Superficies móviles de aeronaves con ranuras selladas, tal que comprenden un componente (11) sustentador o estabilizador de aeronave que comprende en la zona de su borde de salida un elemento de control (13) giratorio en torno a un eje (61) con al menos una ranura (21) entre la punta (15) del componente (11) y el elemento de control (13) cuyos bordes están configurados de manera que la distancia entre ellos,

es decir la dimensión de la ranura (21), sea constante para distintos ángulos de deflexión del elemento de control (13), disponiéndose entre ellos unos medios de sellado (23) que garantizan la continuidad aerodinámica del componente (11) cuando dicho elemento de control (11) está en reposo. En una realización preferente el componente (11) es un estabilizador horizontal de cola y el elemento de control (13) un timón.

Superficies móviles de aeronaves con ranuras selladas.

Campo de la invención

La presente invención se refiere al sellado de las ranuras existentes en los bordes de una superficie móvil de un componente de una aeronave y más en particular al sellado de las ranuras existentes entre un elemento de control, tal como un timón, y la parte de punta de un componente sustentador o estabilizador, tal como un estabilizador horizontal de cola, en el que se integra dicho elemento de control.

Antecedentes de la invención

La actuación de superficies móviles de aeronaves tales como colas, estabilizadores de cola, "canards", elevadores, aerofrenos, alerones, flaps, otros dispositivos hipersustentadores (por ejemplo "slats") ó timones es uno de los aspectos más importante a tener en cuenta en el diseño global de aeronaves ya que se usan como superficies de control de las aeronaves. Por ejemplo los alerones se usan para controlar el alabeo, un estabilizador de cola se usa para controlar el cabeceo y un timón se usa para controlar la guiñada.

En ese tipo de superficies móviles existen ranuras entre partes diferentes. Por ejemplo, en el caso de un estabilizador horizontal de cola existen ranuras en los bordes del timón que son necesarias para permitir los movimientos realizados por el timón en las maniobras de despegue y aterrizaje de la aeronave. Ahora bien, en condiciones de crucero, el timón debe estar normalmente en reposo por lo que resulta deseable el sellado de dichas ranuras para evitar cualquier incremento de la resistencia aerodinámica creada por el flujo de aire a través de la ranura. Cualquier entrada de aire en dicha ranura podría originar turbulencias no deseables que terminarían por formar resistencias parásitas que añadirían más carga a la zona afectada.

En el caso de la ranura existente entre el borde del timón más alejado del fuselaje y la punta del estabilizador horizontal se vienen usando como elementos de sellado unos perfiles de goma unidos al timón y que sobresalen de él para cubrir la ranura. Ahora bien, en las configuraciones conocidas, el tamaño de dicha ranura varía en función del ángulo de deflexión del timón lo que somete a los perfiles de goma a un desgaste que obliga a su temprana sustitución con los inconvenientes que ello conlleva. Hay que tener en cuenta al respecto que dichos perfiles de goma se ven afectados por las condiciones climatológicas propias de un vuelo normal lo que puede acelerar el deterioro originado por el propio movimiento entre elementos.

La presente invención está orientada a la solución de este inconveniente.

Sumario de la invención

Es un objeto de la presente invención proporcionar un componente sustentador o estabilizador de una aeronave con un elemento de control en el que la ranura existente entre la punta de dicho componente y el elemento de control pueda sellarse con unos perfiles de goma que no estén sometidos a esfuerzos excesivos durante las deflexiones del elemento de control.

Es otro objeto de la presente invención proporcionar un componente sustentador o estabilizador de una aeronave con un elemento de control en el que la ranura existente entre la punta de dicho componente y el elemento de control tenga una configuración que facilite su sellado y sea fácil de realizar.

Estos y otros objetos se consiguen con un componente sustentador o estabilizador de una aeronave que incorpora en la zona de su borde de salida un elemento de control giratorio en torno a un eje con al menos una ranura entre la punta del componente y el elemento de control cuyos bordes están configurados de manera que la distancia entre ellos, es decir la dimensión de la ranura, sea constante para distintos ángulos de deflexión del elemento de control, disponiéndose entre ellos unos medios de sellado que garantizan la continuidad aerodinámica del componente cuando dicho elemento de control está en reposo.

En una realización preferente, dichos bordes tienen una forma resultante de una hipotética intersección con dos superficies de revolución generadas por el giro en torno al eje de curvas con una primera sección perpendicular al eje de giro, de pequeña dimensión, una segunda sección paralela a la dirección de vuelo y una zona de transición suavizada entre ambas. Se consigue con ello una ranura de distancia constante cualquiera que sea el ángulo de deflexión del elemento de control fácil de realizar utilizando máquinas de control numérico para la conformación de dichos bordes.

En otra realización preferente, el componente es un estabilizador horizontal de cola y el elemento de control es un timón. Se consigue con ello, un estabilizador de cola con un sistema de sellado entre su punta y el timón que evita el deterioro prematuro de los medios de sellado.

