FUSELAJE DE AERONAVE RESISTENTE AL IMPACTO Y TOLERANTE AL DAÑO.

Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño,

con un sistema de propulsión (13) unido por medio de pilones (17) delanteros, que comprende: un revestimiento (35); una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente al eje longitudinal (33); un cajón longitudinal superior (41) entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior (51) entero o dividido internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento (35) una estructura multi-celular, perteneciendo en cada célula el lado exterior al revestimiento (35) y los lados interiores a dichos cajones longitudinales (41, 51); una pluralidad de vigas laterales (61) que están interconectadas con dichas cuadernas (37) para formar con el revestimiento (35) una unidad estructural. Dichos componentes (35, 37, 41, 51, 61) de la pieza de fuselaje están dimensionados de manera que la aeronave pueda hacer frente al efecto de eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número suficiente de celdas cerradas.

FUSELAJE DE AERONAVE RESISTENTE AL IMPACTO Y

TOLERANTE AL DAÑO

5 CAMPO DE LA INVENCiÓN

La presente invención se refiere a una pieza de fuselaje de una aeronave

con motores de propulsión y, más en particular, a una pieza de fuselaje

resistente al impacto y tolerante al daño.

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ANTECEDENTES DE LA INVENCiÓN

Se conocen aeronaves comerciales (CBA vector 123, SARA, AVANTI,

7 J7) provistas de motores de propulsión situados en la parte trasera de la

15 aeronave que están unidos al fuselaje por medio de pilones.

Uno de los problemas planteados por esa configuración de aeronave está

relacionado con eventos de fallo tales como un evento PBR ("Propeller Blade

Release") , es decir un evento en el que una pala de una hélice se separa de ella

y golpea el fuselaje, un evento UERF ("Uncontained Engine Rotor Failure") , es

20 decir un evento en el que una parte del rotor del motor se rompe, se separa de

él y golpea el fuselaje, un evento de acumulación de hielo en el que una

acumulación de hielo en las puntas de las palas puede ser lanzada a gran

velocidad sobre el fuselaje, o cualquier otro evento de "Gran Daño".

El d [seño de dicho fuselaje trasero debe por tanto tener en cuenta dichos

25 eventos y garantizar su capacidad para mantener la estabilidad y proceder a un

aterrizaje seguro de la aeronave, es decir debe ser un fuselaje resistente al

impacto y tolerante al daño.

Una pala de hélice ó cualquier otro componente de un motor de

propUlsión separada del mismo a causa de un fallo en el motor puede impactar

3O en el fuselaje trasero a gran velocidad y seccionarlo. 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. Si una pala de hélice impacta contra el fuselaje y lo secciona, la resistencia a la torsión del fuselaje se reduce considerablemente porque la rigidez torsional al de una sección cerrada es proporcional al áreá total cubierta por la sección mientras que la rigidez torsíonal de una sección abierta es proporcional al área material de la sección.

Los motores de propulsión también pueden estar situados en el ala y una pala de hélice separada de ellos puede impactar el fuselaje central enfrente del ala. En este área del fuselaje la torsión de qUe debe soportar el fuselaje es relativamente baja y no supone un situación crítica de emergencia. Sin embargo esa situación cambia cuando los motores de propulsión están situados en la parte trasera del fuselaje enfrente del empenaje porque en ese caso el par generado por el empenaje debido al fallo de un motor es muy grande y puede causar una situación catastrófica para la aeronave que debe ser evitada.

Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la industria aeronáutica y por ello es una tendencia actual la sustitución de 20 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 ó "prepeg" . .

5 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.

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

5 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 traseros sujetos a

dichos eventos de fallos y propone una solución diferente a la de WO

1 0 2009/068638.

SUMARIO DE LA INVENCiÓN

Es un objeto de la presente invención proporcionar una pieza de fuselaje

1 5 para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje por medio de

unos pilones delanteros altamente resistente a las cargas torsionales

producidas en caso de un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento

UERF.

Es otro objeto de la presente invención proporcionar una pieza de

2 O fuselaje para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje por.

medio de unos pilones delanteros con una estructura resistente al impacto para

hacer frente a un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF ó

un evento de acumulación de hielo.

Es otro objeto de la presente invención proporcionar una pieza de

25 fuselaje para una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje por

medio de unos pilones delanteros con una estructura tolerante al daño para

hacer frente a un evento de fallo tal como un evento PBR o un evento UERF ó

un evento de acumulación de hielo.

