ES2781400A1 - Aeronave con estabilizador horizontal movil - Google Patents
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Abstract
Aeronave con estabilizador horizontal móvil (1) para la variación del ángulo de incidencia de dicho estabilizador horizontal móvil (1), donde la aeronave comprende: - una sección longitudinal de fuselaje (2) que comprende una pluralidad de cuadernas, - un estabilizador horizontal móvil (1), donde la sección longitudinal de fuselaje (2) comprende una abertura (3) para el paso del estabilizador horizontal móvil (1) y donde el estabilizador horizontal móvil (1) comprende un soporte delantero (5) y un soporte posterior (6) según la dirección longitudinal de la aeronave para su unión a la sección de fuselaje (2), - un actuador (4) unido a la sección de fuselaje (2) y en conexión con el estabilizador horizontal móvil (1) para su accionamiento, donde el actuador (4) está dispuesto unido al soporte posterior (6) del estabilizador horizontal móvil (1) y está configurado para desplazar el soporte posterior (6) linealmente según el eje Z de la aeronave.
Description
DESCRIPCIÓN
Aeronave con estabilizador horizontal móvil
Campo de la invención
La presente invención se incluye en el campo de las aeronaves que disponen de un estabilizador horizontal móvil o trimable y se relaciona con el modo de actuación de dicho estabilizador horizontal.
Estado de la técnica
Son conocidos en el estado de la técnica los estabilizadores horizontales o HTP (horizontal tail plane) móviles o trimables. Dichos estabilizadores poseen un movimiento del plano del estabilizador alrededor de un eje perpendicular al eje longitudinal del avión que permite variar el ángulo de incidencia del estabilizador.
Habitualmente la unión o cogida de un estabilizador horizontal trimable a una aeronave suele llevarse a cabo mediante el acoplamiento del citado estabilizador al fuselaje de la aeronave a través de uno o dos puntos de pivote y un punto de cogida. Para que el plano del estabilizador pueda moverse variando su ángulo de incidencia, el punto de cogida más avanzado en la dirección de vuelo de la aeronave varía su posición verticalmente de forma que el estabilizador pivota respecto del eje de pivote en la zona posterior.
Para posibilitar el citado cambio de posición del punto de cogida, suele estar previsto un conjunto actuador de motor/husillo sujeto por un herraje, de tal forma que el giro del citado husillo en un sentido o en otro determina la subida o bajada del punto de cogida.
Sin embargo, esta solución presenta varias desventajas. El mencionado herraje para soportar el conjunto actuador posee un elevado peso, además este herraje se fija a la parte superior de las cuadernas centrales de la sección posterior del fuselaje donde también se fija el estabilizador vertical (VTP) por lo que dicha cuaderna soporta una alta concentración de cargas.
Otra desventaja es que la puerta de acceso en el fuselaje para realizar el mantenimiento del conjunto actuador se sitúa en la parte central inferior del revestimiento de la sección posterior y debido a la configuración de la propia sección posterior, esta abertura en el fuselaje tiene que ser reforzado mediante un conjunto de vigas con el incremento de peso asociado.
Sumario de la invención
Es objeto de la invención una aeronave con estabilizador horizontal móvil que varía su ángulo de incidencia, que comprende:
- una sección longitudinal de fuselaje que comprende una pluralidad de cuadernas,
- un estabilizador horizontal móvil, donde la sección longitudinal de fuselaje comprende una abertura para el paso del estabilizador horizontal móvil y donde el estabilizador horizontal móvil comprende un soporte delantero y un soporte posterior según la dirección longitudinal de la aeronave para su unión a la sección de fuselaje,
- un actuador unido a la sección de fuselaje y en conexión con el estabilizador horizontal móvil para su accionamiento,
donde el actuador está unido al soporte posterior del estabilizador horizontal móvil y está configurado para desplazar el soporte posterior linealmente según el eje Z de la aeronave de modo que el estabilizador horizontal móvil se desplaza variando su ángulo de incidencia.
En un ejemplo de realización, el soporte posterior comprende al menos un primer punto de unión articulada al actuador, preferentemente dispuesto en el plano de simetría del avión. En otro ejemplo de realización, el soporte posterior comprende dos primeros puntos de unión articulada a los actuadores, preferentemente dispuestos a ambos lados del plano de simetría del avión.
Además, el soporte posterior, puede formar parte o estar solidariamente fijado al estabilizador horizontal móvil mediante al menos un segundo punto de unión al
estabilizador horizontal móvil, de forma que el estabilizador horizontal y el actuador poseen un movimiento solidario.
La actuación sobre el soporte posterior del estabilizador horizontal presenta las siguientes ventajas:
- El actuador se desplaza desde la zona central superior de la sección posterior, donde además también se encuentran los herrajes del estabilizador vertical. El conjunto actuador queda localizado en la parte trasera de la sección posterior y libera por lo tanto de cargas adicionales la zona de unión del VTP.
