ES2297797T3 - Aeronave con borde de ataque articulado de fuselaje y alas. - Google Patents
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Abstract
Una aeronave (10) que comprende: un fuselaje (12); y unas alas (14) conectadas al fuselaje (12), caracterizada por un borde de ataque articulado que tiene partes de fuselaje y ala (20a, 20b) que se articulan una respecto a otra, y movibles a partir de una posición retraída contra el fuselaje (12) y alas (14) hacia una posición extendida de dicho fuselaje (12) y alas (14), en la que la parte (20a) de fuselaje del borde de ataque se gira alrededor de un eje (A) sustancialmente paralelo a una dirección transversal de la aeronave (10).
Description
Aeronave con borde de ataque articulado de
fuselaje y alas.
La presente invención se refiere a una aeronave
con un borde de ataque movible, y más particularmente, se refiere a
un fuselaje articulado y un borde delantero de alas que se pueden
mover a partir de una posición no deflectada o retraída contra el
fuselaje y alas a una posición deflectada o extendida que
proporciona una elevación aumentada de la aeronave a bajas
velocidades.
Las aeronaves utilizan a menudo unos
dispositivos en los bordes de ataque de las alas con el objeto de
aumentar la elevación a bajas velocidades. Por ejemplo, una aeronave
con una gran flecha de ala en el borde de ataque puede usar unos
dispositivos en los bordes de ataque de las alas para aumentar la
elevación durante el despegue y el aterrizaje y reducir así, la
longitud de recorrido sobre la pista. Esos dispositivos del borde de
ataque tienen, por lo general, unas separaciones que son visibles
desde delante cuando los propios dispositivos están replegados. No
obstante, algunas aeronaves tienen unos requisitos de supervivencia
que no permiten tales separaciones del borde de ataque cuando los
disposi-
tivos están replegados. Sería deseable proporcionar un dispositivo de borde de ataque que evitase tales problemas.
tivos están replegados. Sería deseable proporcionar un dispositivo de borde de ataque que evitase tales problemas.
La presente invención se define en la
reivindicación independiente 1. En particular, la misma proporciona
un borde de ataque articulado para el fuselaje y alas de una
aeronave. El borde de ataque se puede mover a partir de una posición
no deflectada o retraída adyacente al fuselaje y las alas hasta una
posición deflectada o extendida alejada del fuselaje y de las alas
que aumenta la elevación de la aeronave, en particular durante el
despegue, aterrizaje y otras maniobras a baja velocidad. Cuando el
borde de ataque se retrae a su posición no deflectada durante el
vuelo, se evitan las separaciones no deseadas.
Un aspecto de la presente invención es aportar
una aeronave que comprende un fuselaje, unas alas asociadas al
fuselaje, y un borde de ataque articulado movible a partir de una
posición retraída contra dicho fuselaje y alas hasta una posición
extendida a partir del fuselaje y alas.
Este y otros aspectos de la presente invención
se harán más evidentes a partir de la siguiente descripción.
La figura 1 es una vista superior, parcial
esquemática de una aeronave que incluye un borde de ataque
articulado adyacente al fuselaje y alas de la propia aeronave de
acuerdo con una realización de la presente invención.
La figura 2 es una vista en sección, parcial y
esquemática tomada por el plano 2-2 de la figura 1,
que ilustra un ala de la aeronave y una parte del borde de ataque en
una posición no deflectada o retraída de acuerdo con una realización
de la presente invención.
La figura 3 es una vista superior, parcial y
esquemática de la aeronave de la figura 1, con el borde de ataque
articulado en una posición deflectada o extendida.
La figura 4 es una vista en sección, parcial y
esquemática tomada por el plano 4-4 de la figura 3,
que ilustra la posición extendida del borde de ataque con respecto
al ala.
La figura 5 es una vista lateral, parcial y
esquemática de una aeronave que incluye un borde de ataque
articulado del fuselaje y alas en una posición retraída de acuerdo
con una realización de la presente invención.
La figura 6 es una vista parcial esquemática de
la aeronave de la figura 5, con el borde de ataque articulado en una
posición extendida.
