SISTEMAS DE GENERACIÓN DE GUIÑADA PARA VEHÍCULO AEROESPACIAL Y PROCEDIMIENTOS ASOCIADOS.

Sistemas de generación de guiñada para vehículo aeroespacial y procedimientos asociados Campo técnico La presente invención se refiere a sistemas de generación de guiñada para vehículos aeroespaciales y procedimientos asociados. En particular, la invención se refiere a un sistema de generación de guiñada tal y como se define en el preámbulo de la reivindicación 1 y a un procedimiento para fabricar dicho sistema definido en el preámbulo de la reivindicación 10. Dicho sistema de generación de guiñada y dicho procedimiento son conocidos a través del documento US 5 564 652 A. Antecedentes A las aeronaves generalmente se les requiere tener ciertas características de control y estabilidad direccional. Con el fin de conseguir estas características, las aeronaves tienen generalmente estabilizadores verticales y timones. A menudo, la dimensión de los estabilizadores verticales, la dimensión de los timones, y la potencia de los accionadores de timón (incluyendo la dimensión y/o la presión operativa del o de los sistemas hidráulicos asociados) de grandes aeronaves multimotor se determina mediante algunos requisitos de controlabilidad de fallo de motor. Por ejemplo, durante la certificación de la aeronave, las agencias gubernamentales (por ejemplo, la Administración Federal de Aviación) requieren a menudo que los fabricantes determinen velocidades mínimas de control en tierra y en vuelo para fallos de motor en condiciones seleccionadas. La velocidad mínima de control en vuelo puede incluir una velocidad aerodinámica calibrada en la que, cuando un motor crítico se estropea repentinamente, es posible mantener el control de la aeronave durante condiciones operativas específicas. La velocidad mínima de control en tierra puede incluir una velocidad aerodinámica calibrada durante la carrera de despegue en la cual, cuando un motor crítico se estropea repentinamente durante las condiciones operativas seleccionadas, es posible mantener el control de la aeronave usando solo el mando de dirección a la vez que se usan las técnicas normales de pilotaje. En general cuanto mayores son las velocidades mínimas que tiene una aeronave, mayor es la pista que la aeronave necesita para despegar y/o aterrizar. En consecuencia. Es deseable diseñar una aeronave que tenga bajas velocidades mínimas de control. Las bajas velocidades mínimas de control requieren generalmente grandes superficies verticales de estabilización, mayores superficies de timón, y potentes accionadores de timón (por ejemplo, accionadores de timón de movimiento rápido y/o elevada fuerza). Las mayores superficies y/o los potentes accionadores aumentan el peso de una aeronave y en muchos casos aumentan la complejidad y los costes de fabricación. Asimismo, las mayores superficies pueden aumentar la resistencia aerodinámica durante varias fases de vuelo (por ejemplo, durante el vuelo de crucero) dando como resultado un mayor coste y uso de combustible, Como se describe en la patente de los Estados Unidos nº 5.375.793, expedida el 27 de diciembre de 1994, los fabricantes han considerado el uso de un sistema de control de vuelo por señales eléctricas para desviar momentáneamente un alerón y/o un deflector para crear resistencia aerodinámica sobre una ala para producir un momento de guiñada para suplementar el momento de guiñada creado por el timón durante algunas condiciones de fallo de motor. En consecuencia, el momento de guiñada es proporcional al grado de resistencia aerodinámica creada y la distancia entre el lugar donde se aplica la fuerza de arrastre y el centro de gravedad de la aeronave (c.g.). Con el fin de aumentar el momento de guiñada, se debe aumentar el arrastre y/o se debe aplicar adicionalmente fuerza desde el c.g.. Un problema con esta solución es que los aumentos de resistencia reducen la relación de empuje a arrastre de la aeronave, que puede degradar el rendimiento con un motor fuera de servicio (por ejemplo, la capacidad de acelerar de la aeronave). Otro problema con esta solución es que la creación de la fuerza de arrastre adicional del c.g. de la aeronave requiere una deflexión de deflector o de alerón sobre la parte exterior del ala, que en muchos casos puede crear un momento de balanceo. Con el fin de compensar este momento de balanceo, se pueden desviar otras superficies de control de vuelo, que pueden aumentar la carga de trabajo del piloto incrementar la complejidad de control de vuelo, y/o añadirse a la resistencia aerodinámica de la aeronave. El documento de la técnica anterior anteriormente mencionado US 5 564 652 A divulga un sistema de generación de guiñada para una aeronave supersónica que incluye una pluralidad de deflectores de cuerpo dispuestos a lo largo de la periferia del cuerpo anterior de una aeronave supersónica. Estos deflectores de cuerpo se pueden desplazar entre una posición retraída, en la cual están a nivel con el cuerpo anterior, y una posición desviada en la cual se extienden desde el cuerpo