Superficie estabilizadora y de control direccional de aeronave.

Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave,

comprendiendo dicha superficie un estabilizador vertical (2) yun timón de dirección (3), siendo el citado timón de dirección (3) deflectable con respecto al estabilizador vertical (2), comprendiendo además el timón de dirección (3) un perfil interior (10)que es extraíble y retráctil a través de un sistema de actuación(40) con respecto al resto de la estructura del timón de dirección (3), tal que la superficie estabilizadora y de control, en la posición de retracción del perfil interior (10) del timón de dirección (3), es una superficie aerodinámica óptima en condiciones devuelo normales, al tiempo que se consigue el aumento de la superficie aerodinámica de control del estabilizador vertical (2) porrequerimientos de controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades de la citada aeronave y ante fuertes momentos de guiñada originados sobre la misma, en la posición en la que el perfil interior (10) del timón de dirección (3) está extraído, pudiendo ademásla estructura del timón de dirección (3) abrirse, tal que permitala extracción del perfil interior (10), cerrándose dicha estructura una vez que se ha extraído por completo el perfil interior (10), tal que el timón de dirección (3) forme con el perfil interior (10) extendido una estructura que conserve sus propiedades de superficie aerodinámica y continuidad de flujo.

Superficie estabilizadora y de control direccional de aeronave Campo de la invención

La presente invención se refiere a una superficie estabilizadora y de control direccional de aeronave, capaz de estabilizar y direccionar la aeronave cuando ésta se encuentra sometida en particular a fuertes momentos de guiñada no previstos.

Antecedentes de la invención

Son bien conocidas y estudiadas las superficies de la aeronave que proporcionan estabilidad y control direccional de la misma, por ejemplo, en el documento FR2911113 que se considera el estado de la técnica más cercano. Entre ellas, las fundamentales son el estabilizador vertical y el timón de dirección. A través del estabilizador vertical se consigue que el morro del avión esté orientado a la dirección de vuelo y, mediante el timón de dirección, se contrarrestan los momentos de guiñada que se ejercen sobre la aeronave, al tiempo que se controla la dirección lateral de vuelo de dicha aeronave.

El tamaño y la potencia de actuación del timón de dirección quedan determinados, además de por requerimientos aerodinámicos a los que está sometida la aeronave, por otra serie de factores o causas propias de la aeronave, como por ejemplo el caso en que se produce un fallo en uno de los grupos propulsores de la misma, siendo además este factor determinante para la certificación de la aeronave por las autoridades competentes en la materia, para lo cual se requiere un control suficiente para unas velocidades y condiciones determinadas, tanto en tierra como en vuelo, para el caso concreto de fallo en uno de los grupos propulsores de la aeronave.

El problema del control direccional en caso de fallo de uno de los grupos propulsores en grandes aeronaves de uso civil es abordado por diferentes documentos, como por ejemplo en el documento US 5,375,793. En dicho documento se pone de manifiesto cómo, en la mayoría de los casos, el piloto es el que realiza las deflexiones pertinentes en las superficies de control alares (en el caso de que estén justificadas) durante el momento crítico de la pérdida de uno de los grupos propulsores de la aeronave. Como describe el documento anterior, esta maniobra sólo se justifica bajo la condición de que la aeronave tenga tendencia a abandonar su estabilidad lateral, lo cual no se produce en numerosas aeronaves, con lo cual el piloto sólo cuenta en estos casos con la deflexión máxima del timón de dirección como alternativa para contrarrestar el momento de guiñada sobre la aeronave al que da lugar el fallo de uno de los grupos propulsores de la misma.

En este punto, la industria ha recurrido a un aumento del número de superficies aerodinámicas de control presentes en las alas, como por ejemplo los alerones, flaps, spoilers y slats, o bien recurrir a la mejora de la eficiencia de las citadas superficies. De esta manera, se intenta mejorar la estabilidad dinámica latero-direccional de la aeronave operando dichas superficies a través de controles automáticos. Como resultado de este proceso, durante la fase de despegue de una aeronave con problemas de motor o viento cruzado, lo cual correspondería a situaciones que conllevarían un momento de guiñada muy elevado, al ser baja la velocidad de la aeronave y muy elevados los momentos sobre la misma originados por el fallo en un grupo propulsor o por la existencia de situaciones externas como un fuerte viento cruzado, la eficiencia en la guiñada de las superficies aerodinámicas es incrementada de manera automatizada mediante, por ejemplo, la aplicación por parte del piloto de una deflexión máxima en el timón de dirección.