- El herraje que soporta el actuador en la zona central superior de la sección posterior también puede eliminarse, ya que las cargas introducidas a las cuadernas superiores se reducen debido a que el herraje delantero del HTP no está suspendido de dichas cuadernas superiores.
- La puerta de acceso de mantenimiento se traslada a la zona posterior inferior de la sección posterior entre las dos últimas cuadernas que refuerzan la abertura para la puerta de acceso por lo que se elimina la necesidad de realizar una estructura de vigas que rigidice la abertura en el fuselaje para dicha puerta de acceso.
- El actuador se puede dividir en dos módulos diferentes, lo que permite reducir el tamaño de los accesorios y estructuras adicionales necesarias para soportar los actuadores. Los módulos pueden anclarse en los extremos del cajón central del HTP o en los cajones laterales si no hay cajón central.
- El actuador puede ser eléctrico, hidráulico o electro-hidráulico.
Descripción de las figuras
Para completar la descripción y con el fin de proporcionar una mejor comprensión de la invención, se proporcionan unas figuras. Dichas figuras forman una parte integral de la descripción e ilustran un ejemplo de realización de la invención.
La figura 1 muestra una vista esquemática lateral de una sección posterior de un fuselaje y un estabilizador horizontal móvil según el estado de la técnica.
La figura 2 muestra una vista esquemática posterior de un ejemplo de realización de la invención.
La figura 3 muestra una vista esquemática lateral del ejemplo de realización de la figura 2.
La figura 4 muestra una vista esquemática lateral de un ejemplo de realización del soporte frontal según la invención.
Descripción detallada de la invención
En la figura 1 se divulga una sección posterior de aeronave con un estabilizador horizontal móvil (1) conocida en el estado de la técnica, donde la aeronave comprende:
- una sección longitudinal de fuselaje (2),
- un estabilizador horizontal móvil (1), donde la sección longitudinal de fuselaje (2) comprende una abertura (3) para el paso del estabilizador horizontal móvil (1) y donde el estabilizador horizontal móvil (1) comprende un soporte delantero (5) y un soporte posterior (6) según la dirección longitudinal de la aeronave para su unión a la sección de fuselaje (2),
- un actuador (4) localizado en el interior de la sección de fuselaje (2) y en conexión con el estabilizador horizontal móvil (1) para su accionamiento.
El soporte posterior (6) comprende al menos un primer punto de unión (6.1) al fuselaje (2) rotativo respecto de un eje transversal a la dirección longitudinal de la aeronave y sendos segundos puntos de unión (6.2) solidarios al estabilizador horizontal móvil (1).
En la figura 2 se representa un ejemplo de realización de la invención en el cual el actuador (4) se dispone en conexión con el soporte posterior (6) del estabilizador horizontal móvil (1) y está configurado para la actuación sobre dicho soporte posterior (6) de modo que el estabilizador horizontal móvil (1) varía su plano cambiando el ángulo de incidencia. El
soporte posterior (6) comprende un primer punto de unión (6.1) al actuador (4) y al menos un segundo punto de unión (6.2) al estabilizador horizontal móvil (1).
Específicamente, el actuador (4) está configurado para realizar un movimiento lineal en el eje Z de la aeronave de modo que el soporte posterior (6) se desplaza linealmente y hace que gire respecto del soporte delantero (5) y así se mueve el plano del estabilizador (1).
En la figura 2 se puede ver que la puerta de acceso (no se ve la puerta en la figura 2) (10) está localizada en la parte posterior de la sección de fuselaje (2).
El actuador (4) está situado bajo (4.2) el soporte posterior (6) según el eje Z de la aeronave por lo que se une a la parte inferior de la cuaderna, o también podría estar situado sobre (4.1) dicho soporte posterior (6) uniéndose entonces a la parte superior de la cuaderna, mostrándose ambas opciones en la figura 3.
El actuador (4) puede comprender dos unidades cada una ligada a sendos soportes posteriores (6), según se representa en la figura 2.
Según lo anterior, podría haber uno o dos actuadores (4) unidos a la última o dos últimas cuadernas de la sección de fuselaje (2), ya sea la cuaderna superior o inferior.
En la figura 4 se representa el soporte frontal (5) que se corresponde con el eje de pivotamiento del estabilizador horizontal (1), según la invención. El soporte frontal (5) está unido a las cuadernas laterales y superiores que comprende una primera viga (7) dispuesta perpendicularmente al eje longitudinal de la aeronave y unida por sus extremos a una cuaderna y sendas segundas vigas (8) que por uno de sus extremos están unidas a la primera viga (7) y por su otro extremo están unidas a una cuaderna en un punto superior al de unión de la primera viga (7) según el eje Z de la aeronave. De este modo, la primera viga (7) está unida a las cuadernas laterales y las segundas vigas (8) a las cuadernas superiores.