La figura 7 es una vista frontal, parcial y
esquemática de una aeronave que incluye un borde de ataque
articulado del fuselaje y alas en una posición retraída de acuerdo
con una realización de la presente invención.
La figura 8 es una vista frontal, parcial y
esquemática de la aeronave de la figura 7, con el borde de ataque
articulado en una posición extendida.
La figura 9 es una vista en sección parcial y
esquemática de un borde de ataque articulado que tiene una
superficie trasera de contacto cóncava de acuerdo con una
realización de la presente invención.
La figura 10 es una vista en sección parcial y
esquemática de un borde de ataque articulado que tiene una
superficie trasera de contacto angular de acuerdo con una
realización de la presente invención.
La figura 11 es una vista en sección parcial y
esquemática de un borde de ataque articulado que tiene una
superficie trasera de contacto plana de acuerdo con una realización
de la presente invención.
Las figuras 12-14 son unas
vistas en sección, parciales y esquemáticas de un ala de aeronave
que tiene un alerón tipo Krueger y un borde de ataque articulado de
acuerdo con una realización de la presente invención. En la figura
12, el alerón tipo Krueger está replegado y el borde de ataque
retraído. En la figura 13, dicho alerón Tipo Krueger permanece
replegado, pero el borde de ataque está en una posición extendida.
En la figura 14, el alerón tipo Krueger está desplegado y el borde
de ataque está en la posición extendida.
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La figura 1 es una vista superior, parcial y
esquemática de una aeronave 10 que comprende un fuselaje 12 y unas
alas 14. La aeronave 10 tiene una sección de morro 16 y una sección
de cola 18. Tal como aquí se emplea, el término "fuselaje"
incluye el cuerpo de una aeronave así como cualquier característica
estructural formada integralmente con el cuerpo, tal como las
hiladas, extensiones del borde de ataque y similares que tengan unos
bordes de ataque.
Como muestra la figura 1, un borde de ataque
articulado de acuerdo con una realización de la presente invención
incluye una parte 20a adyacente al fuselaje 12, y unas partes 20b
adyacentes a las alas 14. Las partes 20a y 20b de los bordes de
ataque se articulan una respecto a otra. Tal y como se usa aquí, el
término "articulado" significa que las partes 20a y 20b de los
bordes de ataque se pueden doblar y/o flexionar torsionalmente una
respecto a otra. Las partes 20a de fuselaje de los bordes de ataque
son giratorias alrededor de un eje A que es sustancialmente
paralelo a una dirección transversal de la aeronave. En esta
realización, el eje de rotación A de las partes 20a de fuselaje de
los bordes de ataque está situado adyacente al morro 16 del fuselaje
12. Sin embargo, el eje de rotación A puede estar situado en
cualquier otro lugar apropiado a lo largo de la dirección
longitudinal de la aeronave. Por ejemplo, el eje de rotación A se
puede mover hacia popa.
La figura 2 es una vista en sección del ala 14 y
un borde de ataque 20b del ala, tomada por el plano
2-2 de la figura 1. En la figura 2, la parte 20b del
borde de ataque está en una posición retraída en la cual el borde de
ataque 20b se asienta y contacta contra el ala 14.
Las figuras 3 y 4 son unas vistas similares a
las que se ilustran en las figuras 1 y 2 respectivamente, excepto en
que las partes 20a de fuselaje del borde de ataque han sido giradas
alrededor del eje A mediante un arco R hacia una posición extendida,
y las partes 20b de ala del borde de ataque han sido articuladas con
respecto a las partes de fuselaje del borde de ataque y elevadas con
respecto a las alas 14. La posición extendida de la parte de ala del
borde de ataque 20b se ilustra más claramente en la figura 4, que es
una vista en sección del ala 14 tomada por la línea
4-4 de la figura 3. Como muestra dicha figura 4, la
parte 20b de ala del borde de ataque está en una posición alejada
del ala 14. En la posición extendida, la parte 20b de ala del borde
de ataque se eleva una distancia D_{W} por encima del ala 14.
