ES2382062A1 - Superficie estabilizadora y de control direccional de aeronave. - Google Patents
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Abstract
Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave, comprendiendo dicha superficie un estabilizador vertical (2) y un timón de dirección (3), siendo el citado timón de dirección (3) deflectable con respecto al estabilizador vertical (2), comprendiendo además el timón de dirección (3) un perfil interior (10) que es extraíble y retráctil a través de un sistema de actuación (40) con respecto al resto de la estructura del timón de dirección (3), tal que la superficie estabilizadora y de control, en la posición de retracción del perfil interior (10) del timón de dirección (3), es una superficie aerodinámica óptima en condiciones de vuelo normales, al tiempo que se consigue el aumento de la superficie aerodinámica de control del estabilizador vertical (2) por requerimientos de controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades de la citada aeronave y ante fuertes momentos de guiñada.
Description
Superficie estabilizadora y de control
direccional de aeronave.
La presente invención se refiere a una
superficie estabilizadora y de control direccional de aeronave,
capaz de estabilizar y direccionar la aeronave cuando ésta se
encuentra sometida en particular a fuertes momentos de guiñada no
previstos.
Son bien conocidas y estudiadas las superficies
de la aeronave que proporcionan estabilidad y control direccional de
la misma. Entre ellas, las fundamentales son el estabilizador
vertical y el timón de dirección. A través del estabilizador
vertical se consigue que el morro del avión esté orientado a la
dirección de vuelo y, mediante el timón de dirección, se
contrarrestan los momentos de guiñada que se ejercen sobre la
aeronave, al tiempo que se controla la dirección lateral de vuelo
de dicha aeronave.
El tamaño y la potencia de actuación del timón
de dirección quedan determinados, además de por requerimientos
aerodinámicos a los que está sometida la aeronave, por otra serie de
factores o causas propias de la aeronave, como por ejemplo el caso
en que se produce un fallo en uno de los grupos propulsores de la
misma, siendo además este factor determinante para la certificación
de la aeronave por las autoridades competentes en la materia para lo
cual se requiere un control suficiente para unas velocidades y
condiciones determinadas, tanto en tierra como en vuelo, para el
caso concreta de fallo en uno de los grupos propulsores de la
aeronave.
El problema del control direccional en caso de
fallo de uno de los grupos propulsores en grandes aeronaves de uso
civil es abordado por diferentes documentos, como por ejemplo en el
documento US 5,375,793. En dicho documento se pone de manifiesto
cómo, en la mayoría de los casos, el piloto es el que realiza las
deflexiones pertinentes en las superficies de control alares (en el
caso de que estén justificadas) durante el momento crítico de la
pérdida de uno de los grupos propulsores de la aeronave. Como
describe el documento anterior, esta maniobra sólo se justifica bajo
la condición de que la aeronave tenga tendencia a abandonar su
estabilidad lateral, lo cual no se produce en numerosas aeronaves,
con lo cual el piloto sólo cuenta en estos casos con la deflexión
máxima del timón de dirección como alternativa para contrarrestar el
momento de guiñada sobre la aeronave al que da lugar el fallo de uno
de los grupos propulsores de la misma.
En este punto, es conocido en la técnica el
recurrir a un aumento del número de superficies aerodinámicas de
control presentes en las alas, como por ejemplo los alerones,
flaps, spoilers y slats, o bien recurrir a la mejora
de la eficiencia de las citadas superficies. De esta manera, se
intenta mejorar la estabilidad dinámica
latero-direccional de la aeronave operando dichas
superficies a través de controles automáticos. Como resultado de
este proceso, durante la fase de despegue de una aeronave con
problemas de motor o viento cruzado, lo cual correspondería a
situaciones que conllevarían un momento de guiñada muy elevado, al
ser baja la velocidad de la aeronave y muy elevados los momentos
sobre la misma originados por el fallo en un grupo propulsor o por
la existencia de situaciones externas como un fuerte viento cruzado,
la eficiencia en la guiñada de las superficies aerodinámicas es
incrementada de manera automatizada mediante, por ejemplo, la
aplicación por parte del piloto de una deflexión máxima en el timón
de dirección.
Los problemas que plantean soluciones conocidas
de este tipo residen en que se aumenta la complejidad de la
estructura de la aeronave y de sus sistemas de control de vuelo.
Esto da lugar a un aumento del peso y de la resistencia aerodinámica
de la aeronave, lo que conlleva un aumento del consumo de
combustible y del ruido de la misma.
La velocidad mínima de control para una aeronave
en su fase despegue es aquella para la cual, cuando se produce fallo
en uno de los grupos propulsores de la misma, el piloto es capaz de
mantener el control de la aeronave a través de la deflexión del
timón de dirección como única operación, es decir, sin que esta
acción requiera habilidades extraordinarias de pilotaje. Esta
velocidad está íntimamente relacionada con la longitud de la pista
de despegue. Es decir, el estabilizador vertical de una aeronave se
diseñará para que, en la fase de despegue, si el avión ha superado
su velocidad mínima de control y se produce un fallo de grupo
propulsor, su superficie aerodinámica en combinación con la
actuación en el timón de dirección puedan absorber el momento de
guiñada que se produce sobre la aeronave como consecuencia del
empuje asimétrico al que se ve sometida, manteniendo la estabilidad
direccional necesaria para realizar la maniobra de despegue con
éxito. Por debajo de esta velocidad mínima de control el avión
deberá cumplir el requerimiento de ser capaz de realizar una
maniobra de frenado con éxito, es decir, dentro de la longitud de la
pista y cumpliendo con todas las normativas de seguridad para los
pasajeros.
