaje trasero 4.

Según muestra la Figura 4, cuando se produce un daño severo debido al desprendimiento de una pala 3 de una hélice 23, la trayectoria 16 de la citada pala 3 produce un daño 17 de modo que toda la sección deja de soportar momento torsor.

Según se observa en las Figuras 2 y 3, las aeronaves con motores de hélice 1 ubicados en la parte trasera de las mismas están enganchados al fuselaje 14 como muestran las citadas Figuras, pudiendo estar también enganchados a otra parte de la aeronave, estado el empenaje 5 ubicado detrás del plano 2 de las hélices 23. El fuselaje 14 de dichas aeronaves comprende una zona 4 que tiene riesgo de sufrir graves daños en el caso de que una pala 3 de una hélice 23 se desprenda e impacte con elevada energía en el fuselaje 4.

Debido a que en el caso de emergencia de desprendimiento de una pala 3 por un motor de hélice 1, ese motor deja de funcionar, el otro motor 1 tiene que seguir impulsando a la aeronave hacia delante, generando un momento de guiñada en la citada aeronave que deberá compensarse con una fuerza lateral aerodinámica producida por el empenaje 5. Esta fuerza, a su vez, producirá una torsión del fuselaje 14 que deberá ser soportada por la sección del fuselaje 14 correspondiente.

Como explica la teoría fundamental de las vigas sometidas a torsión, la resistencia de una sección cerrada es proporcional al área total encerrada por la sección, mientras que la rigidez a torsión de una sección abierta es proporcional al área de la sección que tiene material.

Estos factores demuestran que en el caso de un desprendimiento de pala de un motor de hélice ubicado en la parte trasera de la aeronave con el empenaje ubicado detrás del plano de las hélices, el momento torsor generado por el empenaje para compensar el momento de guiñada producido por tener un solo motor propulsando resultará catastrófico si la pala impacta en el fuselaje trasero...

1. Configuración estructural del fuselaje trasero (4) de una aeronave con motores de hélice (1) que comprenden hélices (23) formadas a su vez por palas (3), estando los citados motores de hélice (1) ubicados en la parte trasera de la aeronave y estando a su vez el empenaje (5) de la aeronave situado detrás del plano de las hélices (23), caracterizado porque la configuración estructural del fuselaje trasero (4) comprende un revestimiento exterior (6) y un revestimiento interior (7), estando ambos revestimientos (6, 7) unidos por medio de unos elementos radiales (13) que configuran unas celdillas (14), de tal forma que la configuración estructural obtenida maximiza la resistencia a torsión del fuselaje trasero (4) de la aeronave en caso de daño del citado fuselaje trasero (4) por desprendimiento de una de las palas (3) de los motores de hélice (1).

2. Configuración estructural del fuselaje trasero (4) de una aeronave con motores de hélice (1) según la reivindicación 1 caracterizado porque las celdillas (14) están rellenas de un material (15) resistente y poco denso, de tal forma que este relleno de material (15) tiene el efecto de evitar el pandeo local de las celdillas (14) de la estructura, estabilizando de esta forma la estructura multicelular de pared delgada del fuselaje (4).

3. Configuración estructural del fuselaje trasero (4) de una aeronave con motores de hélice (1) según la reivindicación 2 caracterizada porque el material (15) es un material poroso.

4. Configuración estructural del fuselaje trasero (4) de una aeronave con motores de hélice (1) según la reivindicación 2 caracterizada porque el material (15) es una espuma.

5. Configuración estructural del fuselaje trasero (4) de una aeronave con motores de hélice (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el número de celdillas (14) se determina en función de un análisis estadístico de los daños que se puedan producir en la sección del fuselaje trasero (4) y de cuál es el número óptimo de celdas (14) a considerar.

6. Configuración estructural del fuselaje trasero (4) de una aeronave con motores de hélice (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque la altura de los elementos radiales (13) y por lo tanto la distancia entre el revestimiento exterior (6) y el revestimiento interior (7) se diseñarán de modo que soporten todas las fuerzas que tiene que soportar el fuselaje de la aeronave.

7. Configuración estructural del fuselaje trasero (4) de una aeronave con motores de hélice (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende además una zona de transición (8) del revestimiento interior (7) en la que se unen el revestimiento exterior (6) con el revestimiento único de otras zonas del fuselaje de la aeronave, longitudinalmente a lo largo del fuselaje de la citada aeronave, y en cuanto se abandona la zona (4) de riesgo de impacto de la pala (3) del motor de hélice (1).