Sistemas de generación de guiñada de nave aerospacial y métodos asociados.

Un vehículo o nave aerospacial (101; 801) que tiene un fuselaje (110;

810) con una primera porción (112; 812) yuna segunda porción (114; 814); y un sistema (100; 800) de generación de guiñada, de tal manera que dichosistema (100; 800) de generación de guiñada comprende:

una superficie de control movible (100; 800), acoplada al fuselaje (110; 810) y que, cuando se repliega oretrae, se extiende generalmente en un plano horizontal, de tal modo que la superficie de control (142; 842)es movible hasta una posición desviada o de deflexión, en la que la superficie de control (142; 842) estácolocada de manera que crea una configuración de flujo en las proximidades del fuselaje (110; 810) cuando lanave aerospacial se coloca en el seno de un campo de flujo (F), de modo que la configuración de flujo estásituada para crear una diferencia de presiones (P1) entre la primera porción (112; 812) del fuselaje (110; 810)y la segunda porción (114; 814) del fuselaje (110; 810), estando situadas las primera y segunda porciones(112, 114; 812, 814) de tal manera que la diferencia de presiones (P1) produce un momento de guiñada(Ym1) en la nave aerospacial (101; 801),

caracterizado por que:

- la superficie de control (142; 842) incluye una primera superficie de control (142a; 842a), y

- el sistema comprende, de manera adicional, una segunda superficie de control movible (142b; 842b),acoplada al fuselaje (110; 810) y que, cuando se repliega o retrae, se extiende generalmente en unplano horizontal, de tal modo que las primera y segunda superficies de control (142, 142b; 842a, 842b)están situadas de forma al menos aproximadamente simétrica con respecto al fuselaje (110; 810),siendo la segunda superficie de control (142b; 842b) susceptible de colocarse en una segunda posiciónseleccionada cuando la primera superficie de control (142a; 842a) se coloca en la posición dedeflexión,

- una primera sección de ala (120a; 820) está acoplada al fuselaje (110; 810), de tal manera que laprimera superficie de control (142a; 842a) está acoplada a la primera sección de ala (120a; 820),

- una segunda sección de ala (120b; 820) está acoplada al fuselaje (110; 810) de forma generalmenteopuesta a la primera sección de ala (120a; 820), de tal manera que la segunda superficie de control(142b; 842b) está acoplada a la segunda sección de ala (120b; 820), y

- en la posición desviada o de deflexión de la primera superficie de control (142a; 842a) y en la posiciónseleccionada de la segunda superficie de control (142b; 842b), la primera superficie de control (142a; 842a)está situada de manera que acelera partes del flujo de fluido en algunas zonas, por lo que se incrementa lapresión dinámica y se reduce la presión local o estática, y de modo que decelera otras partes del flujo,reduciendo la presión dinámica e incrementando la presión local o estática para así crear la configuración deflujo que genera la diferencia de presiones (P1).

Sistemas de generación de guiñada de nave aerospacial y métodos asociados.

CAMPO TÉCNICO Realizaciones de la presente invención se refieren sistemas de generación de guiñada de un vehículo o nave aerospacial y a métodos asociados, incluyendo el uso de una superficie deflectora para generar una zona de baja presión sobre un fuselaje de una nave aerospacial con el fin de crear un movimiento de guiñada.

ANTECEDENTES Se requiere generalmente de las aeronaves o aviones que tengan ciertas características de estabilidad direccional y de control. A fin de conseguir estas características, los aviones tienen, generalmente, estabilizadores verticales y timones de dirección. Con frecuencia, el tamaño de los estabilizadores verticales, el tamaño del (de los) timón (timones) de dirección y la potencia de los dispositivos de accionamiento del timón de dirección (incluyendo el tamaño y/o la presión de funcionamiento del (de los) sistema (s) hidráulico (s) asociado (s) ) de grandes aviones con múltiples motores viene determinado por ciertos requisitos de capacidad de control sin motor. Por ejemplo, durante la certificación de la aeronave, los organismos gubernamentales (por ejemplo, la Administración Federal de Aviación (Federal Aviation Administration) exige a menudo que los fabricantes determinen las velocidades de control mínimas en el suelo y en vuelo para fallos de motor, en condiciones seleccionadas.