Teniendo en cuenta las premisas anteriores, es
deseable que la velocidad mínima de control sea lo más baja posible,
de tal manera que el avión pueda operar en pistas con longitudes
menores. El disponer de menores velocidades mínimas de control lleva
implícito que la superficie del estabilizador vertical y la
superficie y potencia del timón de dirección sean mayores, lo cual
supone una penalización en peso y en resistencia aerodinámica,
además de incrementar los costes de fabricación, el peso resultante
de la estructura y el gasto de combustible en vuelo. La presente
invención resuelve estos inconvenientes, de tal manera que
proporciona mayor superficie de timón en caso de fallo de motor pero
manteniendo la superficie mínima para los requerimientos de
aeronavegabilidad de la aeronave en las demás condiciones y
regímenes de vuelo, y por tanto no produciendo una penalización en
aumento de resistencia aerodinámica y como consecuencia un aumento
de gasto de combustible y de eficiencia en el empuje de los grupos
propulsores.
Como se ha explicado anteriormente, se han
desarrollado varias invenciones que intentan reducir el tamaño del
estabilizador vertical y mantener las características de control
direccional de la aeronave a través del aumento de las superficies
de control aerodinámicas de las alas, como por ejemplo las de los
documentos WO 03/016133 A1, US 2007/0102587, US 4,132,375 ó la del
documento US 5,375,793, anteriormente mencionado. Este tipo de
soluciones aumenta la complejidad de los sistemas de control del
avión y limita la capacidad de reacción y pilotaje de la tripulación
a la deflexión máxima del timón de dirección, maniobra insuficiente
en el caso de no estar conjugada con la activación de los sistemas
descritos. Por otro lado, el uso de spoilers o alerones (superficies
aerodinámicas de las alas) puede crear un momento de balanceo en la
aeronave, el cual se controlará a través del uso de otras
superficies, lo cual dará lugar, bien a un aumento innecesario de
carga de trabajo para el piloto, bien a una mayor complejidad de los
sistemas automáticos de control de vuelo. Es decir, el aumento de
las superficies aerodinámicas de control en el ala conlleva un
aumento de la resistencia aerodinámica y por tanto disminuye la
capacidad de empuje de los motores, es decir, la capacidad del avión
de acelerar en un momento crítico en el que esta característica
puede resultar decisiva. Otro de los inconvenientes de disponer de
más superficies aerodinámicas sobre la aeronave es que su actuación
lleva a un aumento considerable del ruido. Este tipo de problemas
descritos pueden aumentar exponencialmente si, como recoge el
documento US 2006/0284022, extendemos el uso de estas superficies
aerodinámicas a otras partes constitutivas de la aeronave, como
puede ser el fuselaje o el conjunto de cola.
Otra de las ventajas de la presente invención
respecto a otras existentes es su simplicidad. Existen numerosas
invenciones (US 2,643,833, US 5,681,010, US 2,941,752) que
revindican el concepto de adaptar el área del conjunto de cola en
función de la fase de vuelo en la que se encuentre la aeronave, pero
añaden gran cantidad de elementos mecánicos a la estructura lo que
conlleva el aumento de peso del conjunto y por tanto una peor
eficiencia energética, así como diversos inconvenientes, como puede
ser una penalización a la hora de realizar el centrado de la
aeronave.
La presente invención está orientada a la
solución de los inconvenientes anteriormente planteados.
La presente invención se refiere a una solución
técnica que mejora, especialmente en la fase de despegue
(velocidades de la aeronave muy bajas) aunque también en el resto de
fases del vuelo, el comportamiento de una aeronave cuando se induce
sobre ella un momento de guiñada no previsto por causas propias del
avión como es el fallo de uno de sus motores, si bien este momento
de guiñada también puede deberse a la descompensación del transporte
de cargas externas o debido a factores externos a la aeronave, como
por ejemplo viento cruzado o inundación de parte de la pista de
despegue.
Así, el objetivo de la invención es la reducción
del área de la superficie estabilizadora y de control direccional de
aeronave, que comprende un estabilizador vertical y un timón de
dirección, en concreto la reducción de la superficie del
estabilizador vertical, sin influir en los requerimientos de la
citada superficie estabilizadora y de control direccional como
superficie de control. La invención consigue este objetivo a través
de una superficie estabilizadora y de control direccional en la cual
se persigue la adecuación de la superficie del timón de dirección
fundamentalmente en la fase de despegue de la aeronave y en
condiciones en las que el avión está sometido a un fuerte momento de
guiñada como consecuencia del fallo de uno de sus grupos
propulsores, o derivado del transporte de cargas externas, de la
inundación de parte de la pista de despegue o de los efectos de un
viento cruzado, entre otros.
Una de las ventajas de la invención es su
sencillez de aplicabilidad en aeronaves de uso civil disponibles en
la actualidad, así como su baja influencia sobre el resto de
superficies aerodinámicas de la aeronave, tanto en su uso como en la
automatización de su control.
