Dispositivo de frenado aerodinámico para aeronave.

Un aparato de freno aerodinámico para reducir la velocidad aerodinámica de una aeronave (10) aumentando laresistencia al avance aerodinámica,

que comprende:

un cabezal accionador (27) adaptado para un movimiento lineal generalmente paralelo a un eje (L) de unfuselaje (11) de la aeronave (10),

un par de paneles de freno (13, 14) montados en lados opuestos de una parte de la aeronave (10), estando lospaneles (13, 14) asociados de forma operativa al cabezal accionador (27) para oscilar hacia fuera endirecciones opuestas generalmente alrededor de sus partes del extremo aguas abajo desde una posiciónretraída hasta una posición desplegada en la que los paneles (13, 14) se proyectan hacia fuera en la corrientede aire, y

un mecanismo basculador (30, 40) asociado con cada panel de freno (13, 14) y que conecta de forma operativael panel de freno asociado (13, 14) al cabezal accionador (27) y una estructura de soporte (18), de modo que elmovimiento lineal del cabezal accionador (27) hace que los paneles (13, 14) se muevan entre las posicionesretraída y desplegada,

en el que cada mecanismo basculador (30, 40) incluye un balancín de control (31, 41) y un balancín portador(33, 43), estando dicho balancín de control (31, 41) fijado de forma que pueda pivotar, en un extremo, a unaestructura de soporte fija (18) en una articulación fija (23, 24) y, en el otro extremo, estando fijada de forma quepueda pivotar a un primer extremo del balancín portador (33, 43) en una articulación de pivote (35, 45), teniendodicho balancín portador (33, 43) un segundo extremo conectado al cabezal accionador (27) en una articulaciónen bisagra (28, 29),

en el que cada panel de freno (13, 14) está montado en uno de los balancines portadores (33, 43),

en el que una primera distancia, que se extiende desde la articulación fija (23, 24) hasta la articulación de pivote(35, 45), es generalmente igual a una segunda distancia, que se extiende desde la articulación de pivote (35,45) hasta la articulación en bisagra (28, 29), caracterizado por que



cada uno de los paneles (13, 14) tiene un centro aerodinámico (AC), y en el que el centro aerodinámico (AC) sedispone en una intersección de una línea que es una prolongación del balancín portador (33, 43) y una líneaque se extiende a través de la articulación fija (23, 24) perpendicular al eje (L), y por que

una tercera distancia, que se extiende desde la articulación de pivote (35, 45) hasta el centro aerodinámico (AC)del panel (13, 14), es generalmente igual a las primera y segunda distancias.

Tipo: Patente Internacional (Tratado de Cooperación de Patentes). Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: PCT/US2009/038917.

Solicitante: Honda Patents & Technologies North America, LLC.

Nacionalidad solicitante: Estados Unidos de América.

Dirección: 700 Van Ness Avenue Torrance, CA 90501 ESTADOS UNIDOS DE AMERICA.

Inventor/es: OYAMA,HIROKI.

Fecha de Publicación: .

Clasificación Internacional de Patentes:

  • B64C9/32 SECCION B — TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES.B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA.B64C AEROPLANOS; HELICOPTEROS (vehículos de colchón de aire B60V). › B64C 9/00 Miembros o superficies de control ajustables, p. ej. timones de dirección (compensación de superficies estabilizadoras B64C 5/10; sistemas para accionar las superficies de control de vuelo B64C 13/00). › Superficies de frenado aerodinámico (frenado mediante paracaídas B64D 17/80).

PDF original: ES-2395200_T3.pdf

 


Fragmento de la descripción:

Dispositivo de frenado aerodinámico para aeronave

Campo de la invención La presente invención se refiere al control en vuelo de una aeronave y, más particularmente, a frenos aerodinámicos para reducir la velocidad aerodinámica.

Antecedentes El diseño de los sistemas de control en vuelo para modernas aeronaves de alta velocidad, particularmente una aeronave a reacción, puede requerir el despliegue de uno o más paneles de frenado en la corriente de aire para aumentar la resistencia al avance y reducir la velocidad aerodinámica. El frenado aerodinámico es particularmente importante en un descenso rápido o para aumentar el ángulo de aproximación sin aumentar la velocidad de la aeronave. Los paneles de frenado también pueden, en algunas circunstancias, desplegarse justo después del aterrizaje para ralentizar la aeronave inicialmente hasta el punto en el que pueden aplicarse de forma segura los frenos de las ruedas.