La velocidad de control mínima en vuelo puede incluir una velocidad con respecto al aire calibrada para la que, cuando un motor esencial se pone de repente fuera de servicio, es posible mantener el control del aeroplano en el curso de condiciones de funcionamiento específicas. La velocidad de control mínima en el suelo puede incluir una velocidad con respecto al aire calibrada durante la carrera de despegue, a la que, cuando un motor esencial se pone de repente fuera de servicio en el curso de condiciones de funcionamiento seleccionadas, es posible mantener el control del aeroplano utilizando el control del timón de dirección únicamente, empleando para ello habilidades normales de pilotaje. En general, cuando más altas son las velocidades de control mínimas que tiene un avión, más pista necesita el avión para el despegue y/o el aterrizaje. De acuerdo con ello, es deseable diseñar los aviones de manera que tengan velocidades de control mínimas bajas.

Velocidades de control mínimas bajas requieren, generalmente, superficies de estabilización vertical más grandes, superficies de timón de dirección más grandes y dispositivos de accionamiento de timón de dirección más potentes (por ejemplo, dispositivos de accionamiento de timón de dirección de movimiento rápido y/o de elevada fuerza) . Las superficies más grandes y/o los dispositivos de accionamiento potentes aumentan el peso de un avión y, en muchos casos, incrementan la complejidad y los costes de fabricación. Adicionalmente, las superficies más grandes pueden aumentar la resistencia al avance durante diversas fases del vuelo (por ejemplo, durante el vuelo de crucero) , con el resultado de un gasto de combustible y costes incrementados.

Como se describe en la Patente de los EE.UU. Nº 5.375.793, expedida el 27 de diciembre de 1994, la cual se incorpora a la presente memoria como referencia en su totalidad, los fabricantes han considerado el uso de un sistema de control de vuelo de pilotaje o gobierno por mandos electrónicos para desviar momentáneamente un alerón y/o un deflector con el fin de crear resistencia al avance en un ala, para crear un momento de guiñada destinado a complementar el momento de guiñada creado por el timón de dirección en el curso de ciertas condiciones de parada de motor. De acuerdo con ello, el momento de guiñada es proporcional a la magnitud de la resistencia al avance creada y a la distancia entre el lugar donde se aplica la fuerza de resistencia al avance y el centro de gravedad (“c.g.”) de la aeronave. A fin de aumentar el momento de guiñada, la resistencia al avance ha de ser incrementada y/o ha de aplicarse la fuerza más lejos del c.g. Un problema de esta solución es que los incrementos en la resistencia al avance reducen la relación entre el empuje y la resistencia al avance, lo que puede deteriorar el comportamiento sin motor (por ejemplo, la capacidad del avión para acelerar) . Otro problema de esta solución es que la creación de la fuerza de resistencia al avance más lejos del c.g. del avión requiere una deflexión mediante un deflector o alerón situado en la parte más exterior del ala, lo que puede crear en muchos casos un momento de balanceo en el avión. Con el fin de compensar este momento de balanceo, han de disponerse en deflexión otras superficies de control de vuelo, lo que puede aumentar la carga de trabajo del piloto, aumentar la complejidad del control de vuelo y/o añadirse a la resistencia al avance total de la aeronave.

El documento de la técnica anterior US 5.564.652 A divulga un vehículo o nave aerospacial que tiene las características del preámbulo de la reivindicación 1, así como un método para producir un sistema de generación de guiñada que tiene las características del preámbulo de la reivindicación 9. Este documento se refiere a un sistema de generación de guiñada para un avión supersónico, que incluye una pluralidad de deflectores de cuerpo dispuestos a lo largo de la periferia de la parte delantera o morro de un avión supersónico. Estos deflectores de cuerpo son movibles entre una posición replegada o retraída, en la que se encuentran al mismo nivel o a ras con la parte delantera o morro, y una posición de deflexión, en la que se extienden desde el morro. En la posición de deflexión, cada deflector de cuerpo genera una onda de choque que, a su vez, produce presión a lo largo de la parte delantera o morro. Esta presión crea un momento de guiñada que puede ser utilizado para contrarrestar un momento de guiñada que se genere por un funcionamiento defectuoso de un motor del avión. La deflexión de los

deflectores del cuerpo se controla por sensores dispuestos en las tomas de entrada al motor.

