CAMPO DE LA INVENCION

La presente invención se refiere a una aeronave con motores de propulsión situados en su parte trasera y, más en particular, a los pilones de soporte de dichos motores.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Se conocen aeronaves comerciales (CBA vector 123, SARA, AVANTI, 7J7) provistas de motores de propulsión situados en la parte trasera de la aeronave que están soportados por el fuselaje por medio de pilones fijos.

Uno de los problemas planteados por esta configuración de aeronave está relacionada con eventos de fallo tales como el PBR ("Propeller Blade Reléase"), es decir, un evento en el que una pala de uno de los motores de propulsión se separa y golpea el fuselaje, el UERF (Uncontained Engine Rotor Failure) ó cualquier otro evento que produzca un "gran daño". El diseño de dicho fuselaje trasero debe, pues, tener en cuenta tales eventos y garantizar su capacidad para mantener la estabilidad y proceder a un aterrizaje seguro, es decir, debe ser un fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño.

En la técnica anterior, los pilones fijos unidos a la parte trasera del fuselaje de la aeronave están realizados básicamente con materiales metálicos.

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 ó "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 que se esconden tras 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.

En este contexto, la presente invención está orientada a la satisfacción de la demanda de pilones fijos unidos a la parte trasera de una aeronave para soportar motores hechos con materiales compuestos.

SUMARIO DE LA INVENCION Es un objeto de la presente invención proporcionar un dispositivo de soporte hecho de materiales compuestos para ser unido a la parte trasera de un fuselaje de aeronave, tal como un pilón fijo para una aeronave con motores de propulsión situados en su parte trasera, capaz de resistir eventos de fallo tales como un evento PBR o un evento UERF.

Este y otros objetos se consiguen mediante un dispositivo tal como un pilón unido a una sección de un fuselaje de aeronave que tiene una sección transversal cerrada de una forma curva que comprende un revestimiento y una pluralidad de cuadernas, en el que:

- Su configuración estructural comprende un cajón central dentro del fuselaje de la aeronave y dos cajones laterales externos a sus dos lados hechos con material compuesto, estando estructurados los tres cajones como cajones multi-larguero con revestimientos superiores e inferiores, largueros laterales y al menos un larguero central.

- Hay una interíaz plenamente continua entre el cajón central y el revestimiento del fuselaje y consecuentemente cualquier cuaderna intermedia queda interrumpida al alcanzar el cajón central. - El dispositivo se une al fuselaje de la aeronave manteniendo una plena continuidad en el revestimiento del fuselaje y una plena transferencia de cargas entre cualquier cuaderna interrumpida.

En una realización preferente, el cajón central tiene el mismo número de largueros centrales que el número de cuadernas intermedias interrumpidas, quedando situados dichos largueros centrales en la misma sección del fuselaje que las cuadernas interrumpidas para proporcionarles continuidad en el camino de carga. Se consigue con ello un pilón multi-larguero que es un pilón seguro al fallo para los eventos de fallo considerados.

En otra realización preferente, los medios de unión comprenden filas de accesorios tensores entre, respectivamente, los revestimientos superiores e inferiores de los cajones externos y los revestimientos superior e inferior del cajón central con pernos cruzando el revestimiento del fuselaje, y filas de accesorios tensores entre, respectivamente, los largueros laterales de los cajones externos y los largueros laterales del cajón central con pernos cruzando el revestimiento del fuselaje. Se consigue con ello una unión eficiente de tipo piano entre el cajón central y los cajones laterales que permite la plena continuidad del revestimiento del fuselaje.

En otra realización preferente, los medios de unión también comprenden accesorios de unión con pernos entre las cuadernas intermedias interrumpidas y los largueros centrales del cajón central. Se consigue con ello una unión eficiente entre el cajón central y las cuadernas interrumpidas que permite la plena transferencia de cargas entre ellas.

En otras realizaciones preferentes, el dispositivo es un pilón situado en la parte trasera del fuselaje de la aeronave soportando un sistema de propulsión de la aeronave con palas de hélice, con el cajón central dispuesto a media altura dentro del fuselaje. Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de su objeto en relación con las Figuras que se acompañan. BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS

La Figura 1 es una vista parcial en perspectiva de una aeronave con un sistema de propulsión unido al fuselaje trasero a través de un pilón delantero según la presente invención.

La Figura 2 es una vista frontal de la aeronave mostrada en la Figura 1 .

Las Figuras 3, 4, 5 son vistas en sección de la Figura 2 según, respectivamente los planos A-A, B-B y C-C.

La Figura 6 es una vista parcial esquemática en perspectiva del cajón central de pilón mostrando sus medios de unión a las cuadernas y a los cajones laterales externos.

La Figura 7 es una vista en perspectiva de una sección interna del cajón central del pilón, la Figura 7a es una vista ampliada de su interíaz con el fuselaje y la Figura 7b es una vista ampliada de una de las zonas superiores de dicha interíaz.

DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION

En una aeronave 1 1 con un sistema de propulsión 13 con palas de hélice 15 unido al fuselaje trasero 17 por medio de un pilón delantero 19, el fuselaje trasero 17 debe ser un fuselaje resistente al impacto y tolerante al daño.

El pilón 19 es una estructura altamente cargada debido a la gran distancia en los medios propulsores 13 y el fuselaje 17. Particularmente, la interíaz entre el fuselaje 17 y el pilón 19 está afectada por grandes momentos flectores y de torsión y, en casos de aterrizajes de choque y aterrizajes dinámicos a grandes empujes y cargas verticales. Por otra parte, el pilón 19 debe ser una estructura preparada para ser reparada en casos de eventos muy diferentes tales como daños debidos a eventos de restos de disco, fuego, fallos por fatiga o sustitución de motores.