La invención consigue los objetivos anteriores a
través de una superficie estabilizadora y de control direccional,
comprendiendo dicha superficie un estabilizador vertical y un timón
de dirección, tal que el timón de dirección es deflectable con
respecto a la estructura del estabilizador vertical, comprendiendo a
su vez dicho timón de dirección un perfil interior extraíble con
respecto a la estructura del propio timón de dirección, pudiendo a
su vez abrirse la estructura del timón de dirección tal que permita
la extracción del perfil interior del mismo, cerrándose dicha
estructura una vez que se ha extraído por completo el perfil
interior, tal que el timón de dirección, tanto en su configuración
extendida o retraída, conserve sus propiedades de superficie
aerodinámica y continuidad de flujo. La superficie estabilizadora y
de control direccional de la aeronave comprende:
- -
- un sistema de deflexión que permite la deflexión del timón de dirección con respecto al estabilizador vertical, estando dicho sistema de deflexión anclado por un lado a la estructura del estabilizador vertical y sujeto por otro lado a una cogida en el timón de dirección;
- -
- un sistema de actuación que permite el movimiento del perfil interior del timón de dirección en la dirección longitudinal del citado timón permitiendo, por tanto, la extensión del timón de dirección según su eje longitudinal, estando el citado sistema de actuación anclado por un lado en la propia estructura del timón de dirección y, por otro lado, cogido al perfil interior del timón;
- -
- un sistema de actuación de la propia estructura del timón de dirección, que permite la apertura de dicho timón para permitir así la posterior extracción del perfil interior del mismo, así como el cierre posterior de la estructura del timón una vez que el perfil interior se ha retraído.
Con una configuración tal, se consigue el
aumento de la superficie aerodinámica de control de la superficie
estabilizadora y de control direccional por requerimientos de
controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades y ante fuertes
momentos de guiñada poco frecuentes provocados por causas propias de
la aeronave, como es el fallo de uno de sus grupos propulsores, o
por causas externas a la configuración de la aeronave, como la
descompensación de pesos por transporte de mercancías, la
existencia de fuerte viento cruzado o inundación de parte de la
pista de despegue, consiguiéndose al mismo tiempo con dicha
configuración, cuando el timón de dirección está retraído, una
superficie aerodinámica óptima para condiciones de vuelo
normales.
La presente invención se fundamenta así en la
reducción del sobredimensionado del estabilizador vertical causado
por su requerimiento de controlabilidad a bajas velocidades y ante
momentos fuertes de guiñada a través de una superficie en la cual el
timón de dirección es extensible, consiguiéndose el objetivo de la
reducción del área del conjunto de cola sin aumentar en gran medida
la complejidad real de la estructura ni de los sistemas de control
de vuelo, lo que da lugar a una reducción efectiva de peso y de la
resistencia aerodinámica, y, por tanto, del consumo de combustible y
del ruido.
Otras características y ventajas de la presente
invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de
realizaciones ilustrativas de su objeto en relación con las figuras
que se acompañan.
La Figura 1 muestra en esquema y en perfil una
superficie estabilizadora y de control direccional con el timón de
dirección retraído con respecto al estabilizador vertical, según la
presente invención.
Las Figuras 2a y 2b muestran en esquema y en
perfil una superficie estabilizadora y de control direccional con el
timón de dirección extendido de dos modos diferentes, con respecto
al estabilizador vertical, según la presente invención.
Las Figuras 3a y 3b muestran en esquema y en
planta una superficie estabilizadora y de control direccional con el
timón de dirección retraído mediante una primera realización de la
presente invención.
Las Figuras 4a y 4b muestran en esquema y en
planta una superficie estabilizadora y de control direccional con el
timón de dirección extendido mediante una primera realización de la
presente invención.
Las Figuras 5a y 5b muestran en esquema y en
planta una superficie estabilizadora y de control direccional con el
timón de dirección retraído y extendido, respectivamente, mediante
una segunda realización de la presente invención.
Las Figuras 6a y 6b muestran en esquema y en
planta una superficie estabilizadora y de control direccional con el
timón de dirección retraído y extendido, respectivamente, mediante
una tercera realización de la presente invención.
Las Figuras 7a y 7b muestran en esquema y en
planta una superficie estabilizadora y de control direccional con el
timón de dirección retraído y extendido, respectivamente, mediante
una cuarta realización de la presente invención.
Las Figuras 8a y 8b muestran en esquema y en
planta una superficie estabilizadora y de control direccional en la
que se muestra el sistema de actuación de la estructura del timón de
dirección, según la presente invención.
Según se observa en la Figura 1, la cual
corresponde a una representación en esquema y en perfil de una
superficie estabilizadora y de control direccional, dicha superficie
comprende un estabilizador vertical 2 situado en la parte trasera de
una aeronave 1, y un timón de dirección 3. Como es sabido, el
estabilizador vertical 2 proporciona estabilidad direccional a la
aeronave, mientras que, a través del timón de dirección 3, se
consigue un control latero-direccional de dicha
aeronave. Teniendo en cuenta la influencia de la superficie
estabilizadora y de control direccional en la aeronavegabilidad de
un avión, en el diseño de un estabilizador vertical 2 de una
aeronave se considera un factor decisivo que repercutirá en su
tamaño final: dicho factor viene dado por la posibilidad de que se
produzca un fallo en uno de los grupos propulsores de la aeronave,
lo cual producirá un fuerte momento de guiñada en la aeronave en
cuestión. A través del estabilizador vertical 2 y de la potencia de
deflexión y actuación del timón de dirección 3, se deben asegurar la
estabilidad y el control direccional de la aeronave, lo cual está
directamente relacionado con la superficie aerodinámica, y por tanto
dimensional, de dicho estabilizador vertical 2 y de dicho timón de
dirección 3. En regímenes de vuelo normales, los requerimientos de
estas superficies aerodinámicas, estabilizador 2 y timón 3, serán
menores, con lo que el estabilizador vertical 2 y el timón de
dirección 3 estarán sobredimensionados respecto a estos
requerimientos.