En el documento US 2004/144893 se divulga un avión sin fuselaje diferenciado o ala volante, sin cola, que comprende un sistema de control de guiñada. Este sistema de control de guiñada incluye deflectores achaflanados u oblicuos de abertura hacia delante, en la superficie superior del ala. La puesta en deflexión de estos deflectores provoca una resistencia al avance adicional a una cierta de distancia de la línea central del avión, de tal manera que la deflexión asimétrica genera un momento de guiñada.

COMPENDIO La presente invención está encaminada a un vehículo o nave aerospacial según se define en la reivindicación 1.

Realizaciones preferidas de la nave aerospacial de la invención se definen en las reivindicaciones dependientes 2-8.

La invención está dirigida, de manera adicional, a un método para producir un sistema de generación de guiñada según se define en la reivindicación 9. Modos preferidos de llevar a cabo el método de la invención constituyen la materia objeto de las reivindicaciones dependientes 10-12.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS La Figura 1 es una ilustración isométrica de un sistema para crear un momento de guiñada de acuerdo con realizaciones de la invención. La Figura 2 es una ilustración esquemática de una parte de sistema de control de vuelo, perteneciente al sistema mostrado en la Figura 1. La Figura 3 es una ilustración isométrica de una parte del sistema que se ha mostrado en la Figura 1, sin una asimetría de empuje, sin una deflexión de superficie de timón de dirección, y en la que una primera superficie de control y una segunda superficie de control se encuentran, ambas, en una primera posición seleccionada. La Figura 4 es una ilustración isométrica de la parte del sistema mostrada en la Figura 3, con la primera superficie de control en una primera posición de deflexión y la segunda superficie de control en la primera posición seleccionada. La Figura 5 es una ilustración isométrica de una parte del sistema mostrada en la Figura 3, con la primera superficie de control en una segunda posición de deflexión y la segunda superficie de control en una segunda posición deflexión. La Figura 6 es una vista en corte transversal y parcialmente esquemática de la parte del sistema que se ha mostrado en la Figura 5, tomada a lo largo de la línea 6-6. La Figura 7 es una vista en corte transversal y parcialmente esquemática de la parte del sistema mostrada en la Figura 5, tomada a lo largo de la línea 7-7. La Figura 8 es una ilustración isométrica de un sistema para crear un momento de guiñada con superficies de control acopladas al fuselaje de un vehículo... [Seguir leyendo]

1. Un vehículo o nave aerospacial (101; 801) que tiene un fuselaje (110; 810) con una primera porción (112; 812) y una segunda porción (114; 814) ; y un sistema (100; 800) de generación de guiñada, de tal manera que dicho sistema (100; 800) de generación de guiñada comprende:

una superficie de control movible (100; 800) , acoplada al fuselaje (110; 810) y que, cuando se repliega o retrae, se extiende generalmente en un plano horizontal, de tal modo que la superficie de control (142; 842) es movible hasta una posición desviada o de deflexión, en la que la superficie de control (142; 842) está colocada de manera que crea una configuración de flujo en las proximidades del fuselaje (110; 810) cuando la nave aerospacial se coloca en el seno de un campo de flujo (F) , de modo que la configuración de flujo está situada para crear una diferencia de presiones (P1) entre la primera porción (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda porción (114; 814) del fuselaje (110; 810) , estando situadas las primera y segunda porciones (112, 114; 812, 814) de tal manera que la diferencia de presiones (P1) produce un momento de guiñada (Ym1) en la nave aerospacial (101; 801) ,

caracterizado por que:

- la superficie de control (142; 842) incluye una primera superficie de control (142a; 842a) , y

- el sistema comprende, de manera adicional, una segunda superficie de control movible (142b; 842b) , acoplada al fuselaje (110; 810) y que, cuando se repliega o retrae, se extiende generalmente en un plano horizontal, de tal modo que las primera y segunda superficies de control (142, 142b; 842a, 842b) están situadas de forma al menos aproximadamente simétrica con respecto al fuselaje (110; 810) , siendo la segunda superficie de control (142b; 842b) susceptible de colocarse en una segunda posición seleccionada cuando la primera superficie de control (142a; 842a) se coloca en la posición de deflexión,