anterior. En la posición desviada cada deflector de cuerpo genera una onda de choque, que a su vez produce presión a lo largo del cuerpo anterior. Esta presión crea un momento de guiñada que se puede usar para contrarrestar un momento de guiñada, generado por un motor, del mal funcionamiento de la aeronave. La deflexión de los deflectores de cuerpo es controlada por sensores dispuestos en las entradas de motor. En el documento EP 1 008 515 A2 se divulga una superficie de deflector para su uso con un ala, y su función se define como la generación de resistencia aerodinámica y destrucción de parte de la elevación generada por el ala. 2 E06784553 08-11-2011   Sumario La presente invención se refiere en general a sistemas mejorados de generación de guiñada de vehículos aeroespaciales y procedimientos asociados. Un sistema de generación de guiñada según la presente invención se define en la reivindicación 1. Las realizaciones preferidas del sistema de generación de guiñada forman el objeto de las reivindicaciones dependientes 2 a 9. Un procedimiento para realizar un sistema de generación de guiñada según la presente invención se define en la reivindicación 11. Las variantes preferidas de este procedimiento forman el objeto de las reivindicaciones dependientes 11 a 13. Breve descripción de los dibujos - La figura 1 es una ilustración isométrica de un sistema para crear un momento de guiñada según las realizaciones de la invención. - La figura 2 es una ilustración esquemática de una parte del sistema de control de vuelo del sistema mostrado en la figura 1. - La figura 3 es una ilustración isométrica de una parte del sistema mostrado en la figura 1 sin una asimetría de empuje, sin una deflexión de superficie de timón, y donde una primera superficie de control y una segunda superficie de control están ambas en una primera posición seleccionada. - La figura 4 es una ilustración isométrica de la parte del sistema mostrado en la figura 3, con la primera superficie de control en una primera posición desviada y la segunda superficie de control en la primera posición seleccionada. - La figura 5 es una ilustración isométrica de una parte del sistema mostrado en la figura 3, con la primera superficie de control en una segunda posición desviada y la segunda superficie de control en una segunda posición seleccionada. - La figura 6 es una vista en sección transversal parcialmente esquemática de la parte del sistema mostrado en la figura 5 tomada a lo largo de la línea 6-6. - La figura 7 es una vista en sección transversal parcialmente esquemática de la parte del sistema mostrado 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 a un fuselaje de un vehículo aeroespacial según otras realizaciones de la invención. - La figura 9 es una ilustración isométrica del sistema mostrado en la figura 8, con una primera superficie de control en una posición desviada y una segunda superficie de control en una posición seleccionada. - La figura 10 es una ilustración isométrica de un sistema para crear un momento de guiñada con otras superficies de control acopladas al fuselaje de un vehículo aeroespacial que no forman parte de la invención. - La figura 11 es una ilustración isométrica de un sistema mostrado en la Figura 10, con una primera superficie de control en una posición desviada y una segunda superficie de control en una posición seleccionada. Descripción detallada La presente divulgación describe sistemas de generación de guiñada para vehículo aeroespacial y procedimientos asociados, que incluyen una superficie de deflector para generar un diferencial de presión entre una primera parte y una segunda parte de un fuselaje de un vehículo aeroespacial para crear un momento de guiñada. Se exponen diversos... [Seguir leyendo]

1.- Vehículo aeroespacial (101, 801) que tiene un fuselaje (110; 810) con una primera parte (112; 812) y una segunda parte (114; 814); y un sistema de generación guiñada (100; 800), comprendiendo dicho sistema de generación guiñada (100; 800) una superficie de control móvil (142; 842) acoplada al fuselaje (110; 810) y, cuando está retraída, se extiende generalmente en un plano horizontal, pudiéndose desplazar la superficie de control (142; 842) a una posición desviada en la cual la superficie de control (142; 842) está posicionada para crear un modelo de flujo próximo al fuselaje (110; 810) cuando el vehículo aeroespacial (101; 801) se sitúa en un campo de flujo (F), estando el modelo de flujo posicionado para crear un diferencial de presión (P1) entre la primera parte (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda parte (114; 812) del fuselaje (110; 810), estando situadas la primera y segunda partes (112, 114; 812, 814) de manera que el diferencial de presión (P1) produzca un momento de guiñada (Ym1) sobre el vehículo aeroespacial (101; 801), caracterizado por que una sección de ala (120; 820) está acoplada al fuselaje (110; 810), estando la superficie de control (142; 842) situada en la sección de ala (120; 820), y por que la superficie de control (142; 842) está posicionada para acelerar partes del flujo de fluido en algunas zonas, aumentando de este modo la presión dinámica y reduciendo la presión local o estática, y para decelerar otras partes del flujo, reduciendo la presión dinámica y aumentando la presión local o estática para de este modo crear el modelo de flujo que crea el diferencial de presión (P1) entre dicha primera parte (112; 812) del fuselaje y dicha segunda parte (114; 814) del fuselaje que produce dicho momento de guiñada (Ym1). 