Empenaje de aeronave. Forma en planta del empenaje de una aeronave que comprende bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) curvilíneos,

con una configuración del empenaje de la aeronave en la cual el eje de charnela (13) tiene un porcentaje con respecto de la cuerda (50) en cada sección (51) no constante, siendo los largueros anterior (11) y posterior (12) rectilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) no constantes, o bien siendo estos largueros (11, 12) curvilíneos con porcentaje constante o no constante con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51). Asimismo, la invención propone también una forma en planta del empenaje de una aeronave que comprende bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) rectilíneos, en la cual el eje de charnela (13) tiene un porcentaje con respecto de la cuerda (50) en cada sección (51) no constante, siendo los larguero s anterior (11) y posterior (12) bien rectilíneos, con porcentaje constante o no constante conrespecto a la cuerda (50) de cada sección (51), o bien siendo estos largueros (11, 12) curvilíneos, de porcentaje constante o no

Empenaje de aeronave.

Campo de la invención

La presente invención se refiere a la forma en planta, a la forma del timón y a la estructura interna de empenajes de aeronave, en concreto para grandes aeronaves de uso civil.

Antecedentes de la invención

El empenaje de una aeronave típicamente se compone de un empenaje horizontal y otro vertical. El empenaje horizontal es el encargado de la estabilidad y el control en profundidad de la aeronave, mientras que el empenaje vertical se encarga de la estabilidad y el control lateral de la misma. La forma en planta de un empenaje es el contorno de la proyección sobre su plano, dependiendo así las propiedades aerodinámicas en gran medida de esta forma en planta. El timón del empenaje es la parte móvil del mismo que permite el control de la aeronave.

La envergadura del empenaje es la dimensión del empenaje en dirección perpendicular a la corriente incidente, considerándose una sección de empenaje como una rebanada de empenaje en la dirección de la corriente de aire incidente. Así, la cuerda en una sección concreta es la dimensión del empenaje en esa sección, siendo la cuerda en la raíz y la cuerda en la punta las cuerdas en el encastre y en la punta del empenaje, respectivamente. La distribución de cuerdas es la función matemática que expresa la cuerda en función de la posición a lo largo de la envergadura. Normalmente, ésta es una función decreciente, siendo constante para el caso de los empenajes rectangulares.

La sustentación aerodinámica es la fuerza aerodinámica soportada por el empenaje, en la dirección perpendicular a la corriente de aire incidente. La resistencia aerodinámica es la fuerza aerodinámica soportada por el empenaje en la dirección de la corriente incidente.

Algunos de los factores importantes a tener en cuenta en las primeras fases del estudio de un avión son: el área encerrada por la forma en planta o superficie total, la distancia del empenaje al centro de gravedad del avión y la superficie del timón con respecto a la superficie total. Fijados estos parámetros, el diseño consiste en optimizar el empenaje minimizando su peso, su resistencia aerodinámica, sus costes de fabricación y mejorando la eficiencia del timón.

Existen distintas formas en planta posibles para los empenajes de una aeronave. Las formas en planta más sencillas son en forma rectangular o en forma trapezoidal. Históricamente se fabricaron alas (no empenajes) con formas en planta elípticas, ya que la teoría aerodinámica de alas predice que esta forma en planta minimiza la resistencia aerodinámica. En la actualidad se sabe que una forma en planta elíptica es más cara de fabricar y más pesada que una forma en planta trapezoidal y que el detrimento en resistencia aerodinámica es pequeño.

Las formas en planta rectangular y trapezoidal de los empenajes son las más empleadas debido a que presentan una gran rigidez y simplicidad estructural, al tiempo que son formas en planta fáciles de analizar por ordenador y baratas de fabricar. Sin embargo, para aplicaciones que requieran altas prestaciones no ofrecen un óptimo multidisciplinar si se tiene en cuenta tanto el peso como la resistencia aerodinámica y los costes de fabricación.

Clásicamente, la estructura interna del empenaje de una aeronave comprende dos largueros principales, un larguero anterior y un larguero posterior, distribuidos a lo largo de la envergadura, cerrando la estructura o cajón del empenaje de la aeronave. La posición de los largueros anterior y posterior en cada sección es un porcentaje constante de la cuerda en cada sección. Así, un porcentaje típico de la posición del larguero anterior sería el 20% de la cuerda en cada sección, mientras que un porcentaje típico de la posición del larguero posterior sería el 55% de la cuerda en cada sección. Existen empenajes con tres o más largueros, pero siempre cumplen que su posición es un porcentaje constante de la cuerda en cada sección.

De modo similar, el eje de charnela del timón (timón de profundidad o timón de dirección) tiene un porcentaje constante a lo largo de la envergadura, típicamente del 70% de la cuerda en cada sección. Debido a su función de eje alrededor del cual gira el timón, el eje de charnela ha de ser rectilíneo, si bien no es necesario, siendo éste objeto de la presente patente, que tenga un porcentaje constante de la cuerda en cada sección.

