Superficie estabilizadora horizontal de aeronave.

Superficie estabilizadora horizontal (8) de aeronave en la que el ángulo de flecha (40) de dicha superficie (8),

siendo este ángulo (40) el que forma la proyección de la línea de referencia de puntos al 25% de la cuerda local (19) de la superficie estabilizadora horizontal (8) sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave, conteniendo además este plano a la dirección de vuelo de la citada aeronave, con respecto al plano de simetría (21) de la aeronave, es menor de 90 grados, estando medido dicho ángulo (40) en la dirección de vuelo de la aeronave. Además, la conexión estructural de la citada superficie estabilizadora horizontal (8) al fuselaje (1) de la aeronave se realiza a través de una cuaderna (13) de dicho fuselaje (1).

Superficie estabilizadora horizontal de aeronave.

Campo de la invención

La presente invención se refiere a una superficie estabilizadora de aeronave, en particular a la configuración de una superficie estabilizadora horizontal de aeronave.

Antecedentes de la invención

La flecha de las superficies sustentadoras de las aeronaves, o inclinación de dichas superficies sustentadoras en la dirección del vuelo, es una característica de diseño de las aeronaves que vuelan a velocidades cercanas a las del sonido y está motivada por consideraciones aerodinámicas. La ventaja aerodinámica de la flecha reside en que los efectos adversos de compresibilidad, producidos por la sobrevelocidad de la corriente sobre el perfil aerodinámico, que crecen con el espesor relativo de dicho perfil, están relacionados con la componente esencialmente perpendicular a la línea del 25% de la cuerda de la superficie sustentadora de la corriente de aire incidente sobre la aeronave. Por tanto, para una velocidad de vuelo dada, una superficie sustentadora con un ángulo de flecha dado estará sujeta a efectos de compresibilidad equivalentes a los de una superficie sustentadora sin flecha pero con un perfil aerodinámico de espesor relativo igual al coseno del ángulo de flecha. Un mayor espesor relativo del perfil, definido como la relación entre el espesor máximo de dicho perfil y su longitud en la dirección de vuelo o cuerda, redunda en un peso estructural menor de la superficie sustentadora al disminuir los esfuerzos sobre los revestimientos producidos por las cargas aerodinámicas. No obstante, en el vuelo a alta velocidad, característico de las grandes aeronaves comerciales modernas, superficies sustentadoras con grandes espesores relativos de los perfiles aerodinámicos promueven los efectos adversos de la compresibilidad del aire, que pueden llegar a manifestarse como ondas de choque sobre la superficie sustentadora, con un incremento asociado de la resistencia aerodinámica y otros fenómenos adversos para el vuelo. Por tanto, la flecha de las superficies sustentadoras sirve para alcanzar un compromiso de diseño entre el peso estructural de las mismas y el comportamiento aceptable en el vuelo a velocidades cercanas a las del sonido.

El primer avión construido para el vuelo a alta velocidad con un ángulo de flecha significativo fue el Junkers 287 en 1945. Entre otras características peculiares de este avión cabe destacar que el ángulo de flecha de las alas es negativo, es decir, las puntas de las alas están adelantadas en la dirección del vuelo con respecto al encastre, o unión de las alas con el fuselaje. Salvo muy contadas excepciones, como el MBB/HFB 320, el Grumman X-29 y el Sukhoi 47, todos ellos con alas de flecha negativa, la inmensa mayoría de los aviones de alta velocidad han sido construidos con alas de flecha positiva. A pesar de ciertas ventajas aerodinámicas de la flecha negativa, la razón fundamental para el uso de flecha positiva en las alas es que en el caso de que el avión se encuentre durante el vuelo con una perturbación de la velocidad vertical del aire o ráfaga, la deformación por flexión de un ala con flecha positiva tiende a disminuir el ángulo de ataque local de los perfiles del ala de manera que se produce un alivio natural de las cargas aerodinámicas. En el caso de un ala con flecha negativa, el efecto se invierte de manera que al encontrar una ráfaga vertical, la flexión del ala produce incrementos de ángulos de ataque de los perfiles que tienden a aumentar las cargas y la flexión. Esto supone que las alas con flecha negativa tienden a soportar cargas de ráfaga significativamente mayores que las alas de flecha positiva y, por tanto, resultan más pesadas.