2.- Vehículo aeroespacial (101; 801) según la reivindicación 1, caracterizado por que la superficie de control (142; 842) se sitúa próxima a un primer lado (111; 811) del fuselaje (110; 810) opuesto a un segundo lado (113; 813) del fuselaje (110; 810), y en el cual el diferencial de presión (P1) entre la primera parte (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda parte (114; 814) del fuselaje 8110; 810) crea una fuerza lateral (S1) que produce el momento de guiñada (Ym1), teniendo la fuerza lateral (S1) una dirección que se extiende exteriormente desde el fuselaje (110; 810) y separada del segundo lado (113; 813) del fuselaje 8110; 810). 3.- Vehículo aeroespacial (101; 801) según la reivindicación 2, caracterizado por que la superficie de control (142, 842) se sitúa dentro de la primera tercera parte de la extensión de ala, medida desde el fuselaje (110, 810) hasta la punta de la sección de ala (120; 820). 4.- Vehículo aeroespacial (101; 801) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que la superficie de control (142; 842) incluye una superficie de deflector. 5.- Vehículo aeroespacial (101; 801) según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 4, caracterizado por que que el momento de guiñada (Ym1) incluye un primer momento de guiñada que es producido por el diferencial de presión (P1) entre la primera y segunda partes (112, 114; 812, 814) del fuselaje (110; 810), y por que el sistema (100; 800) comprende, además, al menos uno de un sistema mecánico de control de vuelo y un sistema electrónico de control de vuelo acoplado operativamente a la superficie de control (142; 842) para desplazar la superficie de control (142; 842) a la posición desviada cuando una condición de empuje asimétrico crea un momento de guiñada de empuje (Ymt) sobre el vehículo aeroespacial (101; 801) en una o más condiciones operativas seleccionadas, estando el primer momento de guiñada (Ym1) al menos opuesto aproximadamente al momento de guiñada de empuje (Ymt). 6.- Vehículo aeroespacial (101; 801) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que un sistema electrónico de control de vuelo que tiene un ordenador (135) programado para determinar comandos para la superficie de control (142; 842), estando el sistema electrónico de control de vuelo acoplado operativamente a la superficie de control (142; 842) para desplazar la superficie de control (142; 842) a la posición desviada en una o más condiciones operativas seleccionadas en respuesta a los comandos. 7.- Vehículo aeroespacial (101; 801) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porel modelo de flujo próximo al fuselaje (110; 810) incluye un primer modelo de flujo, el diferencial de presión incluye un primer diferencial de presión (P1), y el momento de guiñada incluye un primer momento de guiñada (Ym1), y por que el sistema (100; 800) comprende, además, un cuerpo de flujo (102; 802) que tiene una primera parte (103; 803) y una segunda parte (104; 804), estando la superficie de control (142; 842) en la posición desviada posicionada para crear un segundo modelo de flujo próximo al cuerpo de flujo (102; 802) cuando el vehículo aeroespacial (101; 801) se sitúa en el campo de flujo (F), estando el segundo modelo de flujo posicionado para crear un segundo diferencial de presión (P2) entre la primera parte (103, 803) del cuerpo de flujo (102; 802) y la segunda parte (104; 804) del cuerpo de flujo (102; 802), estando la primera y segunda partes (102, 104; 803, 803) del cuerpo de flujo (102; 802) situadas de manera que el segundo diferencial de presión (P2) produce un segundo momento de guiñada (Ym2) sobre el vehículo aeroespacial (101; 801) en la misma dirección que el primer momento de guiñada (Ym1). 8.- Vehículo aeroespacial (101; 801) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que la superficie de control (142; 842) en la posición desviada se posiciona para crear un modelo de flujo próximo al fuselaje (110; 810) para crear un diferencial de presión (P1) entre la primera parte (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda parte (114; 814) del fuselaje (110; 810) mientras se crea al menos un momento de balanceo de red aproximadamente equilibrado (Rmnet) en el vehículo aeroespacial (101; 801) cuando el vehículo (101; 801) se sitúa en el campo de flujo (F) en una o más condiciones operativas seleccionadas. 11 E06784553 08-11-2011   9.