La optimización multidisciplinar de un empenaje de aeronave (a partir de ahora optimización multidisciplinar) consiste en modificar su forma en planta, el tamaño del timón, la posición de su eje de charnela y la posición de sus largueros de modo que se optimice simultáneamente su peso, su resistencia aerodinámica, la eficiencia de su timón y sus costes de fabricación.

Es objeto de la presente patente proponer, basándose en una optimización multidisciplinar y para un empenaje de aeronave, formas en planta, formas de timón, posición del eje de charnela y posición de los largueros innovadoras.

Sumario de la invención

El objetivo de esta invención es optimizar multidisciplinarmente un empenaje de aeronave. La presente invención consigue este objetivo mediante una forma en planta innovadora con bordes de ataque y de salida curvilíneos que disminuyen la distribución de momentos flectores y por lo tanto el peso. Adicionalmente, la invención desarrolla una posición del eje de charnela del timón de porcentaje con respecto a la cuerda en las secciones no constante. Finalmente, la invención desarrolla además una estructura interna basada en largueros curvilíneos o largueros rectilíneos con posición porcentual con respecto a la cuerda en las secciones no constante.

Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.

Descripción de las figuras

La Figura 1 muestra en esquema una forma en planta de empenaje convencional para aeronave.

La Figura 2 muestra en esquema una forma en planta de empenaje convencional para aeronave en forma rectangular con el borde de ataque y el borde de salida paralelos.

La Figura 3 muestra en esquema una forma en planta de empenaje convencional para aeronave en forma trapezoidal, con el borde de ataque y el borde de salida secantes.

La Figura 4 muestra en esquema una forma en planta de ala histórica para aeronave en forma elíptica.

La Figura 5 muestra la distribución de la sustentación a lo largo de la envergadura del empenaje convencional de una aeronave con forma en planta rectangular y trapezoidal.

La Figura 6 muestra la distribución del momento a flexión a lo largo de la envergadura del empenaje convencional de una aeronave con forma en planta rectangular y trapezoidal.

La Figura 7 muestra la posición de los largueros en el empenaje convencional de aeronave en forma en planta trapezoidal.

Las Figuras 8 y 9 muestran en esquema formas en planta de empenaje para aeronave con bordes de ataque y de salida curvilíneos, según la presente invención.

La Figura 10 muestra la forma en planta, posición del eje de charnela del timón y posición de los largueros en el empenaje para aeronave según una primera realización de la presente invención.

La Figura 11 muestra la forma en planta, posición del eje de charnela del timón y posición de los largueros en el empenaje para aeronave según una segunda realización de la presente invención.

La Figura 12 muestra la forma en planta, posición del eje de charnela del timón y posición de los largueros en el empenaje para aeronave según una tercera realización de la presente invención.

Descripción detallada de la invención

Según se observa en la Figura 1, la forma en planta del empenaje de una aeronave comprenden un borde de ataque 21 y un borde de salida 22, definiéndose como cuerda la distancia entre el borde de ataque 21 y el borde de salida 22. Así, existe una cuerda 10 en la raíz del empenaje, una cuerda 10 en la punta del empenaje, y una cuerda 50 en una sección situada a una distancia 51 cualquiera de la cuerda 10 de la raíz, siempre con respecto a la dirección de la corriente de aire incidente, 60. La envergadura 61 del empenaje es la dimensión del empenaje en dirección perpendicular a la corriente incidente 60.

Convencionalmente,...

1. Forma en planta del empenaje de una aeronave caracterizada porque comprende bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) curvilíneos, con una configuración del empenaje de la aeronave en la cual el eje de charnela (13) es rectilíneo y tiene un porcentaje con respecto de la cuerda (50) en cada sección (51) no constante.

2. Forma en planta del empenaje de una aeronave según la reivindicación 1 caracterizada porque los bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) son curvilíneos de forma convexa.

3. Forma en planta del empenaje de una aeronave según la reivindicación 1 caracterizada porque los bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) son curvilíneos de forma cóncava.

4. Forma en planta del empenaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3 caracterizada porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12) rectilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) no constantes.

5. Forma en planta del empenaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3 caracterizada porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12) curvilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) constantes.

6. Forma en planta del empenaje de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3 caracterizada porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12) curvilíneos que trazan una curva de porcentaje no constante optimizada multidisciplinarmente.

7. Forma en planta del empenaje de una aeronave que comprende bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) rectilíneos, caracterizada porque en la configuración del empenaje de la aeronave el eje de charnela (13) es rectilíneo y tiene un porcentaje con respecto de la cuerda (50) en cada sección (51) no constante.

8. Forma en planta del empenaje de una aeronave según la reivindicación 7 caracterizada porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12) rectilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) no constantes.

9. Forma en planta del empenaje de una aeronave según la reivindicación 7 caracterizada porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12) rectilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) constantes.

10. Forma en planta del empenaje de una aeronave según la reivindicación 7 caracterizada porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12) curvilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) constantes.

11. Forma en planta del empenaje de una aeronave según la reivindicación 7 caracterizada porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12) curvilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) no constantes.