De este modo, en las Figuras 2a y 2b se puede
observar en esquema y en perfil el estabilizador vertical 2 con el
timón de dirección 3 extendido según la presente invención, por
tanto con los requerimientos aerodinámicos necesarios para el caso
de fallo de un grupo propulsor. En la Figura 1 se puede observar el
timón de dirección 3 retraído y por tanto con los requerimientos
aerodinámicos suficientes para regímenes de vuelo en condiciones
normales. Se debe poner de manifiesto que a través de la presente
invención también se absorben los momentos de guiñada anormalmente
elevados causados por causas externas al avión, como son fuertes
vientos laterales o inundaciones de parte de la pista de despegue, o
por causas internas del avión, como la descompensación de pesos por
transporte de mercancías. Es decir, se consigue que la aeronave
tenga los requerimientos aerodinámicos y de control necesarios, pero
con un estabilizador vertical 2 y timón de dirección 3 con menor
superficie en condiciones de vuelo normales que una aeronave
convencional, lo cual supone una menor resistencia aerodinámica, una
mejor eficiencia energética, así como una reducción de la
contaminación acústica.
Como se puede observar en las Figuras 2a y 2b,
se adjuntan dos ilustraciones diferentes de la extensión del timón
de dirección 3 con respecto al estabilizador vertical 2 de una
aeronave, tal que la extensión de dicho timón 3 no tiene por qué
producirse necesariamente de manera totalmente paralela al plano
lateral del timón de dirección, ni tiene por qué ser totalmente
simétrica.
Las Figuras 3a y 3b muestran dos posiciones en
esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave, en su
modo retraído, según una primera realización de la presente
invención. Las dos posiciones del timón de dirección 3 de las Figura
3a y 3b son: sin deflectar (ó deflexión 0º) en la Figura 3a, y
deflectado en la Figura 3b. En dichas Figuras también se observa
parte de la planta del estabilizador vertical 2 y de su cajón de
torsión 4. El timón de dirección 3 está anclado en la superficie del
estabilizador vertical 2 de manera convencional. Así, se dispone de
un sistema de deflexión 30 que comprende al menos dos actuadores 7,
estando cada actuador 7 anclado al cajón de torsión 4 del
estabilizador vertical 2 a través de un herraje del tipo 8, y al
timón de dirección 3 a través de una cogida 9. A través del sistema
de deflexión 30 se consigue la deflexión del timón de dirección 3
adecuada. El timón de dirección 3 comprende a su vez un perfil
interior 10, estructura fundamental para el aumento de superficie
aerodinámica en el momento de la extensión del timón de dirección
3.
Las Figuras 4a y 4b muestran dos posiciones en
esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave en su
modo extendido, según una primera realización de la presente
invención (Figuras 3a y 3b). Al igual que en las Figuras 3a y 3b,
las dos posiciones del timón de dirección 3 de las Figuras 4a y 4b
son: sin deflectar (Figura 4a), y deflectado (Figura 4b). En las
citadas Figuras 4a y 4b se puede observar también con precisión la
primera realización de la presente invención. El perfil interior 10
del timón de dirección 3 es guiado, fijado a la estructura del timón
3 y controlado a través de un sistema de actuación 40. El sistema de
actuación 40 comprende al menos un actuador 47, si bien
preferiblemente habrá dos actuadores 47, estando cada actuador 47
anclado a la estructura del timón de dirección 3 a través de un
herraje 48, y al perfil interior 10 del timón de dirección 3 a
través de una cogida 49.
Por tanto, como se desprende de las Figuras 3a,
3b, 4a y 4b, que corresponden a una primera realización de la
invención, el timón de dirección 3 será deflectado de manera
convencional a través del sistema de deflexión 30. En condiciones
de vuelo normales, se dispondrá de un timón de dirección 3 como el
mostrado en las Figuras 3a y 3b, con la diferencia de que su
superficie aerodinámica será menor que la que tendría un timón de
dirección convencional, con lo que se reduce así la resistencia
aerodinámica a la que se ve sometida la estructura de la superficie
estabilizadora y de control direccional y se mejora la eficiencia
energética de la misma. Ante fuertes momentos de guiñada provocados
por circunstancias adversas, no programadas y poco frecuentes como
el fallo de uno de los grupos propulsores de la aeronave, se
deflecta el perfil interior 10 del timón de dirección 3 mediante el
sistema de actuación 40, como se observa en las Figuras 4a y 4b, de
tal manera que se dispone de la superficie aerodinámica de control
direccional requerida. Cuando las condiciones de vuelo se
reestablecen, se puede retraer el perfil interior 10 del timón de
dirección 3 y continuar con el vuelo. El mantenimiento de la
estructura interna del timón de dirección 3 será similar a la zona
de deflexión del propio timón 3, lo cual prácticamente no
incrementará los costes derivados de esta operación.