Convencionalmente, los paneles de freno están fijados de forma articulada al fuselaje en su extremo aguas arriba y se abren de forma que puedan pivotar hacia atrás. Como tal, se requiere una fuerza de despliegue relativamente grande para mover paneles de freno a velocidad convencional en la corriente de aire contra la carga de resistencia al avance. Habitualmente, un accionador de fluido de capacidad considerable se usa para este fin. Se apreciará que este tipo de sistema accionador es inherentemente pesado y añade un peso no deseable a la aeronave. El documento US 2 254 591 muestra paneles de freno con todas las características del preámbulo de la reivindicación 1.

Por consiguiente, existe una necesidad en la técnica de un freno aerodinámico para una aeronave que requiera fuerzas relativamente pequeñas para desplegarse y retraerse, y que reduzca las cargas aplicadas al fuselaje.

Resumen De acuerdo con la presente invención, tal como se define mediante las características de la reivindicación 1, se proporciona un arreglo de freno aerodinámico que requiere significativamente menos fuerza accionadora para su despliegue y, por lo tanto, reduce los requisitos de potencia, peso y cargas de tensión, en comparación con los mecanismos de freno aerodinámico conocidos.

De acuerdo con una realización, el dispositivo incluye un par de paneles de freno aerodinámico montados en lados opuestos de una parte de la aeronave, tal como el fuselaje. Los paneles están ubicados normalmente en una posición retraída y están formados para adaptarse a la forma de partes adyacentes de la aeronave. Cuando se activan, los paneles oscilan hacia fuera a posiciones desplegadas en las que se extienden en la corriente de aire y aumentan la resistencia al avance aerodinámica.

De acuerdo con una realización, el mecanismo accionador para desplegar y retraer los paneles de freno incluye un accionador lineal fijado al bastidor del fuselaje y un cabezal accionador que es movido por el accionador en una trayectoria lineal generalmente paralela al eje del fuselaje. Los paneles de freno están conectados de forma operativa al cabezal accionador de modo que, a medida que el cabezal de accionamiento se mueve de forma lineal desde una posición de reposo aguas abajo hasta una posición de accionamiento aguas arriba, los paneles oscilan hacia fuera en direcciones opuestas a sus respectivas posiciones extendidas o desplegadas.

El despliegue y la retracción de los paneles de freno en respuesta al movimiento lineal del cabezal accionador se consiguen mediante el funcionamiento de un par de ensamblajes basculadores. Cada ensamblaje basculador incluye un balancín de control conectado de forma que pueda pivotar en un extremo a un soporte fijo y un balancín portador conectado de forma que pueda pivotar entre el otro extremo del balancín de control y el cabezal accionador. De este modo, el movimiento lineal hacia delante del cabezal accionador hace que los ensamblajes basculadores se retraigan para expandirse hacia fuera en direcciones opuestas y mover los paneles hacia una posición desplegada hacia fuera. La parte de popa del fuselaje está provista de un par de aberturas en lados opuestos. Partes de los ensamblajes basculadores se proyectan a través de las aberturas durante el despliegue de los paneles.

También de acuerdo con la presente invención, las longitudes de los balancines del ensamblaje basculador, y las posiciones de las conexiones con respecto al panel de freno y la estructura de soporte con respecto al centro aerodinámico de los paneles de freno se seleccionan para minimizar una fuerza requerida para desplegar y retraer los paneles de freno.

Breve descripción de los dibujos Éstas y otras características de la invención serán evidentes en referencia a las siguientes figuras, en las que:

La figura 1 es una vista en planta de una aeronave a reacción bimotor que tiene un arreglo de freno aerodinámico que constituye una realización de la invención y que muestra los paneles de freno aerodinámico en sus posiciones desplegadas.

La figura 2 es una elevación lateral de la aeronave de la figura 1 que muestra el panel de freno aerodinámico del lado de babor en su posición retraída.

La figura 3A es una vista en perspectiva fragmentaria de la parte de popa del fuselaje de la aeronave de las figuras 1 y 2 con partes recortadas con fines de ilustración y que muestra el panel de freno aerodinámico del lado de babor en su posición desplegada.

La figura 3B es una vista frontal de la parte del fuselaje de popa de la figura 3A que muestra una conexión entre un cilindro, un miembro de montaje, y un balancín de control.

La figura 4 es una vista en planta fragmentaria de la parte del fuselaje de popa de la aeronave de las figuras 1, 2, 3A y 3B con partes recortadas y que ilustra un mecanismo accionador de freno aerodinámico de acuerdo con una realización ejemplar de la invención con los paneles de freno aerodinámico en sus posiciones retraídas.

Las figuras 5A, 5B y 5C son vistas en planta secuenciales de la parte de popa del fuselaje de la aeronave de las vistas anteriores, que ilustran el movimiento de los paneles de freno aerodinámico (y el mecanismo accionador) desde una posición retraída hasta una posición intermedia, o parcialmente retraída, y a continuación hasta una posición completamente desplegada.