Claims (9)
1. - Aeronave con estabilizador horizontal móvil (1) para la variación del ángulo de incidencia de dicho estabilizador horizontal móvil (1), donde la aeronave comprende:
- una sección longitudinal de fuselaje (2) que comprende una pluralidad de cuadernas,
- un estabilizador horizontal móvil (1), donde la sección longitudinal de fuselaje (2) comprende una abertura (3) para el paso del estabilizador horizontal móvil (1) y donde el estabilizador horizontal móvil (1) comprende un soporte delantero (5) y un soporte posterior (6) según la dirección longitudinal de la aeronave para su unión a la sección de fuselaje (2),
- un actuador (4) unido a la sección de fuselaje (2) y en conexión con el estabilizador horizontal móvil (1) para su accionamiento,
caracterizada por que el actuador (4) está dispuesto unido al soporte posterior (6) del estabilizador horizontal móvil (1) y está configurado para desplazar el soporte posterior (6) linealmente según el eje Z de la aeronave de modo que el estabilizador horizontal móvil (1) se desplaza variando su ángulo de incidencia.
2. - Aeronave, según la reivindicación 1, caracterizada por que el soporte posterior (6) comprende un primer punto de unión (6.1) articulada al actuador (4), donde dicho primer punto de unión (6.1) está dispuesto en el plano de simetría de la aeronave.
3. - Aeronave, según la reivindicación 1, caracterizada por que comprende dos actuadores (4), y porque el soporte posterior (6) comprende dos primeros puntos de unión (6.1) articulada a los actuadores (4), donde dichos dos primeros puntos de unión (6.1) están dispuestos a ambos lados del plano de simetría de la aeronave.
4. - Aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el soporte posterior (6) consiste en un extremo del estabilizador horizontal móvil (1).
5. - Aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizada por que el soporte posterior (6) comprende al menos un segundo punto de unión (6.2) al estabilizador horizontal móvil (1).
6. - Aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el actuador (4) está situado bajo (4.2) el soporte posterior (6) según el eje Z de la aeronave o sobre (4.1) el soporte posterior (6) según el eje Z de la aeronave.
7. - Aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el estabilizador horizontal móvil (1) comprende sendos cajones de torsión y el actuador (4) comprende dos unidades, cada unidad ligada a uno de los cajones de torsión de los estabilizadores horizontales (1) situados en la misma sección longitudinal de fuselaje (2).
8. - Aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el actuador (4) está unido a una cuaderna de la sección del fuselaje (2) próxima al soporte posterior (6).
9. - Aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el soporte delantero (5) comprende una primera viga (7) dispuesta perpendicularmente al eje longitudinal de la aeronave y unida por sus extremos a una cuaderna y sendas segundas vigas (8) que por uno de sus extremos están unidas a la primera viga (7) y por su otro extremo están unidas a una cuaderna en un punto superior al de unión de la primera viga (7) según el eje Z de la aeronave.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES201930191A ES2781400A1 (es) | 2019-03-01 | 2019-03-01 | Aeronave con estabilizador horizontal movil |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES201930191A ES2781400A1 (es) | 2019-03-01 | 2019-03-01 | Aeronave con estabilizador horizontal movil |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2781400A1 true ES2781400A1 (es) | 2020-09-01 |
Family
ID=72235905
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES201930191A Pending ES2781400A1 (es) | 2019-03-01 | 2019-03-01 | Aeronave con estabilizador horizontal movil |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| ES (1) | ES2781400A1 (es) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP4063259A1 (en) * | 2021-03-26 | 2022-09-28 | Airbus Operations, S.L.U. | Aircraft empennage |
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| US6273363B1 (en) * | 1999-04-09 | 2001-08-14 | Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh | Aircraft with a double-T tail assembly |
| US20100148000A1 (en) * | 2008-12-17 | 2010-06-17 | Airbus Espana S.L.. | Aircraft horizontal stabilizer surface |
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| US20150183509A1 (en) * | 2013-12-31 | 2015-07-02 | Airbus Operations S.L. | Aircraft with a trimmable horizontal stabilizer having the pivot elements in its forward side |
-
2019
- 2019-03-01 ES ES201930191A patent/ES2781400A1/es active Pending
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| US12006022B2 (en) | 2021-03-26 | 2024-06-11 | Airbus Operations S.L.U. | Aircraft empennage |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| BA2A | Patent application published |
Ref document number: 2781400 Country of ref document: ES Kind code of ref document: A1 Effective date: 20200901 |
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Effective date: 20210510 |