Las Figuras 5a y 5b muestran dos posiciones en
esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave según
una segunda realización de la presente invención. Las dos posiciones
del timón de dirección 3 de las Figuras 5a y 5b son: con el perfil
interior 10 retraído (Figura 5a) y con el perfil interior 10
extendido (Figura 5b). En esta segunda realización de la invención
se ha modificado la forma del perfil interior 10 del timón de
dirección 3, tal que se consigue con esta configuración reducir el
peso de la estructura manteniendo al mismo tiempo las
características aerodinámicas y de anclaje que ha de cumplir. El
perfil interior 10 según esta segunda realización dispondrá además
de dos ranuras simétricas 14 y 15 en su superficie que ayudarán a
mantener la continuidad del flujo en el timón de dirección 3 cuando
éste se encuentre en su modo extendido. Esta nueva forma del perfil
interior 10 según la segunda realización podrá también emplearse en
la primera realización mencionada.
Se hace notar que en las Figuras 5a y 5b, así
como en las Figuras correspondientes a las realizaciones tercera y
cuarta de la invención, no se ha representado, por simplificación,
el sistema de deflexión 30 del timón de dirección 3 (puesto que
además se trata de un sistema de deflexión convencional).
Como se puede observar en las Figuras 5a y 5b,
correspondientes a una segunda realización de la presente
invención, comprende un sistema de actuación 40 para la extensión y
la retracción del perfil interior 10 del timón de dirección 3 que
comprende al menos un actuador 57, estando dicho actuador 57
anclado a la estructura del timón de dirección 3 a través de un
herraje del tipo 58, y al perfil interior 10 del timón de dirección
3 a través de una cogida 59. A través del sistema de actuación 40
anterior, se consigue extender y retraer el perfil interior 10 y
por tanto aumentar o reducir la superficie aerodinámica del timón de
dirección 3 en función de las circunstancias explicadas
anteriormente.
En esta segunda realización de la invención
(Figuras 5a y 5b) se incorpora además un sistema de guiado 17 del
movimiento del perfil interior 1G del timón de dirección 3. El
sistema de guiado 17 comprende un sistema de rodamientos 18 y una
barra 19. La barra 19 está unida al perfil interior 10, de tal
manera que cuando el sistema de actuación 40 induce un movimiento de
traslación sobre el perfil interior 10 del timón 3, el movimiento de
dicho perfil 10 está guiado por el sistema 17. El sistema de
rodamientos 18 permite un único movimiento, según el eje
longitudinal del timón de dirección 3, de la barra 19 y por tanto
del perfil interior 10. El uso de este sistema de guiado 17 permite
que no sea necesario disponer de al menos dos actuadores 7 (primera
realización), y asegura un correcto movimiento de la barra 19 y por
tanto del perfil interior 10 en condiciones de requerimientos de
altas cargas aerodinámicas sobre el timón de dirección 3, gracias al
sistema de rodamientos 18.
Las Figuras 6a y 6b muestran dos posiciones en
esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave según
una tercera realización de la presente invención. Las dos posiciones
del timón de dirección 3 de las Figuras 6a y 6b son: con el perfil
interior 10 retraído (Figura 6a), y con el perfil interior 10
extendido (Figura 6b). El sistema de actuación 40 del perfil
interior 10 varía en esta realización respecto a las anteriormente
mostradas. En esta tercera realización se conserva el sistema de
guiado 17 del movimiento del perfil interior 10 que comprende un
sistema de rodamientos 18 y una barra 19, pero sustituye el sistema
de actuación 40 por un doble dispositivo que comprende un
dispositivo elástico 20 (típicamente un muelle) y un sistema de
movimiento controlado por cable 21.
El sistema elástico 20 está anclado al timón de
dirección 3 a través de un herraje 68 y al perfil interior 10 a
través de una cogida 69. El sistema elástico 20 será típicamente un
muelle de compresión. Tanto el herraje 68 como la cogida 69 son
similares a los descritos para la primera realización, siendo su
misión la de anclaje del sistema de actuación 40 al cajón de torsión
4 del estabilizador vertical 2 y al timón de dirección 3,
respectivamente.
El sistema de movimiento controlado por cable 21
comprende un cable 22 unido a la estructura del perfil interior 10 y
un motor 23 con sistema de recogida de cable que se encuentra
anclado a la estructura interna del timón de dirección 3. El motor
23 con sistema de recogida de cable permite la suelta controlada y
completa del cable 22 mediante accionamiento.
Por tanto, el funcionamiento de las Figuras 6a y
6b correspondiente a la tercera realización de la invención
consistirá en la extensión y retracción del timón de dirección 3 a
través del sistema elástico 20 y el sistema de movimiento controlado
por cable 21, junto con el soporte del sistema de guiado 17. De este
modo, cuando sea necesario extender el timón de dirección 3 del
estabilizador vertical 2 por requerimientos de vuelo se liberará en
el motor 23 el movimiento del cable 22 de tal manera que el sistema
elástico 20 actuará e inducirá un movimiento rápido en el perfil
interior 10, que será además un movimiento controlado por el sistema
de guiado 17, lo cual dará lugar a que el timón de dirección 3
adquiera su configuración de extensión. Cuando las condiciones de
vuelo permitan la reducción del área del estabilizador vertical 2,
se retraerá el perfil interior 10 a través de la recogida del cable
22 mediante la actuación del motor 23. Tanto el movimiento de
extensión como el de retracción del perfil interior 10 del timón de
dirección 3 estarán controlados por el sistema de guiado 17 que
permitirá un adecuado desplazamiento del timón de dirección 3
incluso en condiciones de altas cargas aerodinámicas sobre la
estructura del estabilizador vertical 2.