La figura 6 ilustra esquemáticamente una aeronave con un freno aerodinámico de acuerdo con otra realización ejemplar dispuesta en un cono de cola de la misma.

La figura 7 ilustra esquemáticamente un ala de aeronave de acuerdo con otra realización ejemplar con un freno aerodinámico alojado en su interior.

Descripción detallada

En referencia, más particularmente, a los dibujos e inicialmente a las figuras 1 y 2, se muestra una aeronave a reacción bimotor 10 del tipo diseñado para llevar cuatro o cinco pasajeros además de una tripulación de dos miembros. La aeronave tiene un fuselaje 11 y un empenaje convencional 12.

De acuerdo con una realización ejemplar de la invención, dos paneles de freno aerodinámico 13, 14 están provistos en lados opuestos de la parte de popa del fuselaje 11 por debajo del empenaje 12. Los paneles están adaptados para oscilar hacia fuera desde una posición retraída o normal mostrada en las figuras 2, 4 y 5A, a posiciones parcial

o totalmente desplegadas mostradas en las figuras 1, 3, 5B y 5C.

En sus posiciones retraídas, los paneles de freno 13, 14, se adaptan generalmente a la forma de las partes adyacentes del fuselaje 11, de modo que la forma aerodinámica de la aeronave 10 no resulta interrumpida. Cuando los paneles de freno 13, 14 están parcial o completamente desplegados, se proyectan hacia fuera en la corriente de aire para producir resistencia al avance aerodinámica adicional y reducir la velocidad aerodinámica.

Aberturas 15, 16 están formadas en la parte de popa del fuselaje en lados opuestos tal como se muestra en las figuras 3A y 4. Las aberturas 15, 16 están cubiertas por los respectivos paneles de freno 13, 14 cuando están en sus posiciones retraídas y están expuestas cuando los paneles 13, 14 están desplegados para permitir que el mecanismo accionador se extienda hacia fuera a través de las aberturas 15, 16 tal como se muestra en las figuras 5B y 5C. Durante el despliegue, las partes del extremo aguas arriba de los paneles de freno 13, 14 oscilan hacia fuera y los extremos aguas abajo se mueven hacia arriba y algo hacia dentro a través de las aberturas 15, 16.

Un bastidor del fuselaje tiene un miembro estructural en forma de anillo 17 cerca de la parte de popa del mismo. Un soporte orientado verticalmente 18 está fijado al miembro 17 para proporcionar un soporte para un mecanismo de control que acciona los paneles... [Seguir leyendo]

 


Reivindicaciones:

1. Un aparato de freno aerodinámico para reducir la velocidad aerodinámica de una aeronave (10) aumentando la resistencia al avance aerodinámica, que comprende:

un cabezal accionador (27) adaptado para un movimiento lineal generalmente paralelo a un eje (L) de un fuselaje (11) de la aeronave (10) , un par de paneles de freno (13, 14) montados en lados opuestos de una parte de la aeronave (10) , estando los paneles (13, 14) asociados de forma operativa al cabezal accionador (27) para oscilar hacia fuera en direcciones opuestas generalmente alrededor de sus partes del extremo aguas abajo desde una posición retraída hasta una posición desplegada en la que los paneles (13, 14) se proyectan hacia fuera en la corriente de aire, y un mecanismo basculador (30, 40) asociado con cada panel de freno (13, 14) y que conecta de forma operativa el panel de freno asociado (13, 14) al cabezal accionador (27) y una estructura de soporte (18) , de modo que el movimiento lineal del cabezal accionador (27) hace que los paneles (13, 14) se muevan entre las posiciones retraída y desplegada, en el que cada mecanismo basculador (30, 40) incluye un balancín de control (31, 41) y un balancín portador (33, 43) , estando dicho balancín de control (31, 41) fijado de forma que pueda pivotar, en un extremo, a una estructura de soporte fija (18) en una articulación fija (23, 24) y, en el otro extremo, estando fijada de forma que pueda pivotar a un primer extremo del balancín portador (33, 43) en una articulación de pivote (35, 45) , teniendo dicho balancín portador (33, 43) un segundo extremo conectado al cabezal accionador (27) en una articulación en bisagra (28, 29) , en el que cada panel de freno (13, 14) está montado en uno de los balancines portadores (33, 43) , en el que una primera distancia, que se extiende desde la articulación fija (23, 24) hasta la articulación de pivote (35, 45) , es generalmente igual a una segunda distancia, que se extiende desde la articulación de pivote (35, 45) hasta la articulación en bisagra (28, 29) , caracterizado por que cada uno de los paneles (13, 14) tiene un centro aerodinámico (AC) , y en el que el centro aerodinámico (AC) se dispone en una intersección de una línea que es una prolongación del balancín portador (33, 43) y una línea que se extiende a través de la articulación fija (23, 24) perpendicular al eje (L) , y por que una tercera distancia, que se extiende desde la articulación de pivote (35, 45) hasta el centro aerodinámico (AC) del panel (13, 14) , es generalmente igual a las primera y segunda distancias.