Los problemas que plantean soluciones conocidas de este tipo residen en que se aumenta la complejidad de la estructura de la aeronave y de sus sistemas de control de vuelo. Esto da lugar a un aumento del peso y de la resistencia aerodinámica de la aeronave, lo que conlleva un aumento del consumo de combustible y del ruido de la misma.

La velocidad mínima de control para una aeronave en su fase despegue es aquella para la cual, cuando se produce fallo en uno de los grupos propulsores de la misma, el piloto es capaz de mantener el control de la aeronave a través de la deflexión del timón de dirección como única operación, es decir, sin que esta acción requiera habilidades extraordinarias de pilotaje. Esta velocidad está íntimamente relacionada con la longitud de la pista de despegue. Es decir, el estabilizador vertical de una aeronave se diseñará para que, en la fase de despegue, si el avión ha superado su velocidad mínima de control y se produce un fallo de grupo propulsor, su superficie aerodinámica en combinación con la actuación en el timón de dirección puedan absorber el momento de guiñada que se produce sobre la aeronave como consecuencia del empuje asimétrico al que se ve sometida, manteniendo la estabilidad direccional necesaria para realizar la maniobra de despegue con éxito. Por debajo de esta velocidad mínima de control el avión deberá cumplir el requerimiento de ser capaz de realizar una maniobra de frenado con éxito, es decir, dentro de la longitud de la pista y cumpliendo con todas las normativas de seguridad para los pasajeros.

Teniendo en cuenta las premisas anteriores, es deseable que la velocidad mínima de control sea lo más baja posible, de tal manera que el avión pueda operar en pistas con longitudes menores. El disponer de menores velocidades mínimas de control lleva implícito que la superficie del estabilizador vertical y la superficie y potencia del timón de dirección sean mayores, lo cual supone una penalización en peso y en resistencia aerodinámica, además de incrementar los costes de fabricación, el peso resultante de la estructura y el gasto de combustible en vuelo. La presente invención resuelve estos Inconvenientes, de tal manera que proporciona mayor superficie de timón en caso de fallo de motor pero manteniendo la superficie mínima para los requerimientos de aeronavegabilidad de la aeronave en las demás condiciones y

regímenes de vuelo, y por tanto no produciendo una penalización en aumento de resistencia aerodinámica y como consecuencia un aumento de gasto de combustible y de eficiencia en el empuje de los grupos propulsores.

Como se ha explicado anteriormente, se han desarrollado varias invenciones que intentan reducir el tamaño del estabilizador vertical y mantener las características de control direccional de la aeronave a través del aumento de las superficies de control aerodinámicas de las alas, como por ejemplo las de los documentos WO 3/16133 A1, US 27/12587, US 4,132,375 ó la del documento US 5,375,793, anteriormente mencionado. Este tipo de soluciones aumenta la complejidad de los sistemas de control del avión y limita la capacidad de reacción y pilotaje de la tripulación a la deflexión máxima del timón de dirección, maniobra insuficiente en el caso de no estar conjugada con la activación de los sistemas descritos. Por otro lado, el uso de spoilers o alerones (superficies aerodinámicas de las alas) puede crear un momento de balanceo en la aeronave, el cual se controlará a través del uso de otras superficies, lo cual dará lugar, bien a un aumento innecesario de carga de trabajo para el piloto, bien a una mayor complejidad de los sistemas automáticos de control de vuelo. Es decir, el aumento de las superficies aerodinámicas de control en el ala conlleva un aumento de la resistencia aerodinámica y por tanto disminuye la capacidad de empuje de los motores, es decir, la capacidad del avión de acelerar en un momento crítico en el que esta característica puede resultar decisiva. Otro de los inconvenientes de disponer de más superficies aerodinámicas sobre la aeronave es que su actuación lleva a un aumento considerable del ruido. Este tipo de problemas descritos pueden aumentar exponencialmente si, como recoge el documento US 26/28422, extendemos el uso de estas superficies aerodinámicas a otras partes constitutivas de la aeronave, como puede ser el fuselaje o el conjunto de cola.

Otra de las ventajas de la presente invención respecto a otras existentes es su simplicidad. Existen numerosas invenciones (US 2,643,833, US 5,681,1, US 2,941,752) que revindican el concepto de adaptar el área del conjunto de cola en función de la fase de vuelo en la que se encuentre la aeronave, pero añaden gran cantidad de elementos mecánicos a la estructura, lo que conlleva el aumento de peso del conjunto y por tanto una peor eficiencia energética, así como diversos inconvenientes, como puede ser una penalización a la hora de realizar el centrado de la aeronave.

La presente invención está orientada a la solución de los inconvenientes anteriormente planteados.