Las Figuras 7a y 7b muestran dos posiciones en
esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave según
una cuarta realización de la presente invención. Las dos posiciones
del timón de dirección 3 de las Figuras 7a y 7b son: con el perfil
interior 10 retraído (Figura 7a), y con el perfil interior 10
extendido (Figura 7b). El sistema de actuación 40 del perfil
interior 10 varía en esta realización respecto a las anteriormente
mostradas: en esta realización se conserva el sistema de guiado 17,
así como el sistema elástico 20 (típicamente un muelle), cuyo
funcionamiento se ha descrito anteriormente, pero se sustituye el
sistema de movimiento controlado por cable 21 por un dispositivo
pirotécnico 24 de rotura de cable. El sistema elástico 20 está
anclado al timón de dirección 3 y al perfil interior 10, siendo
típicamente un muelle de compresión.
El dispositivo pirotécnico 24 de rotura de cable
comprende un cable de rotura pirotécnica 25 y un sistema pirotécnico
26. El dispositivo pirotécnico 24 es de un único uso, siendo
necesario su recambio en la siguiente operación de mantenimiento de
la aeronave debido a que se produce la rotura del cable 25.
El funcionamiento descrito en las Figuras 7a y
7b correspondiente a la cuarta realización de la invención
consistirá en la extensión del perfil interior 10 del timón de
dirección 3 a través del sistema elástico 20 y el dispositivo
pirotécnico 24 de rotura de cable con el soporte del sistema de
guiado 17. De este modo, cuando sea necesario extender el timón de
dirección 3 del estabilizador vertical 2 por requerimientos de
vuelo, se accionará el sistema pirotécnico 26 que dará lugar a la
rotura del cable 25 de tal manera que el sistema elástico 20 actuará
e inducirá un movimiento muy rápido en el perfil interior 10
controlado por el sistema de guiado 17 que permitirá que el timón de
dirección 3 adquiera su configuración de extensión.
La cuarta realización de la invención descrita
en las Figuras 7a y 7b muestra el uso de un sistema de actuación 40
del timón de dirección 3 sin posibilidad de retracción hasta la
siguiente operación de mantenimiento. La razón de que este
dispositivo sea de un solo uso radica en la excepcionalidad de la
necesidad del aumento de la superficie del estabilizador vertical 2
de una aeronave de manera extremadamente rápida. Cuando se dé la
situación excepcional y poco probable de fallo de uno de los grupos
propulsores o de un fuerte momento de guiñada como consecuencia del
transporte de cargas o por fuerte viento cruzado o inundación de
parte de la pista de despegue, se accionará el dispositivo de
extensión 40 del timón de dirección 3 de un solo uso anterior. Una
vez accionado dicho dispositivo 40, el piloto dispondrá de una
superficie aerodinámica adecuada en el timón de dirección 3 para, a
través de su actuación y control mediante los instrumentos de vuelo,
continuar en régimen normal de vuelo. Es adecuado destacar también
que el hecho de que el dispositivo se accione por rotura de cable
dará lugar a que el movimiento de extensión del timón de dirección 3
sea más rápido, característica muy importante en condiciones de
vuelo críticas.
El hecho de que cuando los requerimientos de
vuelo se reestablecen en niveles normales el timón de dirección 3
resulta sobredimensionado no afecta en absoluto a la seguridad o
viabilidad del vuelo; únicamente y, como ocurre en las aeronaves
comerciales presentes en la actualidad diseñadas según
requerimientos de control, este sobredimensionado llevará implícito
un aumento de la resistencia aerodinámica que supondrá un aumento en
el gasto de combustible. Por el contrario, el hecho de utilizar una
configuración como la de la cuarta realización de la invención e
ilustrada en las Figuras 7a y 7b lleva asociadas una serie de
ventajas durante el resto de horas de vuelo del avión, las cuales
suponen la inmensa mayoría del total. Estas ventajas quedan
resumidas en dos fundamentales: el sistema de la invención es más
sencillo en cuanto a uso y mantenimiento y, por tanto, más fiable, y
es además menos pesado que el ilustrado en las realizaciones
anteriores de la presente invención.
Por las razones expuestas, esta cuarta
realización de la invención está orientada fundamentalmente a suplir
los requerimientos como consecuencia del fallo de uno de los grupos
propulsores de la aeronave en cualquiera de las fases de vuelo de la
misma. Como este hecho es excepcional, el sistema de actuación en
este caso será rápido, efectivo y de un único uso, requiriendo una
operación de mantenimiento para llevar a cabo su reactivación una
vez que la aeronave se encuentre en posición de estacionamiento.
En todas las realizaciones anteriores, es
necesario, para que tenga lugar el despliegue del perfil interior 10
del timón de dirección 3, que la propia estructura del timón 3 se
abra, para permitir así dicho despliegue. Una vez que el perfil
interior 10 se ha extendido, la estructura abierta del timón de
dirección 3 se volverá a cerrar, encajando con el perfil interior 10
desplegado, de tal manera que el timón de dirección 3, con el perfil
10 y junto con el estabilizador vertical 3, constituyan una
superficie aerodinámica única y solidaria con continuidad de flujo
que permita el control direccional perseguido en la aeronave.
Esto puede conseguirse de dos maneras
diferentes, bien mediante el empleo en el timón 3 de las "Shape
Memory Alloys" (SMA), o bien mediante un sistema de actuación 70
que actuará sobre la estructura del timón de dirección 3.