2. El aparato de freno aerodinámico de acuerdo con la reivindicación 1, que comprende, además, un accionador lineal (20) que está acoplado de forma operativa al cabezal accionador (27) y adaptado para mover el cabezal accionador (27) de forma lineal atrás y adelante a lo largo del eje (L) del fuselaje (11) .

3. El freno aerodinámico de acuerdo con la reivindicación 2, en el que el accionador lineal (20) incluye un cilindro

(21) y un pistón (25) , estando dicho cilindro (21) unido a la estructura de soporte (18) e incluyendo dicho pistón (25) un vástago del pistón (26) , y en el que el cabezal accionador (27) está en un extremo libre del vástago del pistón (26) .

4. El aparato de freno aerodinámico de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en el que el cabezal accionador (27) tiene una posición de reposo en la que los balancines (31, 41, 33, 43) están relativamente lejos unos de otros, y una posición accionada en la que los balancines están retraídos unos hacia otras.

5. El aparato de freno aerodinámico de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que a medida que cada uno de los paneles (13, 14) se mueve entre las posiciones desplegada y retraída, el centro aerodinámico (AC) se mueve en una dirección que es perpendicular al eje (L) con el movimiento de cada uno de los paneles (13, 14) produciéndose sin que se coloque ninguna carga en el accionador lineal (20) , y en el que el accionador lineal

(20) es un cilindro hidráulico (21) y el cabezal accionador (27) se dispone en un vástago del pistón (26) que se proyecta desde el cilindro (21) .


 

Patentes similares o relacionadas:

Deflexiones de dispositivo de borde de ataque y de salida durante el descenso de una aeronave, del 25 de Septiembre de 2018, de THE BOEING COMPANY: Sistema para aumentar una velocidad de descenso de una aeronave, comprendiendo el sistema: un ordenador de control de vuelo configurado para calcular un primer […]

SUPERFICIE CON CONTROL DE AVIÓN Y ELEMENTO DE SOPORTE COMPUESTO, del 9 de Diciembre de 2011, de PATRIA AEROSTRUCTURES OY: Un panel pivotante para un avión, que comprende: una primera placa superficial y una segunda placa superficial ; un larguero frontal […]

PROCEDIEMIENTO Y SISTEMA DE ALERON DEFLECTOR PARA ASEGURAR LA CONTINUIDAD AERODINAMICA EN EL EXTRADOS DE UN ALA DE AREONAVE., del 1 de Abril de 2007, de AIRBUS FRANCE: Procedimiento para asegurar la continuidad aerodinámica en el extradós de un ala de aeronave entre un alerón deflector en posición replegada y un alerón […]

PROCEDIMIENTO Y DISPOSITIVO PARA LA OPTIMIZACION DEL GIRO DE LOS ALERONES DE DESVIACION DE UNA AERONAVE EN VUELO., del 1 de Marzo de 2007, de AIRBUS FRANCE: Procedimiento para la optimización del giro de los alerones de desviación de una aeronave (A/C) en vuelo, estando cada posición desplegada de estos accionada por el piloto […]

DISPOSITIVO DE ARTICULACION DE UN ALERON SOBRE UNA SUPERFICIE AERODINAMICA DE UNA AERONAVE., del 1 de Diciembre de 2005, de AIRBUS FRANCE: Superficie aerodinámica de aeronave con al menos un alerón y un dispositivo de articulación de dicho alerón en dicha superficie aerodinámica, […]

ESPOLIER PARA SUPERFICIES DE SUSTENTACION., del 16 de Julio de 2005, de FISCHER ADVANCED COMPOSITE COMPONENTS AG: Espoiler para superficies de sustentación , en particular de aviones, espoiler que durante el aterrizaje y durante el despegue del avión o similar se puede […]

ALA DE AVION ADAPTABLE., del 16 de Abril de 2005, de EADS DEUTSCHLAND GMBH: Ala de avión con un deflector provisto de revestimiento flexible en su lado superior y al menos un actuador , para el control adaptable […]

AERONAVE CON ALETAS SOLO EN LA PARTE SUPERIOR, del 1 de Agosto de 2007, de NORTHROP GRUMMAN CORPORATION: Una aeronave de baja observabilidad , que consta de: un fuselaje integrado y unas alas en flecha primera y segunda que definen generalmente […]

Otras patentes de Honda Patents & Technologies North America, LLC

 

Otras patentes de la CIP B64C9/32