Aunque no se muestra en la Fig. 3 ó 4, al menos
una parte de cada parte 20a de fuselaje del borde de ataque se eleva
alejándose del fuselaje 12 cuando las partes 20a de fuselaje del
borde de ataque son giradas alrededor del eje A. Si el eje de
rotación A se mueve hacia popa a partir de la situación mostrada en
las Figs. 1 y 3, cada parte 20a de fuselaje del borde de ataque
detrás del eje A puede deflectarse hacia arriba mientras que cada
parte de fuselaje del borde de ataque delante del eje A puede
deflectarse hacia abajo.
Como se puede ver más claramente en las figuras
1 y 3, las alas 14 de la aeronave 10 tienen un ángulo de flecha
S_{W} medido desde una dirección transversal a la aeronave. Como
puede verse igualmente en las citadas figuras 1 y 3, el fuselaje 12,
incluyendo unas hiladas y otras estructuras provistas de bordes de
ataque, también puede tener un ángulo de flecha S_{F} medido
desde la dirección transversal de la aeronave 10. En la realización
ilustrada en las figuras 1 y 3, el ángulo de flecha del ala S_{W}
es diferente del ángulo de flecha S_{F} del fuselaje, es decir, el
ángulo de flecha del ala S_{W} es menor que el ángulo de flecha
del fuselaje S_{F}.
En las realizaciones ilustradas en las figuras 1
y 3, el ángulo de flecha de las alas S_{W} permanece constante a
lo largo del ala 14, y el ángulo de flecha del fuselaje S_{F}
permanece constante a lo largo del propio fuselaje 12. Sin embargo,
los ángulos de flecha del ala S_{W} y/o del fuselaje S_{F}
pueden variar. En consecuencia, aunque dichos ángulos S_{W} y
S_{F} del ala y fuselaje se ilustren como constantes en las
figuras presentes, se podrá emplear cualquier otra configuración
conveniente de acuerdo con la presente invención.
Las figuras 5 y 6 son unas vistas laterales,
parciales y esquemáticas de una aeronave, similares a las que se
ilustran en las figuras 1 y 3. En la figura 5, las partes de ala y
fuselaje 20a y 20b del borde de ataque están en la posición
retraída. En la figura 6, las partes 20a y 20b del borde de ataque
están en la posición extendida, ilustrando la rotación de la parte
20a de fuselaje del borde de ataque alrededor de un eje cercano al
morro 16 de la aeronave, y una articulación de la parte 20b de ala
del borde de ataque hacia una posición elevada con respecto a las
alas 14. La parte 20a de fuselaje del borde de ataque puede recorrer
un arco R desde cero hasta alrededor de 10 grados cuando gira
alrededor del eje A desde la posición retraída mostrada en la Fig. 5
hasta la posición extendida mostrada en la Fig. 6. Como muestra la
Fig. 6, la parte 20a de fuselaje y la parte 20b de ala se articulan
una respecto a otra, es decir, la región que une las partes de
fuselaje y ala se dobla.
Las figuras 7 y 8 son unas vistas frontales,
parciales y esquemáticas de una aeronave, similares a las que se
ilustran en las figuras 1 y 3. En la figura 7, las partes 20a y 20b
de fuselaje y ala del borde de ataque están en la posición retraída.
En la Fig. 8, las partes 20a y 20b del borde de ataque están en la
posición extendida, donde la parte 20a de fuselaje del borde de
ataque se gira alrededor del eje A, y la parte 20b de ala del borde
de ataque se articula por doblamiento con respecto a la parte 20b de
ala del borde de ataque y se eleva con respecto a las alas 14.
De acuerdo con una realización de la presente
invención, las partes 20a y 20b de fuselaje y ala del borde de
ataque pueden articularse una respecto a otra mediante flexión
torsional. Por ejemplo, cada parte 20b de ala puede flexionarse
torsionalmente con respecto a la parte 20a de fuselaje adjunta de
manera que varíe el ángulo de incidencia de la parte 20b de ala del
borde de ataque. La incidencia puede entonces ser ajustada, por
ejemplo, para alinearse con un flujo de aire local para mejorar la
efectividad de control.
