La invención se refiere a una superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave que comprende una costilla (9) de cierre principal situada en un extremo de la superficie de control (3) a la que va unida una barra de torsión principal (8),

estando la citada barra de torsión (8) unida en su otro extremo a un sistema de palancas (14) sobre el que actúa al menos un actuador (15), de tal forma que se pueda actuar sobre el giro de la citada superficie de control (3) durante el vuelo de la aeronave. La invención se refiere también a un método de actuación de una superficie de control (3) tal

Superficie de control de aeronave.

Campo de la invención

La presente invención se refiere a la configuración optimizada de una superficie de control de vuelo para aeronave.

Antecedentes de la invención

La configuración más utilizada para las superficies de control de las aeronaves modernas consiste generalmente en uno o varios elementos esencialmente planos situados conformando el borde de ataque o de salida de superficies aerodinámicas sustentadoras de la aeronave. El control de la aeronave se efectúa mediante la deflexión de las superficies de control, lo que produce un cambio de la geometría externa de la dicha aeronave que resulta en fuerzas aerodinámicas de la dirección y magnitud adecuadas para efectuar el control.

El cambio de forma aerodinámica requerido para efectuar el control de la aeronave generalmente se consigue mediante el giro de las dichas superficies de control alrededor de una chamela o eje de giro fijo respecto de la superficie aerodinámica sustentadora a la que pertenecen. Existen otras configuraciones y métodos para efectuar el control; por ejemplo mediante la deformación elástica de toda la superficie sustentadora, método utilizado por los hermanos Wright en el primer avión como se describe en el documento US821393; mediante el giro de la superficie sustentadora completa como se describe en el documento US6089503; mediante deformación de la superficie sustentadora o de control producida por cambios en las propiedades del material como se describe en los documentos US6209824B1, US5662294; o mediante chorros de aire o gases de escape de motor, como en el caso del avión AV-B Harrier, o el North American X-15.

Las configuraciones de las superficies de control consistentes en el giro de dichas superficies alrededor de una charnela son las que se han usado en aeronáutica en la inmensa mayoría de los aviones y son las únicas utilizadas en la actualidad para los grandes aviones de transporte de pasajeros. Los primeros aviones en utilizar esta configuración de las superficies de control, así como la mayoría de los aviones ligeros actualmente, utilizan un sistema de cables y poleas para transmitir las acciones de control del piloto, ya sea utilizando directamente la fuerza ejercida por el piloto o a través de un sistema de servos que amplifican mecánicamente la fuerza del piloto. Los sistemas de cables y poleas mueven las superficies de control a través de un sistema de palancas que convierten los movimientos lineales de los cables en giros de las superficies de control. Este método de actuación de las superficies de control es adecuado para aeronaves ligeras o aquellas de mayor tamaño que vuelan a velocidades relativamente bajas (mucho menores que las velocidades cercanas a la del sonido a las que vuelan las aeronaves comerciales actualmente), debido a que las fuerzas que pueden transmitir los cables son relativamente bajas y las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre las superficies de control, y que deben compensar las fuerzas de los cables, crecen linealmente con el área de dicha superficie de control y con el cuadrado de la velocidad de vuelo. El sistema de cables y poleas tiene limitaciones adicionales debidas a la flexibilidad inherente del sistema, formado por largos cables de poca sección, lo que podía llevar a inestabilidades aeroelásticas si se aplicara a grandes superficies de control, además de introducir un retraso en la operación de las superficies de control y una posible falta de respuesta de los mandos de vuelo cuando el avión vuela a altas velocidades, todo ello debido al alargamiento del sistema de cables inducido por las cargas aerodiná-micas.

Con el progreso de la técnica aeronáutica fue necesario desarrollar nuevos métodos de actuación de las superficies de control de vuelo particularmente adaptadas a los grandes aviones que volaban a velocidades cada vez mayores, propulsados generalmente por motores a reacción. La solución adoptada consistió en utilizar servo-actuadores, necesarios para ejercer las altas fuerzas de control requeridas para mover las grandes superficies de control a altas velocidades de vuelo y colocar los citados actuadores en una posición tal que pudieran transmitir las fuerzas de control directamente a las superficies de control, representativas de un timón de dirección, o a una instalación típica de alerones o timones de profundidad.

La configuración de la instalación típica de alerones o timones de profundidad anterior tiene el inconveniente evidente de requerir un carenado aerodinámico para el actuador, lo cual es una fuente no deseable de resistencia aerodinámica. Por otro lado, esta configuración tiene la ventaja de que el borde de ataque de la superficie de control está muy cerca del larguero posterior de la superficie sustentadora a la que va asociada (generalmente el ala o los estabilizadores), permitiendo aprovechar por tanto la máxima área de sección de los respectivos cajones de torsión, lo que revierte en un aumento la rigidez de dichos cajones, particularmente la rigidez a torsión y además, donde sea aplicable, el máximo volumen de tanque de combustible en el caso de un ala o estabilizador horizontal.