- Vehículo aeroespacial (101; 801) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el momento de guiñada incluye un primer momento de guiñada (Ym1) sobre el vehículo aeroespacial (101; 801) y en el cual la superficie de control (142; 842) en la posición desviada se posiciona para crear una fuerza de arrastre (D) que produce un momento de guiñada de arrastre (Ymd) sobre el vehículo aeroespacial (101; 801), siendo el momento de guiñada de arrastre (Ymd) inferior al primer momento de guiñada (Ym1). 10.- Procedimiento para realizar un sistema de generación de guiñada (100, 800), en el cual el procedimiento comprende: situar una superficie de control móvil (142; 842) próxima a un fuselaje (110; 810) de un vehículo aeroespacial (101; 810), teniendo el fuselaje (110; 810) una primera parte 8112; 812) y una segunda parte (114; 814); y acoplar la superficie de control móvil (142; 842) al fuselaje, extendiéndose la superficie de control (142; 842), cuando está retraída, en un plano horizontal y pudiéndose desplazar a una posición desviada, estando la superficie de control (142; 842) en la posición desviada posicionada para crear un modelo de flujo cuando el vehículo aeroespacial (101; 801) se sitúa en un campo de flujo (F), estando el modelo de flujo situado para crear un diferencial de presión (P1) entre la primera parte (112, 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda parte (114; 814) del fuselaje (110; 810), estando la primera y segunda partes (112, 114; 812, 814) del fuselaje (110, 810) situadas de manera que el diferencial de presión (P1) produce un momento de guiñada (Ym1) sobre el vehículo aeroespacial (101; 801), caracterizado por que acoplar la superficie de control móvil (142; 842) al fuselaje (110; 810) incluye situar la superficie de control (142; 842) sobre una sección de ala (120; 820) y acoplar la sección de ala (120; 820) al fuselaje (110; 810), y por que en la posición desviada la superficie de control (142; 842) posicionada para crear un modelo de flujo situado para crear un diferencial de presión (P1) entre la primera parte (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda parte (114; 814) del fuselaje ( 8110; 810) para producir un momento de guiñada (Ym1) sobre el vehículo aeroespacial (101, 801) incluye la superficie de control (142; 842) posicionada para acelerar partes del flujo de fluido en algunas zonas, aumentando de este modo la presión dinámica y reduciendo la presión local o estática, y para decelerar otras partes del flujo, reduciendo la presión dinámica y aumentando la presión local o estática. 11.- Procedimiento según la reivindicación 10, caracterizado por que situar una superficie de control móvil (142; 842) próxima a un fuselaje (110; 810) de un vehículo aeroespacial (101; 801) incluye situar la superficie de control (142; 842), que puede incluir una superficie de deflector, próxima a un primer lado (111, 811) del fuselaje (110; 810) opuesto a un segundo lado (113; 813) del fuselaje (110;810), preferiblemente dentro de la primera tercera parte de la extensión de ala, medida desde el fuselaje (110, 810) a la punta de la sección de ala (120; 820) y por que el diferencial de presión (P1) entre la primera parte (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda parte (114; 814) del fuselaje (110; 810) crea una fuerza lateral (S1) que produce el momento de guiñada (Ym1), teniendo la fuerza lateral (S1) una dirección que se extiende exteriormente desde el fuselaje (110; 810) y separada del segundo lado (113; 813) del fuselaje (110; 810). 12.- Procedimiento según la reivindicación 10 u 11, caracterizado por que en la posición desviada, la superficie de control (142; 842) posicionada para crear un modelo de flujo situado para crear un diferencial de presión (P1) entre la primera parte (112; 812) del fuselaje (110; 810) y la segunda parte ((114, 814) del fuselaje (110; 810) para producir un momento de guiñada sobre el vehículo aeroespacial (101;801) incluye la superficie de control (142; 842) posicionada para crear un primer modelo de flujo para crear un primer diferencial de presión (P1) para producir un primer momento de guiñada (Ym1) y para crear un segundo modelo de flujo próximo a un cuerpo de flujo (102;802) para crear un segundo diferencial de presión (P2) entre una primera parte (102; 803) del cuerpo de flujo (102; 802) y una segunda parte (104; 804) del cuerpo de flujo (102; 802) para producir un segundo elemento de guiñada (Ym2) en el vehículo aeroespacial (101; 801) en la misma dirección que el primer momento de guiñada (Ym1). 13.- Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 10 a 12, caracterizado por que el procedimiento comprende, además, configurar la superficie de control (142, 842) para crear el diferencial de presión (P1) mientras se crea al menos un momento de balanceo de red aproximadamente equilibrado (Rmnet) sobre el vehículo aeroespacial (101; 801) cuando el vehículo aeroespacial (101;801) se sitúa en el campo de flujo (F) en una o más condiciones operativas seleccionadas. 12 E06784553 08-11-2011   13 E06784553 08-11-2011   14 E06784553 08-11-2011   E06784553 08-11-2011   16 E06784553 08-11-2011   17 E06784553 08-11-2011   18 E06784553 08-11-2011