Las partes del borde de ataque 20a y 20b pueden
estar compuesto de cualquier material adecuado. Por ejemplo, el
cuerpo principal de cada borde de ataque puede comprender un
material sustancialmente rígido, tal como aluminio, o unos
materiales compuestos convencionales. La región articulada entre las
partes 20a y 20b se puede hacer de cualquier material doblable o
flexible adecuado como metales o compuestos. Alternativamente, la
región articulada puede comprender cualquier tipo adecuado de
juntura mecánicamente articulada. El borde de ataque 20a y 20b
preferiblemente no tendrá separaciones detectables en el espectro
electromagnético.
El mecanismo usado para extender y retraer las
partes 20a y 20b del borde de ataque podrá ser cualquier elemento de
enlace adecuado 28, tal como un gato de rosca de doble pivote y
cuatro barras articuladas. Se podrá usar cualquier controlador
adecuado para accionar el mecanismo, tal como unos controles
convencionales accionados manualmente o unos controles automáticos
para extender y retraer el borde de ataque basados en la velocidad
del aire.
La figura 9 es una vista en sección, parcial y
esquemática de la parte 20b de ala del borde de ataque, que incluye
un borde delantero 21 y una superficie trasera de contacto 22. En la
realización ilustrada de la figura 9, la superficie trasera de
contacto 22 tiene una forma cóncava que coincide con el borde
delantero 15 del ala 14. Así pues, la superficie trasera de contacto
22 y el borde delantero 15 se asientan firmemente una contra la otra
cuando el borde de ataque 20b está en la posición retraída. Esta
disposición de coincidencia de la superficie trasera de contacto 22
de la parte 20b de ala del borde de ataque y el borde delantero 15
del ala 14 puede verse en las figuras 2 y 4.
Como ilustran las figuras 2, 4 y 9, el borde
delantero 21 de la parte 20b de ala del borde de ataque puede tener
una forma relativamente en punta, mientras que la superficie trasera
de contacto 22 y el borde delantero 15 del ala 14 podrían tener una
forma relativamente redondeada. Así pues, el borde delantero 21 de
la parte 20b de ala del borde de ataque tiene un radio de curvatura
menor que el borde delantero 15 del ala 14. Esto podría ser
conveniente en alguna aeronave porque el borde delantero redondeado
15 del ala 14 podría retrasar la pérdida de sustentación del
ala.
Las figuras 10 y 11 ilustran unas formas
alternativas de superficie trasera de contacto de bordes de ataque
según unas realizaciones de la presente invención. En la figura 10,
el borde de ataque 23 tiene una superficie de contacto angular 24.
En la figura 11, el borde de ataque 25 tiene una superficie de
contacto generalmente plana 26.
Las figuras 12-14 ilustran una
realización de la presente invención donde en el ala 14 está montado
giratoriamente un alerón tipo Krueger convencional 30. En la figura
12, la parte 20b de ala del borde de ataque está en la posición
retraída, y el alerón tipo Krueger 30 está en la posición replegada.
En la figura 13, la parte 20b de ala del borde de ataque está
extendida desde el ala, mientras que el alerón Krueger 30 permanece
replegado. En la figura 14, la parte 20b de ala del borde de ataque
está extendida y el alerón tipo Krueger 30 está girado a la posición
desplegada. Se podrá usar cualquier diseño conocido de alerón tipo
Krueger y mecanismo de despliegue de acuerdo con esta realización de
la invención.
Aún cuando se hayan descrito unas realizaciones
particulares de esta invención a efectos de ilustración, será
evidente para los expertos en la técnica que se podrán efectuar
numerosas variaciones de los detalles de la presente invención, sin
apartarse de la invención según se define en las reivindicaciones
adjuntas.