Las ventajas aerodinámicas asociadas a una configuración de superficie sustentadora con flecha negativa son conocidas y están bien documentadas en la literatura técnica aeronáutica. Dichas ventajas se pueden resumir en las siguientes:

- el menor ángulo de flecha de la línea de borde de ataque de una superficie sustentadora con flecha negativa comparada con una superficie con flecha positiva, ambas para el mismo ángulo de flecha de la línea del 25% de la cuerda, resulta en una menor tendencia del flujo aerodinámico a moverse a lo largo de la dirección de la envergadura con una consiguiente reducción del coeficiente de fricción en la capa límite y por tanto menor resistencia aerodiná- mica;

- el movimiento del aire en la dirección de la envergadura es de la punta hacia el encastre en el caso de una superficie sustentadora con flecha negativa, lo que resulta en la posibilidad de alcanzar mayores ángulos de entrada en pérdida de sustentación aerodinámica que en el caso de superficies sustentadoras de flecha positiva, en las que el flujo transversal de aire en la dirección de la envergadura arrastra la capa límite hacia la punta o borde marginal, disminuyendo la energía de la capa límite en dicha zona, que al tener mayor coeficiente de sustentación local que la zona del encastre provoca la separación de la capa límite con la consiguiente entrada en pérdida de sustentación a un ángulo de ataque menor que en el caso de la superficie sustentadora con flecha negativa; mientras que el mayor ángulo de entrada en pérdida de una superficie estabilizadora horizontal con flecha negativa permite aumentar la fuerza aerodinámica máxima para una superficie dada o bien reducir la superficie, y por tanto el peso y resistencia aerodinámica, de la dicha superficie sustentadora para la misma fuerza aerodinámica máxima si ésta es la consideración crítica de diseño;

- la deformación elástica de la superficie sustentadora bajo carga aerodinámica, o deformación aeroelástica, tiende a reducir los ángulos de ataque locales de los perfiles en el caso de que la superficie tenga flecha positiva y a aumentarlos si la superficie tiene flecha negativa, con el consiguiente aumento del gradiente de sustentación aerodinámica con el ángulo de ataque en el caso de superficie con flecha negativa; produciendo este incremento del gradiente de sustentación un aumento de la maniobrabilidad del avión con ala de flecha negativa, que puede ser beneficioso en el caso de un avión militar de combate pero suele considerarse perjudicial para aviones comerciales, pues la sensibilidad de la respuesta del avión a las ráfagas verticales está asociada al gradiente de sustentación, con el que también aumentan las cargas internas y el peso de la estructura del ala, siendo ésta la razón principal que justifica el poco uso de alas de flecha negativa en aviación comercial (el mencionado aumento del gradiente de sustentación debido a la deformación aeroelástica asociada a una superficie de flecha negativa resulta sin embargo deseable en el caso de una superficie estabilizadora, puesto que permite alcanzar el valor de la fuerza aerodinámica requerida para la función estabilizadora para menores valores del ángulo de ataque de dicha superficie).

A pesar de las ventajas aerodinámicas conocidas mencionadas anteriormente, las alas de flecha negativa tienen asociadas complicaciones de comportamiento estructural que han limitado su uso en el diseño de aviones y que pueden resumirse en las siguientes:

- La deformación aeroelástica tiende a aumentar las cargas estructurales y por tanto el peso de la superficie sustentadora, en concreto el ala; así mismo, el incremento de gradiente de sustentación del ala resulta en una mayor respuesta dinámica del avión a la turbulencia y a las ráfagas verticales y por tanto en menor confort de los pasajeros. Sin embargo, en el caso de una superficie estabilizadora horizontal de flecha negativa, esta mayor respuesta aerodinámica a las perturbaciones hace a la superficie estabilizadora más eficiente en su función de restaurar la actitud del avión en el caso de que éste encuentre durante el vuelo turbulencia o ráfagas verticales y por tanto es un efecto deseable, a diferencia de en el caso de las alas.

- La geometría del ala de flecha negativa, complica la integración del tren de aterrizaje en un avión comercial de ala baja debido a que el larguero posterior forma un ángulo mayor de 90 grados con la parte posterior del fuselaje, consideración que no aplica a las superficies estabilizadoras.