Así, se pretende definir el tipo de estructura
empleada en el timón de dirección 3 tal que permita su adaptación y
cambio de forma en el borde de salida cuando se lleve a cabo una
extensión del perfil interior 10 a través de cualquiera de las
realizaciones anteriores mencionadas. Es decir, la estructura del
timón de dirección 3 deberá adaptarse en función de la posición del
perfil interior 10, manteniendo sus características de superficie
aerodinámica, como la continuidad de flujo.
La primera solución a este requerimiento del
timón de dirección 3 para adaptarse a la superficie del perfil
interior 10 es el uso de las denominadas
"Shape Memory Alloys (SMA)" en las partes 79, 80 de la estructura del timón 3. Existen documentos conocidos en el estado de la técnica relacionados con este tipo de aleaciones: a modo de referencia, se indica que los inventos relacionados con las SMA van desde aquellos que describen los constituyentes y características de las mismas desde el punto de vista de materiales en el documento US 4,144,057, y desde el punto de vista de aplicación estructural, en los documentos US 5,440,193, US 7,017,345, US4,411,711 ó US6,574,958, entre otros.
"Shape Memory Alloys (SMA)" en las partes 79, 80 de la estructura del timón 3. Existen documentos conocidos en el estado de la técnica relacionados con este tipo de aleaciones: a modo de referencia, se indica que los inventos relacionados con las SMA van desde aquellos que describen los constituyentes y características de las mismas desde el punto de vista de materiales en el documento US 4,144,057, y desde el punto de vista de aplicación estructural, en los documentos US 5,440,193, US 7,017,345, US4,411,711 ó US6,574,958, entre otros.
La característica principal que hace a las
SMA aplicables a las realizaciones de la presente invención
es que este tipo de aleaciones recuperan su forma inicial una vez
cesa la fuerza que las deforma durante un período de tiempo. La
posición de reposo de la estructura del timón 3 (de las partes 79,
80 del citado timón 3) y por tanto de la aleación SMA
empleada en la fabricación de la misma correspondería a la posición
de retracción del timón de dirección 3, ilustrada en la Figura 1. Es
decir, la estructura del timón 3 se encontraría en posición de
reposo en la inmensa mayoría del tiempo de vuelo. Si por
requerimientos excepcionales y poco frecuentes es necesario extraer
el timón de dirección 3, en concreto el perfil interior 10 de dicho
timón 3, del estabilizador vertical 2 para aumentar la superficie
aerodinámica de control latero-direccional, de la
aeronave, se accionaría cualquiera de los sistemas de actuación del
perfil interior 10 del timón de dirección 3 descritos
anteriormente, adaptándose la estructura del borde de salida de
dicho timón 3 al contorno del perfil interior 10 manteniendo la
continuidad de flujo de la nueva estructura aerodinámica formada.
Una vez que las condiciones permitan retraer nuevamente el perfil
interior 10 del timón de dirección 3, la estructura adoptaría su
posición de reposo inicial (Figura 1).
La segunda solución propuesta al requerimiento
de adaptabilidad de la superficie del timón de dirección 3 se
ilustra en las Figuras 8a y 8b.
Las Figuras 8a y 8b muestran dos posiciones en
esquema y en planta de esta segunda solución estructural para el
timón de dirección 3. Las dos posiciones del timón de dirección 3 de
las Figuras 8a y 8b son: con la estructura del perfil interior 10
del timón de dirección 3 retraído (Figura 8a), y con la estructura
del perfil interior 10 del timón 3 preparada para la configuración
de extensión (Figura 8b). El sistema de actuación del perfil
interior 10 puede ser según cualquiera de las cuatro realizaciones
preferidas anteriormente citadas.
Esta segunda solución estructural propuesta
consiste en la utilización de un timón de dirección 3 en el cual su
superficie está dividida según su eje longitudinal en
aproximadamente el 75% de la cuerda geométrica del timón 3 desde el
borde de salida de la posición de retracción. Por tanto, se
dispondrá de una superficie del timón 3 con posibilidad de apertura
en sus dos partes 79, 80 para su adaptación al perfil interior 10
del timón 3 en su posición de extensión, según se ilustra en la
Figura 2. Para poder llevar a cabo la apertura estructural
encaminada a la adaptación del perfil interior 10 se utilizará un
sistema de actuación 70 que comprende dos actuadores, 71 y 72,
similares al actuador 7 de la Figura 3a. Estos actuadores 71 y 72
están así anclados a la estructura interna del timón de dirección 3
a través de unos puntos de cogida 73, 74, 75 y 76. La estructura del
timón de dirección 3 comprende dos elementos 77, 78, del tipo
bisagra, que permiten la apertura y adaptabilidad de la estructura
del timón 3 sin influir en la continuidad del flujo, estando dichos
elementos 77, 78 situados a una distancia de aproximadamente el 75%
de la cuerda geométrica del timón 3 desde el borde de salida de la
posición de retracción.
E funcionamiento del dispositivo de actuación 70
anterior consiste así en la apertura de la estructura del timón 3,
en concretos de sus partes 79, 80, y su adaptación al contorno del
perfil interior 10, cuando sea requerida la configuración extendida
del estabilizador vertical 2, a través del accionamiento de los
actuadores 71, 72, y según el grado de libertad permitido por los
elementos 77, 78 tipo bisagra. Una vez las condiciones de vuelo lo
permitan, y mediante el accionamiento de los actuadores 71, 72, se
retorna a la posición de retracción del perfil interior 10 del timón
de dirección 3 ilustrada en la Figura 1. El sistema anterior permite
así disponer de dos configuraciones estructurales del timón de
dirección 3 manteniendo las características aerodinámicas y de
continuidad de flujo requeridas.