- una primera sección de ala (120a; 820) está acoplada al fuselaje (110; 810) , de tal manera que la primera superficie de control (142a; 842a) está acoplada a la primera sección de ala (120a; 820) ,

- una segunda sección de ala (120b; 820) está acoplada al fuselaje (110; 810) de forma generalmente opuesta a la primera sección de ala (120a; 820) , de tal manera que la segunda superficie de control (142b; 842b) está acoplada a la segunda sección de ala (120b; 820) , y

- en la posición desviada o de deflexión de la primera superficie de control (142a; 842a) y en la posición seleccionada de la segunda superficie de control (142b; 842b) , la primera superficie de control (142a; 842a) está situada de manera que acelera partes del flujo de fluido en algunas zonas, por lo que se incrementa la presión dinámica y se reduce la presión local o estática, y de modo que decelera otras partes del flujo, reduciendo la presión dinámica e incrementando la presión local o estática para así crear la configuración de flujo que genera la diferencia de presiones (P1) .

2. La nave aerospacial (101; 801) de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizada por que, en la posición de deflexión, la primera superficie de control (142a; 842a) es colocada en deflexión o desviada en una pequeña cantidad (144a) , y, en la posición seleccionada, la segunda superficie de control (142b; 842b) es colocada en deflexión o desviada en una segunda cantidad (144b) , de tal manera que la segunda cantidad de deflexión (144b) es menor que la primera cantidad de deflexión (144a) .

3. La nave aerospacial (101; 801) de acuerdo con la reivindicación 1 o la reivindicación 2, caracterizada por que la primera superficie de control movible (142a; 842a) incluye una primera superficie deflectora y la segunda superficie de control movible (142b; 842b) incluye una segunda superficie deflectora, de manera que la primera superficie deflectora está acoplada a la primera sección de ala (120a; 820a) y la segunda superficie deflectora está acoplada a la segunda sección de ala (120b; 820b) .

4. La nave aerospacial (101; 801) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la posición de deflexión de la primera posición de la segunda superficie de control (142b; 842b) puede estar en una dirección hacia arriba o hacia abajo con respecto al plano horizontal.

5. La nave aerospacial (101; 801) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que:

- la primera superficie de control (142a; 842a) está situada en las proximidades de un primer lado (111; 811) del fuselaje (110; 810) , opuesto a un segundo lado (113; 813) del fuselaje (110; 810) , y la segunda superficie de control (142b; 842b) está situada en las proximidades del segundo lado (113; 813) del fuselaje (110; 810) , y -la diferencia de presiones (P1) entre la primera porción (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda porción (114; 814) del fuselaje crea una fuerza lateral (S1) que produce el momento de guiñada (Ym1) , de tal manera que la fuerza lateral (S1) tiene una dirección que se extiende hacia fuera desde el fuselaje (110; 810) y en alejamiento del segundo lado (113; 813) del fuselaje (110; 810) .

6. La nave aerospacial (101; 801) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que:

- la configuración de flujo en las proximidades del fuselaje (110; 810) incluye una primera configuración de flujo, la diferencia de presiones incluye una primera diferencia de presiones (P1) , y el momento de guiñada incluye un primer momento de guiñada (Ym1) , y

- el sistema (100; 800) comprende, adicionalmente, un cuerpo (102; 802) de flujo que tiene una primera porción (103; 803) y una segunda porción (104; 804) , de tal manera que la primera superficie de control (142a; 842a) , en la posición de deflexión, está colocada para crear una segunda configuración de flujo en las proximidades del cuerpo (102; 802) de flujo cuando la nave aerospacial (101; 801) se coloca en el seno del campo de flujo (F) , de tal modo que la segunda configuración de flujo se sitúa para crear una segunda diferencia de presiones (P2) entre la primera porción (103; 803) del cuerpo (102; 802) de flujo y la segunda porción (104; 804) del cuerpo (102; 802) de flujo, estando las primera y segunda porciones (103, 104; 803, 804) del cuerpo (102; 802) de flujo situadas de tal manera que la segunda diferencia de presiones (P2) produce un segundo momento de guiñada (Ym2) en la nave aerospacial (101; 801) , en la misma dirección que el primer momento de guiñada (Ym1) .