Claims (16)
1. Una aeronave (10) que comprende:
un fuselaje (12); y
unas alas (14) conectadas al fuselaje (12),
caracterizada por
un borde de ataque articulado que tiene partes
de fuselaje y ala (20a, 20b) que se articulan una respecto a otra, y
movibles a partir de una posición retraída contra el fuselaje (12) y
alas (14) hacia una posición extendida de dicho fuselaje (12) y alas
(14), en la que la parte (20a) de fuselaje del borde de ataque se
gira alrededor de un eje (A) sustancialmente paralelo a una
dirección transversal de la aeronave (10).
2. La aeronave (10) de la reivindicación 1, en
la que las partes de fuselaje y ala (20a, 20b) del borde de ataque
comprenden un material flexible en una región que une las partes de
fuselaje y ala (20a, 20b).
3. La aeronave (10) de la reivindicación 1, en
la que las partes (20a, 20b) de fuselaje y ala se articulan mediante
doblamiento una respecto a otra.
4. La aeronave (10) de la reivindicación 1, en
la que las partes (20a, 20b) de fuselaje y ala se articulan mediante
flexión torsional una respecto a otra.
5. La aeronave (10) de cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en la que el eje de rotación (A) de la
parte (20a) de fuselaje del borde de ataque está situado adyacente a
un morro (16) del fuselaje (12).
6. La aeronave (10) de cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en la que la parte (20a) de fuselaje
del borde de ataque es giratoria alrededor del eje (A) desde la
posición retraída hasta la posición extendida en un arco que va
desde cero a alrededor de 10 grados.
7. La aeronave (10) de cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en la que la situación de la parte
(20b) de ala del borde de ataque en la posición extendida se eleva
por encima de la situación de la parte (20b) de ala del borde de
ataque en la posición retraída.
8. La aeronave (10) de cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en la que la parte (20b) de ala del
borde de ataque tiene un ángulo (S_{W}) de flecha del ala medido
desde una dirección transversal de la aeronave (10), la parte (20a)
de fuselaje del borde de ataque tiene un ángulo (S_{F}) de flecha
del fuselaje medido desde una dirección transversal de la aeronave
(10), y los ángulos (S_{W}, S_{F}) de flecha del fuselaje y del
ala son diferentes.
9. La aeronave (10) de la reivindicación 8, en
la que el ángulo (S_{W}) de flecha del ala es menor que el ángulo
(S_{F}) de flecha del fuselaje.
10. La aeronave (10) de cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en la que el borde de ataque (20a,
20b) comprende una superficie (22) de contacto trasera que contacta
el fuselaje (12) y las alas (14) cuando el borde de ataque (20a,
20b) está en la posición retraída.
11. La aeronave (10) de la reivindicación 10, en
la que la superficie (22) de contacto trasera tiene una forma que se
ajusta sustancialmente a una forma del fuselaje (12) y a una forma
de las alas (14) en áreas de contacto entre el borde de ataque (20a,
20b) y el fuselaje (12) y las alas (14).
12. La aeronave (10) de la reivindicación 10 o
la reivindicación 11, en la que al menos una parte de la superficie
(22) de contacto trasera es cóncava.
13. La aeronave (10) de cualquiera de las
reivindicaciones 10 a 12, en la que la superficie (22) de contacto
trasera del borde de ataque (20b) contacta con un borde frontal
curvado de al menos una de las alas cuando el borde de ataque (20a,
20b) está en la posición retraída y el borde frontal de las alas
(14) tiene un radio de curvatura mayor que un borde (21) frontal del
borde de ataque (20b).
14. La aeronave (10) de la reivindicación 10 o
de la reivindicación 11, en la que al menos una parte de la
superficie (22) trasera de contacto es plana.
15. La aeronave (10) de cualquiera de las
reivindicaciones precedentes que comprende, además, unos alerones
tipo Krueger (30) montados giratoriamente en las alas.
16. La aeronave (10) de la reivindicación 15, en
la que los alerones tipo Krueger (30) son giratorios hacia unas
posiciones desplegadas cuando el borde de ataque (20a, 20b) está en
la posición extendida, y los alerones tipo Krueger (30) son
giratorios hacia unas posiciones replegadas cuando el borde de
ataque (20a, 20b) está en la posición retraída.
Applications Claiming Priority (2)
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| US66886 | 2005-02-25 | ||
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