Las dos soluciones estructurales propuestas para
cumplir con los requerimientos de adaptabilidad de la superficie del
timón de dirección 3 son aplicables a las cuatro realizaciones
anteriores descritas de la presente invención. Si tenemos en cuenta
las características de las cuatro realizaciones expuestas, la
primera solución estructural (empleo de materiales SMA) tiene
mayor aplicabilidad en la cuarta realización de la presente
invención, es decir, en el sistema de extensión del perfil interior
descrito en las Figuras 7a y 7b que denominamos de un solo uso. La
razón es que este sistema es más sencillo en requerimientos de
mantenibilidad y su uso está muy limitado a situaciones muy
excepcionales. Sin embargo, la segunda solución estructural
(mediante el sistema de actuación 70 descrito en las Figuras 8a y
8b) tiene mayor aplicabilidad en las tres primeras realizaciones de
la invención descritas en las Figuras 3a y 3b; 4a y 4b; 5a y 5b.
Esta segunda solución estructural facilita las operaciones de
mantenimiento con respecto a la primera solución descrita, haciendo
más factible la operación en vuelo de
extensión-retracción del perfil interior 10 del
timón de dirección 3.
En las realizaciones que acabamos de describir
pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del
alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (12)
1. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave, comprendiendo dicha superficie un
estabilizador vertical (2) y un timón de dirección (3), siendo el
citado timón de dirección (3) deflectable con respecto al
estabilizador vertical (2), caracterizada porque el timón de
dirección (3) comprende además un perfil interior (10) que es
extraíble y retráctil a través de un sistema de actuación (40) con
respecto al resto de la estructura del timón de dirección (3), tal
que la superficie estabilizadora y de control, en la posición de
retracción del perfil interior (10) del timón de dirección (3), es
una superficie aerodinámica óptima en condiciones de vuelo normales,
al tiempo que se consigue el aumento de la superficie aerodinámica
de control del estabilizador vertical (2) por requerimientos de
controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades de la citada
aeronave y ante fuertes momentos de guiñada originados sobre la
misma, en la posición en la que el perfil interior (10) del timón
de dirección (3) está extraído.
2. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según la reivindicación 1
caracterizada porque el perfil interior (10) es extraíble y
retráctil a través del sistema de actuación (40) con respecto al
resto de la estructura del timón de dirección (3), en la dirección
del eje longitudinal de dicho timón (3).
3. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según la reivindicación 2
caracterizada porque la estructura del timón de dirección (3)
comprende dos partes (79, 80) que pueden abrirse en base al giro de
las mismas alrededor de unas bisagras (77, 78), mediante unos
actuadores (71, 72).
4. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según la reivindicación 3
caracterizada porque las partes (79) y (80) están realizadas
en una aleación del tipo "Shape Memory Alloys"
(SMA).
5. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
anteriores caracterizada porque el sistema de actuación (40)
comprende al menos un actuador (47, 57), anclado a la estructura del
timón de dirección (3) a través de un herraje (48, 58, 68) y al
perfil interior (10) del timón de dirección (3) a través de una
cogida (49, 59, 69).
6. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
1-5 caracterizada porque el sistema de
actuación (40) comprende un sistema elástico (20).
7. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
anteriores caracterizada porque comprende un sistema de
guiado (17) para el movimiento longitudinal del perfil interior (10)
del timón de dirección (3) que asegure un correcto movimiento del
citado perfil interior (10) en condiciones de requerimientos de
altas cargas aerodinámicas sobre el timón de dirección (3).
8. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según la reivindicación 7
caracterizada porque el sistema de guiado (17) comprende un
sistema de rodamientos (18) y una barra (19), estando dicha barra
(19) unida al perfil interior (10), de tal manera que cuando el
sistema de actuación (40) induce un movimiento de traslación sobre
el perfil interior (10), el movimiento de dicho perfil (10) está
guiado por el sistema (17), permitiendo el sistema de rodamientos
(18) un único movimiento, según el eje longitudinal del timón de
dirección (3), de la barra (19) y por tanto del perfil interior
(10).
9. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
anteriores caracterizada porque el sistema de actuación (40)
comprende además un sistema de movimiento controlado por cable (21),
comprendiendo dicho sistema (21) un cable (22) unido a la estructura
del perfil interior (10) y un motor (23) con sistema de recogida de
cable que se encuentra anclado a la estructura interna del timón de
dirección (3).
10. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
1 a 8, caracterizada porque el sistema de actuación (40)
comprende además un dispositivo pirotécnico (24) de rotura de cable,
que comprende a su vez un cable de rotura pirotécnica (25) y un
sistema pirotécnico (26).
11. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según la reivindicación 10,
caracterizada porque el sistema pirotécnico (26) es de un
único uso, siendo necesario su recambio en la siguiente operación de
mantenimiento de la aeronave cuando se produce la rotura del cable
(25), tal que el sistema de actuación (40) actúe e induzca un
movimiento muy rápido en el perfil interior (10), que permita que el
timón de dirección (3) adquiera su configuración de extensión.
12. Superficie estabilizadora y de control
direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
anteriores, caracterizada porque el perfil interior (10)
comprende dos ranuras (14, 15) en su superficie que ayudan a
mantener la continuidad del flujo en el timón de dirección (3)
cuando el perfil interior (10) del mismo se encuentra en su modo
extendido.
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