7. La nave aerospacial (101; 801) de acuerdo con las reivindicaciones 3, 5 y 6, caracterizada por:

al menos uno de entre un sistema de control de vuelo mecánico y un sistema de control de vuelo electrónico, conectados o acoplados operativamente a las primera y segunda superficies de control (142a, 142b; 842a, 842b) para mover la primera superficie de control (142a; 842a) hasta la posición de deflexión y la segunda superficie de control (142b; 842b) hasta la posición seleccionada, cuando un estado de empuje asimétrico crea un momento de guiñada (Ymt) de empuje en la nave aerospacial (101; 801) en una o más condiciones de funcionamiento seleccionadas, de tal manera que el primer momento de guiñada (Ym1) es, al menos aproximadamente, opuesto al momento de guiñada (Ymt) de empuje; y un estabilizador vertical (102; 802) , acoplado al fuselaje (110; 810) , de tal manera que el estabilizador vertical (102; 802) tiene una superficie (141) de timón de dirección que es movible para producir un momento de guiñada (Ymr) de timón de dirección al menos aproximadamente opuesto al momento de guiñada (Ymt) de empuje.

8. La nave aerospacial (101; 801) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la primera superficie de control (142a; 842a) , en la posición de deflexión, está situada para crear una configuración de flujo en las proximidades del fuselaje (110; 810) destinada a generar la diferencia de presiones (P1) entre la primera porción (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda porción (114; 814) del fuselaje (110; 810) , al tiempo que se crea un momento neto de balanceo (Rmnet) al menos aproximadamente equilibrado en la nave aerospacial (101; 801) cuando la nave (101; 801) se sitúa en el seno del campo de flujo (F) , en una o más condiciones de funcionamiento seleccionadas.

9. Un método para producir un sistema (100; 800) de generación de guiñada, de tal manera que el método comprende:

situar una superficie de control movible (142; 842) en las proximidades de un fuselaje (110; 810) de un vehículo o nave aerospacial (101; 801) , de tal manera que el fuselaje (110; 810) tiene una primera porción (112; 812) y una segunda porción (114; 814) ; y acoplar la superficie de control movible (142; 842) al fuselaje (110; 810) , de tal manera que la superficie de control (142; 842) se extiende generalmente en un plano horizontal cuando está replegada o retraída y es movible hasta una posición desviada o de deflexión, de modo que, en la posición de deflexión, la superficie de control (142; 842) está colocada para crear una configuración de flujo cuando la nave aerospacial (101; 801) se sitúa en el seno de un campo de flujo (F) , de tal manera que la configuración de flujo se sitúa para generar una diferencia de presiones (P1) entre la primera porción (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda porción (114; 814) del fuselaje (110; 810) , estando las primera y segunda porciones (112, 114; 812, 814) del fuselaje (110; 810) situadas de tal modo que la diferencia de presiones (P1) produce un momento de guiñada (Ym1) en la nave aerospacial (101; 801) , caracterizado por que:

- el hecho de acoplar una superficie de control movible (142; 842) al fuselaje (110; 810) incluye acoplar una primera superficie de control movible (142a; 842a) al fuselaje (110; 810) y acoplar una segunda superficie de control movible (142b; 842b) al fuselaje (110; 810) , de tal manera que las primera y segunda superficies de control movibles (142a, 142b; 842a, 842b) están situadas, al menos aproximadamente, de forma simétrica en el plano horizontal con respecto al fuselaje (110; 810) , siendo la segunda superficie de control (142b; 842b) susceptible de colocarse en una posición seleccionada cuando la primera superficie de control (142a; 842a) se coloca en la posición de deflexión,

- el hecho de acoplar una superficie de control movible (142; 842) incluye, de manera adicional, acoplar la primera superficie de control movible (142a; 842a) a una primera sección de ala (120a; 820a) y

acoplar la primera sección de ala (120a; 820a) al fuselaje (110; 810) , de tal modo que el método comprende, adicionalmente, acoplar una segunda sección de ala (120b; 820b) al fuselaje (110; 810) , generalmente opuesta a la primera sección de ala (120a; 820a) con respecto al fuselaje (110; 810) , y acoplar la segunda superficie de control movible (142b; 842b) a la segunda sección de ala (120b; 820b) , y