Sumario de la invención

La presente invención se refiere a una solución técnica que... [Seguir leyendo]

1. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave, comprendiendo dicha superficie un estabilizador vertical (2) y un timón de dirección (3), siendo el citado timón de dirección (3) deflectable con respecto al estabilizador vertical (2), caracterizada porque el timón de dirección (3) comprende además un perfil interior (1) que es extraíble y retráctil a través de un sistema de actuación (4) con respecto al resto de la estructura del timón de dirección (3), tal que la superficie estabilizadora y de control, en la posición de retracción del perfil interior (1) del timón de dirección (3), es una superficie aerodinámica óptima en condiciones de vuelo normales, al tiempo que se consigue el aumento de la superficie aerodinámica de control del estabilizador vertical (2) por requerimientos de controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades de la citada aeronave y ante fuertes momentos de guiñada originados sobre la misma, en la posición en la que el perfil interior (1) del timón de dirección (3) está extraído.

2. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 1 caracterizada porque el perfil interior (1) es extraíble y retráctil a través del sistema de actuación (4) con respecto al resto de la estructura del timón de dirección (3), en la dirección del eje longitudinal de dicho timón (3).

3. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 1 ó 2 caracterizada porque la estructura del timón de dirección (3) puede abrirse, tal que permite la extracción del perfil interior (1) del timón (3), cerrándose dicha estructura una vez que se ha extraído por completo el perfil interior (1), tal que el timón de dirección (3) forma con el perfil interior (1) extendido una estructura que conserva sus propiedades de superficie aerodinámica y continuidad de flujo.

4. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 3 caracterizada porque las partes (79) y (8) de la estructura del timón de dirección (3) están realizadas en una aleación del tipo "Shape Memory Alloys" (SMA).

5. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 3 caracterizada porque la estructura del timón de dirección (3) se puede abrir según su eje longitudinal en aproximadamente el 75% de la cuerda geométrica de dicho timón (3) desde el borde de salida de la posición de retracción del mismo.

6. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 5 caracterizada porque la estructura del timón de dirección (3) comprende dos partes (79, 8) que pueden abrirse en base al giro de las mismas alrededor de unas bisagras (77, 78), mediante unos actuadores (71, 72).

7. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el sistema de actuación (4) comprende al menos un actuador (47, 57), anclado a la estructura del timón de dirección (3) a través de un herraje (48, 58, 68) y al perfil interior (1) del timón de dirección (3) a través de una cogida (49, 59, 69).

8. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-6 caracterizada porque el sistema de actuación (4) comprende un sistema elástico (2).

9. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende un sistema de guiado (17) para el movimiento longitudinal del perfil interior (1) del timón de dirección (3) que asegure un correcto movimiento del citado perfil interior (1) en condiciones de requerimientos de altas cargas aerodinámicas sobre el timón de dirección (3).

1. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende un sistema de guiado (17) para el movimiento longitudinal del perfil interior (1) del timón de dirección (3) que asegure un correcto movimiento del citado perfil interior (1) en condiciones de requerimientos de altas cargas aerodinámicas sobre el timón de dirección (3).

11. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 9 caracterizada porque el sistema de guiado (17) comprende un sistema de rodamientos (18) y una barra (19), estando dicha barra (19) unida al perfil interior (1), de tal manera que cuando el sistema de actuación (4) induce un movimiento de traslación sobre el perfil interior (1), el movimiento de dicho perfil (1) está guiado por el sistema 17, permitiendo el sistema de rodamientos (18) un único movimiento, según el eje longitudinal del timón de dirección (3), de la barra (19) y por tanto del perfil interior (1).

12. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el sistema de actuación (4) comprende además un sistema de movimiento controlado por cable (21), comprendiendo dicho sistema (21) un cable (22) unido a la estructura del perfil interior (1) y un motor (23) con sistema de recogida de cable que se encuentra anclado a la estructura interna del timón de dirección (3).

13. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 1, caracterizada porque el sistema de actuación (4) comprende además un dispositivo pirotécnico (24) de rotura de cable, que comprende a su vez un cable de rotura pirotécnica (25) y un sistema pirotécnico (26).

14. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 12, caracterizada porque el sistema pirotécnico (26) es de un único uso, siendo necesario su recambio en la siguiente operación de mantenimiento de la aeronave cuando se produce la rotura del cable (25), tal que el sistema de actuación (4) actúe e induzca un movimiento muy rápido en el perfil interior (1), que permita que el timón de dirección (3) adquiera su

configuración de extensión.

15. Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque el perfil interior (1) comprende dos ranuras (14, 15) en su superficie que ayudan a mantener la continuidad del flujo en el timón de dirección (3) cuando el perfil interior (1) del mismo se encuentra en su modo extendido.