Otras características y ventajas de la presente invención se harán evidentes de la siguiente descripción detallada de realizaciones ilustrativas de su objeto junto con las figuras adjuntas.

Descripción de las figuras

La Figura 1 es una vista esquemática en planta de un estabilizador horizontal de cola de una aeronave.

Las Figuras 2a y 2b son vistas esquemáticas en perspectiva de la parte de punta de un estabilizador horizontal de cola con el timón deflectado en dos posiciones diferentes.

La Figura 3 es una vista esquemática en sección transversal de la zona de borde entre la punta de un estabilizador horizontal de cola y un timón y de los medios de sellado de la ranura existente entre ellos para evitar el flujo de aire entre ellos cuando el timón está en reposo.

La Figura 4 es una vista esquemática en perspectiva que ilustra la forma conocida en la técnica de los bordes de la punta de un estabilizador horizontal de cola y de un timón en torno a la ranura existente entre ellos.

La Figura 5 es una vista esquemática en planta de los bordes de la punta de un estabilizador horizontal de cola y un timón en torno a la ranura existente entre ellos conformados según la presente invención.

Las Figuras 6 y 7 son vistas esquemáticas en perspectiva que ilustran la hipotética superficie cónica de revolución cuya intersección con la punta de un estabilizador horizontal de cola y un timón en torno a la ranura existente entre ellos determina la forma de sus bordes según la presente invención.

Descripción detallada de la invención

Describiremos una realización detallada de la presente invención para el caso en el que el componente de la aeronave es un estabilizador de cola y el elemento de control es el timón incorporado en el estabilizador.

En la Figura 1 pueden apreciarse las dos partes de un estabilizador horizontal de cola 11 de una aeronave con los timones 13 y las ranuras 21 existentes entre las puntas 15 del estabilizador horizontal de cola 11 y los bordes de los timones 13.

Según se ilustra en las Figuras 2a y 2b los timones 13 pueden deflectarse hacia abajo o hacia arriba para contribuir al control de la aeronave durante las maniobras de despegue y aterrizaje.

En la Figura 3 se ilustra el sistema conocido en la técnica para el sellado de la ranura 21 entre los bordes del timón 13 y la punta 15 de un estabilizador horizontal de cola 11 que está basado en unos perfiles de goma 23. En los bordes tanto del timón 13 como de la punta 15 del estabilizador horizontal de cola 11 se observan, respectivamente, sus paneles superiores e inferiores 41, 43; 51, 53 y unas costillas rigidizadoras 45, 55 con forma de C. Los perfiles 23 están unidos a la costilla 55 del timón 13 y sus cabezas cubren la ranura 21.

Como se observa en la Figura 4, la configuración geométrica de los bordes del timón 13 y de la punta 15 del estabilizador horizontal de cola 11 en la ranura 21 en el sistema conocido en la técnica se corresponde con la de una superficie plana 31 con un quiebro final 33.

Los perfiles de goma 23 están dimensionados para sellar una ranura 21 de un tamaño predeterminado con el timón 13 en reposo teniendo en cuenta sus tolerancias de deformación.

Ahora bien, con la configuración conocida en la técnica de los bordes del timón 13 y la punta 15 del estabilizador horizontal de cola 11 el tamaño de la ranura 21 varia según el ángulo de deflexión del timón 13, según se indica en la siguiente tabla para una ranura de 24mm con el timón 13 en reposo.

 

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Reivindicaciones:

1. Componente (11) sustentador o estabilizador de una aeronave que comprende en la zona de su borde de salida un elemento de control (13) giratorio en torno a un eje (61), cuya configuración incluye al menos una ranura (21) entre la punta (15) del componente (11) y el elemento de control (13) con medios de sellado (23) que garantizan la continuidad aerodinámica del componente (11) cuando dicho elemento de control (13) está en reposo, caracterizado porque los bordes de la punta (15) del componente (11) y el elemento de control (13) en torno a dicha ranura (21) están configurados de manera que la distancia entre ellos sea constante para distintos ángulos de deflexión del elemento de control (13).

2. Componente (11) sustentador o estabilizador de una aeronave según la reivindicación 1, caracterizado porque la forma de los bordes de la punta (15) del componente (11) y el elemento de control (13) en torno a dicha ranura (21) es la resultante de una hipotética intersección con dos superficies de revolución generadas por el giro en torno al eje (61) de curvas con una primera sección (63) perpendicular al eje de giro (61) y una segunda sección (65) paralela a la dirección de vuelo y una zona transición suavizada entre ambas.

3. Componente (11) sustentador o estabilizador de una aeronave según la reivindicación 2, caracterizado porque la longitud de dicha primera sección (63) está comprendida entre el 5-15% de la longitud de la segunda sección (65).

4. Componente (11) sustentador o estabilizador de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizada porque dicho componente (11) es un estabilizador horizontal de cola y dicho elemento de control (13) es un timón.

 

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