- en la posición de deflexión, el hecho de colocar la superficie de control (142; 842) de manera que cree una configuración de flujo situada para generar una diferencia de presiones (P1) entre la primera porción (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda porción (114; 814) del fuselaje (110; 810) , a fin de producir un momento de guiñada (Ym1) en la nave aerospacial (101; 801) , incluye colocar la primera superficie de control (142a; 842a) de manera que acelere porciones del flujo de fluido en algunas zonas, con lo que se incrementa la presión dinámica y se reduce la presión local o estática, y decelere otras porciones del flujo, con lo que se reduce la presión dinámica y se incrementa la presión local o estática.

10. El método de acuerdo con la reivindicación 9, caracterizado por que:

- el hecho de acoplar una superficie de control movible (142; 842) incluye acoplar un primer deflector a la primera sección de ala (120a; 820a) y acoplar una segunda superficie deflectora a la segunda sección de ala (120b; 820b) ; y

- el hecho de situar la configuración de flujo de manera que cree una diferencia de presiones (P1) incluye situar la configuración de flujo de manera que cree una diferencia de presiones entre la primera porción (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda porción (114; 814) del fuselaje (110; 810) , a fin de crear una fuerza lateral (S1) , de tal manera que la fuerza lateral (S1) produce el momento de guiñada, la fuerza lateral (S1) tiene una dirección que se extiende hacia fuera desde el fuselaje (110; 810) y en alejamiento del segundo lado (113; 813) del fuselaje (110; 810) , y el momento de guiñada incluye un primer momento de guiñada (Ym1) ; y de modo que el método comprende, adicionalmente:

- configurar un sistema de control para que mueva la primera superficie de control (142a; 842a) hasta la posición de deflexión y la segunda superficie de control (142b; 842b) hasta la posición seleccionada cuando una situación de empuje asimétrico crea un momento de guiñada (Ymt) de empuje en la nave aerospacial, de tal manera que el primer momento de guiñada (Ym1) es, al menos aproximadamente, opuesto al momento de guiñada (Ymt) de empuje; y

- colocar una superficie (141) de timón de dirección para que cree un momento de guiñada (Ymr) de timón de dirección en la nave aerospacial (101; 801) , de tal manera que el momento de guiñada (Ymr) de timón de dirección es, al menos aproximadamente, opuesto al momento de guiñada (Ymt) de empuje.

11. El método de acuerdo con la reivindicación 9 o la reivindicación 10, caracterizado por que, en la posición de deflexión, el hecho de colocar la superficie de control (142; 842) para que cree una configuración de flujo situada para generar una diferencia de presiones (P1) entre la primera porción (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda porción (114; 814) del fuselaje, a fin de producir un momento de guiñada (Ym1) en la nave aerospacial (101; 801) , incluye colocar la primera superficie de control (142a; 842a) para que cree una primera configuración de flujo destinada a crear una primera diferencia de presiones (P1) con el fin de producir un primer momento de guiñada (Ym1) , y para que cree una segunda configuración de flujo en las proximidades de un cuerpo (102; 802) de flujo con el fin de crear una segunda diferencia de presiones (P2) entre una primera porción (103; 803) del cuerpo (102; 802) de flujo y una segunda porción (104; 804) del cuerpo (102; 802) de flujo, a fin de producir un segundo momento de guiñada (Ym2) en la nave aerospacial (101; 801) , en la misma dirección que el primer momento de guiñada (Ym1) .

12. El método de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 9 a 11, estando el método caracterizado por que comprende, adicionalmente, configurar la primera superficie de control (142a; 842a) para que cree la diferencia de presiones (P1) a la vez que se crea un momento de balanceo neto (Rmnet) al menos aproximadamente equilibrado en la nave aerospacial (101; 801) cuando la nave aerospacial (101; 801) está situada en el seno del campo de flujo (F) , en una o más condiciones de funcionamiento seleccionadas.