La configuración representativa de un timón de dirección, típica de un timón de dirección de un avión comercial moderno no requiere de un carenado aerodinámico para el actuador pero, sin embargo, tiene el inconveniente de reducir significativamente el espacio disponible entre el cajón de torsión de la superficie sustentadora y la superficie de control. En todos los casos, esto supone una reducción no deseable de la rigidez a torsión de ambos elementos (cajón principal de torsión y superficie aerodinámica de control). Asimismo, la separación entre el larguero posterior del cajón de torsión y el borde de ataque de la superficie de control requiere la instalación de carenados aerodinámcos relativamente grandes y flexibles y que no contribuyen a la rigidez o resistencia de la superficie sustentadora, además de introducir grandes cargas de flexión sobre las costillas del cajón de torsión en la base de los herrajes de charnela, todo lo cual no es deseable.

La reducción del área de la sección del cajón de torsión de la superficie sustentadora, impuesta por la separación descrita anteriormente y necesaria para la instalación del actuador, suele redundar en un incremento del peso de la estructura al requerirse mayores espesores de los revestimientos y largueros para restaurar la rigidez a torsión deseada por consideraciones aerodinámicas y aeroelásticas.

En todos los sistemas de control de vuelo basados en el giro de las superficies de control el problema de la deformación elástica de las citadas superficies bajo carga aerodinámica ha de ser resuelto. En los sistemas de cables y poleas, donde las palancas a las que van conectados los cables de mando suelen estar en un extremo de las superficies de control, las cargas aerodinámicas producen una deformación de torsión en la superficie de control que tiende a restar efectividad de mando. Para restaurar la efectividad de la superficie de control se debe incrementar su rigidez a torsión, ya sea aumentando el espesor de sus revestimientos estructurales (lo cual añade peso y aumenta la inercia de la superficie de control, ambas consecuencias no deseables; el peso por razones de eficiencia de la aeronave y la inercia por tender a reducir la velocidad a la que se produce la inestabilidad aeroelástica dinámica, o flameo), o utilizando una barra de torsión cerca del borde de ataque de la superficie de control, lo cual también añade peso pero limita el incremento del momento de inercia de la superficie.

En el caso de los sistemas donde los actuadores están conectados directamente a las superficies de control, se suelen situar dichos actuadores aproximadamente en la mitad de la envergadura de la superficie de control para minimizar la deformación a torsión, o bien se usan varios actuadores en paralelo, lo cual además dota de redundancia al sistema de control. En cualquier caso, la colocación de los actuadores dentro de la superficie aerodinámica exige la provisión de accesos para su inspección, lo que complica el diseño de las dichas superficies aerodinámicas y el en caso de los timones de dirección dificulta el acceso para el personal de mantenimiento.

El objeto de la presente invención es resolver los problemas anteriormente mencionados sobre la realización de superficies de control, particularmente los asociados a la configuración en la que los actuadores están directamente conectados a las dichas superficies de control, ya que es ésta la configuración...

1. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave caracterizada porque comprende una costilla (9) de cierre principal situada en un extremo de la superficie de control (3) a la que va unida una barra de torsión principal (8), estando la citada barra de torsión (8) unida en su otro extremo a un sistema de palancas (14) sobre el que actúa al menos un actuador (15), de tal forma que se pueda actuar sobre el giro de la citada superficie de control (3) durante el vuelo de la aeronave.

2. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según la reivindicación 1 caracterizada porque el actuador (15) es de doble acción, siendo capaz de ejercer fuerza en los dos sentidos de su eje.

3. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el actuador (15) es un servoactuador.

4. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el número de actuadores (15) es dos.

5. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según la reivindicación 4 caracterizada porque los actuadores (15) trabajan en condiciones normales de forma simultánea, de tal manera que, en caso de fallo en uno de ellos, el servoactuador operativo puede actuar por sí solo la superficie de control (3).

6. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque la barra de torsión principal (8) está fabricada de material compuesto de fibras de alta rigidez y resistencia.

7. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según la reivindicación 6 caracterizada porque la barra de torsión principal (8) está realizada en fibra de carbono.

8. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende además una barra de torsión secundaria (11), concéntrica con la barra de torsión principal (8), situada en el interior de la citada barra de torsión (8) y conectada con el sistema de palancas (14) y con una costilla de cierre secundaria (28) de la superficie de control (3).

9. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende al menos dos largueros (12) que rigidizan internamente la citada superficie de control (3).

10. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 8-9 caracterizada porque la barra de torsión secundaria (11) está fabricada de material compuesto de fibras de alta rigidez y resistencia.

11. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según la reivindicación 10 caracterizada porque la barra de torsión secundaria (11) está realizada en fibra de carbono.

12. Superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende además un eje de charnela secundario (27), de tal forma que la superficie de control (3) citada se divide en un elemento primario (24) y un elemento secundario (25), cuya rotación está restringida por una barra de acoplamiento (26).

13. Método de actuación de una superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave que comprende una costilla (9) de cierre principal situada en un extremo de la superficie de control (3) a la que va unida una barra de torsión principal (8), estando la citada barra de torsión (8) unida en su otro extremo a un sistema de palancas (14) sobre el que actúa al menos un actuador (15) caracterizada porque la actuación de dicha superficie de control (3) se efectúa a través de al menos una barra de torsión (8) a la que está conectado al menos un actuador (15) mediante un sistema de palancas (14), de tal forma que se pueda actuar sobre el giro de la citada superficie de control (3) durante el vuelo de la aeronave.