FUSELAJE DE AERONAVE RESISTENTE AL IMPACTO Y TOLERANTE AL DAÑO MEJORADO.

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.

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 seguridad de la aeronave.

Los requerimientos de certificación son muy restrictivos en relación con la seguridad 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 seguridad 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....

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 (35) 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 (35) 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 (35) .

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.

11. 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 10-11, 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 10-11, 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 aramida.

14. Sección (32) del fuselaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 10-11, 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 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.