Como se ilustra en las Figuras 1 -2, en la zona de unión del pilón 19, el fuselaje trasero 17 tiene generalmente un sección transversal cerrada de forma curva con al menos un plano vertical de simetría D-D y un eje longitudinal central 29 y su estructura comprende un revestimiento 31 y unas cuadernas 33 dimensionadas para mantener la estabilidad de la aeronave requerida para proceder a un aterrizaje seguro en un caso de separación de una pala de hélice 15 o en cualquier otro de los eventos de fallo anteriormente mencionados.

Siguiendo las Figuras 2-5 puede verse que en una realización preferente según la presente invención, el pilón 19, realizado enteramente con materiales compuestos, comprende un cajón central 41 dentro del fuselaje 17 de la aeronave y dos cajones laterales externos 51 , 61 a sus dos lados que están unidos al fuselaje 17 de la aeronave a media altura de una manera rígida, manteniendo una completa continuidad del revestimiento 31 del fuselaje. En este sentido debe advertirse que en la técnica anterior, el fuselaje incluye aberturas que permiten el paso del pilón de soporte del sistema de propulsión.

Los tres cajones 41 , 51 , 61 están configurados como cajones multi- larguero con revestimientos superiores e inferiores 43, 45; 53, 55; 63, 65. Los largueros laterales 57, 59; 67, 69 y los largueros centrales 58; 68 de dichos cajones laterales 51 , 61 tienen una configuración en forma de C.

Los largueros laterales 47, 49 del cajón central 41 tienen una configuración en forma de C y los largueros centrales 48 del cajón central 41 tienen una configuración en forma de doble T (una configuración apropiada para proporcionar continuidad a las cuadernas intermedias 33' interrumpidas por el cajón central 41 ).

El cajón central 41 está unido a los cajones externos 51 , 61 por medio de:

- Filas de accesorios tensores 71 entre, respectivamente, los revestimientos superiores e inferiores 53, 55; 63, 65 de los cajones externos 51 ,

61 y los revestimientos superior e inferior 43, 45 del cajón central con pernos cruzando el revestimiento 31 del fuselaje. Los accesorios tensores 71 están conectados a dichos revestimientos superiores e inferiores 53, 63, 43; 55, 65, 45 por medio de remaches de cortadura.

- Filas de accesorios tensores 73 entre, respectivamente, los largueros laterales 57, 59; 67, 69 de los cajones externos 51 , 61 y los largueros laterales 47, 49 del cajón central 41 con pernos cruzando el revestimiento 31 del fuselaje.

Los accesorios tensores 73 están conectados a dichos largueros laterales 57, 67, 47; 59, 69, 49 por medio de remaches de cortadura.

Así pues, el cajón central 41 está unido a los cajones externos 51 , 61 por medio de una llamada unión piano.

La unión entre el cajón central 41 y las cuadernas intermedias 33' interrumpidas por el pilón 19 se hace como se muestra en las Figures 7, 7a y 7b por medio del accesorio de tensión y cortadura 81 unido al alma y al ala interior de la cuaderna intermedia 33' y del accesorio trasero 83 unido a un larguero central 48 y a los revestimientos superior e inferior 43, 45 del cajón central 41 por medio de remaches de cortadura. Las cargas de tensión y cortadura se transmiten por medio de pernos entre el accesorio de tensión y cortadura 81 y el accesorio trasero 83. Por otra parte, el revestimiento 31 del fuselaje proporciona continuidad al ala externa de la cuaderna intermedia 33'.

En la realización que venimos de describir los cajones externos 51 , 61 tienen largueros con forma de C pero el experto en la materia entenderá fácilmente que la invención también es aplicable a cajones con largueros en forma de Doble T, X, Doble-Lambda, Doble Pi, W ó incluso a una estructura de cajón con largueros corrugados.

Por otra parte, puede apreciarse que sus largueros centrales 58, 68 no tienen ningún papel específico en la unión con el cajón central 41 en una situación de ausencia de daños por lo que su número y posición depende únicamente de consideraciones dimensionales respecto a los cajones laterales 51 , 61 . En situaciones de daño, los largueros centrales 58, 68 tienen una función de cierre de los cajones de torsión. Respecto al cajón central 41 , sus largueros laterales 47, 49 tienen la misma configuración en forma de C que los largueros laterales 57, 59; 67, 69 de los cajones externos. Cualquier otra configuración de dichos largueros laterales 47,49 que permita una unión de tipo piano tal como una configuración en forma de Doble T, X, Doble-Lambda, Doble Pi, W ó incluso largueros corrugados, es aceptable.

La configuración en forma y posición de los largueros centrales 48 depende de las anteriormente mencionadas cuadernas intermedias interrumpidas 33' para poder proporcionar la mencionada transferencia de cargas, es decir la continuidad de cargas por medio de los largueros centrales 48.

Se considera que este diseño estructural del pilón 19 refuerza la resistencia torsional del fuselaje trasero 17 para hacer frente a un evento de fallo tal como un evento de separación de una pala de hélice 15 de un motor 13 causando el fallo de una parte de alguno de los cajones 41 , 51 , 61 porque la estructura multi-larguero de dichos cajones permite el mantenimiento de un cajón cerrado para soportar el momento de torsión producido en dicho evento.

En segundo lugar se considera que este diseño estructural del pilón 19 proporciona una interíaz reforzada con el fuselaje para mantener la estabilidad de la aeronave en cualquier evento de fallo.

Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones siguientes.