Estos y otros objetos se consiguen con una pieza de fuselaje de

30 aeronave, teniendo la sección transversal de dicha pieza de fuselaje una forma

curvada con al menos un plano vertical de simetría y un eje longitudinal central,

comprendiendo la pieza de fuselaje un revestimiento, una pluralidad de

cuadernas dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal,

comprendiendo también dicha pieza de fuselaje un cajón longitudinal superior

entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior entero o dividido

internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento una

5 estructura multi-celular perteneciendo en cada célula el lado exterior al

revestimiento y los lados interiores a dichos cajones longitudinales,

comprendiendo también dicha pieza de fuselaje una pluralidad de vigas

laterales que están interconectadas con dichas cuadernas para formar con el

revestimiento una unidad estructural; estando dimensionados dichos

1 0 componentes de la pieza de fuselaje de manera que la aeronave pueda hacer

frente al efecto de eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número

suficiente de celdas cerradas.

En una realización preferente dichos eventos de fallo pre-definidos

comprenden uno o más de los siguientes, un evento PBR, un evento UERF, un

15 evento de acumulación de hielo. Se consigue con ello una pieza de fuselaje de

aeronave capaz de hacer frente a unos eventos de fallo que deben

deseablemente ser tenidos en cuenta durante su diseño.

En realizaciones preferentes, dicho cajón longitudinal superior está

dividido en un cajón rectangular central y dos cajones triangulares laterales, las

2 O cuadernas tienen almas extendidas dentro de dichos cajones unidas a ellos y

está dimensionado para que, en el caso de uno de dichos eventos pre-definidos

de fallo, al menos dos de dichos tres cajones permanezcan como cajones

cerrados. Se consigue con ello una pieza de fuselaje de aeronave con una

estructura multi-celular superior que proporciona un estructura de fuselaje

2 5 altamente resistente y tolerante al daño.

En otras realizaciones preferentes, dicho cajón longitudinal inferior está

dividido en dos cajones rectangUlares y está dimensionado para que, en el caso

de uno de dichos eventos pre-definidos de fallo, al menos uno de dichos dos

cajones permanezca como un cajón cerrado. Se consigue con ello una pieza de

30 fuselaje de aeronave con una estructura multí-celular inferior que proporciona un

estructura de fuselaje altamente resistente y tolerante al daño.

En otra realizaGÍón preferente, los principales elementos de dicha pieza

de fuselaje de aeronave están hechos con materiales compuestos. Se consigue

con ello una pieza de fuselaje de aeronave con una estructura de fuselaje

altamente resistente y tolerante...

1. Pieza de fuselaje (31) de aeronave situada en una sección de la aeronave (11) que tiene un sistema de propulsión (13) unido al fuselaje por

medio de pilones (17) delanteros, teniendo la sección transversal de dicha pieza de fuselaje (31) una forma curvada con al menos un plano vertical de simetría (A-A) y un eje longitudinal central (33) , comprendiendo la pieza de fuselaje (31) un revestimiento (35) , una pluralidad de cuadernas (37) dispuestas perpendicularmente a dicho eje longitudinal (33) , caracterizada porque:

- también comprende un cajón longitudinal superior (41) entero o dividido internamente y un cajón longitudinal inferior (51) entero o dividido internamente que están configurados para formar junto con el revestimiento (35) una estructura multi-celular, perteneciendo en cada célula el lado exterior al revestimiento (35) y los lados interiores a dichos cajones longitudinales (41, 51) ;

- también comprende una pluralidad de vigas laterales (61) que están interconectadas con dichas cuadernas (37) para formar con el revestimiento (35) una unidad estructural;

-dichos componentes (35, 37, 41, 51, 61) de la pieza de fuselaje están dimensionados de manera que la aeronave pueda hacer frente al efecto de 2 O eventos pre-definidos de fallo manteniendo un número suficiente de celdas

cerradas.

2. Pieza de fuselaje (31) de aeronave según la reivindicación 1, caracterizada porque dicho cajón longitudinal superior (41) está dividido en un 25 cajón rectangular central (43) y dos cajones laterales triangulares (45, 47) .

3. Pieza de fuselaje (31) de aeronave según la reivindicación 2, caracterizada porque las cuadernas (37) tienen almas extendidas dentro de dichos cajones (43, 45, 47) Y unidas a ellos.

4. Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizada porque dicho cajón longitudinal inferior (51) está dividido en dos cajones rectangulares (53, 55) a cada lado del plano vertical de simetría (A-A) .

5. Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las 5 reivindicaciones 1-4, caracterizada porque todos sus componentes (35, 37, 41, 51, 61) están hechos con materiales compuestos.

6. Pieza de fuselaje (31) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, caracterizada porque está situada en la parte trasera de la 10 aeronave y tiene unido un empenaje (21, 23) detrás del sistema de propulsión (13) .

FIG. 1a FIG. 1 b

\

FIG.2

FIG.3a

FIG.3b

16'

FIG.3c

~A

47

55

L.A

FIG.4