- Debido al mayor ángulo de flecha de la línea de borde de salida, los sistemas de alta sustentación de tipo "flap" pierden eficiencia aerodinámica: esta consideración tampoco aplica a las superficies estabilizadoras.

Las desventajas conocidas descritas anteriormente ocurren particularmente en las alas pero no en las superficies estabilizadoras, por lo que una superficie estabilizadora horizontal...

1. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave caracterizada porque el ángulo de flecha (40) de dicha superficie (8), siendo dicho ángulo (40) el que forma la proyección de la línea de referencia de puntos al 25% de la cuerda local (19) de la superficie estabilizadora horizontal (8) sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave, conteniendo además este plano a la dirección de vuelo de la citada aeronave, con respecto al plano de simetría (21) de la aeronave, es menor de 90 grados, estando medido dicho ángulo (40) en la dirección de vuelo de la aeronave.

2. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según la reivindicación 1 caracterizada porque la conexión estructural de la citada superficie estabilizadora horizontal (8) al fuselaje (1) de la aeronave se realiza a través de una cuaderna (13) de dicho fuselaje (1).

3. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según la reivindicación 2 caracterizada porque la conexión estructural entre la superficie estabilizadora horizontal (8) y el fuselaje (1) de la aeronave comprende al menos una conexión adicional (14) fijada a la estructura central (16) de la superficie (8), que proporciona estabilidad estructural a la citada superficie (8).

4. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según la reivindicación 3 caracterizada porque la conexión adicional (14) es tal que permite el trimado o giro de la citada superficie estabilizadora (8) alrededor de un eje perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave.

5. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según la reivindicación 4 caracterizada porque el trimado o giro de la citada superficie estabilizadora (8) es menor de 30º en cada dirección de giro.

6. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque la posición del centro aerodinámico de la citada superficie estabilizadora (8) está situado en un lugar equivalente al de su posición en un estabilizador horizontal de configuración convencional, para una misma aeronave y un mismo valor absoluto del ángulo de flecha de la línea de 25% de la cuerda local (19) de la superficie (8).

7. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque la configuración de la citada superficie (8) es tal que tiene un ángulo de diedro negativo, de tal modo que el extremo de dicha superficie (8) está situado por debajo del encastre de dicha superficie (8) con el fuselaje (1), siendo el ángulo diedro el que forma la línea del 25% de la cuerda (19) de la superficie estabilizadora horizontal (8) con respecto a la proyección de dicha línea sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave.

8. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-6 caracterizada porque la configuración de la citada superficie (8) es tal que tiene un ángulo de diedro positivo, de tal modo que el extremo de dicha superficie (8) está situado por encima del encastre de dicha superficie (8) con el fuselaje (1), siendo el ángulo diedro el que forma la línea del 25% de la cuerda (19) de la superficie estabilizadora horizontal (8) con respecto a la proyección de dicha línea sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave.

9. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el borde de ataque de la citada superficie estabilizadora horizontal (8) comprende una extensión local (9) en la dirección de vuelo de la aeronave, en la zona adyacente al fuselaje (1) de la misma, para compensar la pérdida de velocidad del flujo de aire en la capa límite del fuselaje (1) de manera que se evite la formación de torbellinos de herradura alrededor del encastre de la dicha superficie estabilizadora (8) con dicho fuselaje (1), a pequeños ángulos de ataque de la citada superficie estabilizadora horizontal (8).

10. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según la reivindicación 9 caracterizada porque la extensión local (9) del borde de ataque de la citada superficie estabilizadora horizontal (8) tiene una forma esencialmente triangular.

11. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la porción más cercana del borde de salida de la citada superficie (8) al plano de simetría (21) de la aeronave es esencialmente perpendicular a dicho plano de simetría (21).

12. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque comprende además en su zona más cercana al plano de simetría (21) de la aeronave al menos una superficie de control denominada elevador interior (11), siendo el borde de salida de dicho elevador interior (11) esencialmente perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave.

13. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque comprende además al menos una superficie de control denominada elevador exterior (12) situada en la porción más alejada del plano de simetría (21) de la aeronave, en la zona exterior del borde de salida de dicha superficie (8).