ES2373812A1 - Superficie estabilizadora horizontal de aeronave. - Google Patents
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Abstract
Superficie estabilizadora horizontal de aeronave.Superficie estabilizadora horizontal (8) de aeronave en la que el ángulo de flecha (40) de dicha superficie (8), siendo este ángulo (40) el que forma la proyección de la línea de referencia de puntos al 25% de la cuerda local (19) de la superficie estabilizadora horizontal (8) sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave, conteniendo además este plano a la dirección de vuelo de la citada aeronave, con respecto al plano de simetría (21) de la aeronave, es menor de 90 grados, estando medido dicho ángulo (40) en la dirección de vuelo de la aeronave. Además, la conexión estructural de la citada superficie estabilizadora horizontal (8) al fuselaje (1) de la aeronave se realiza a través de una cuaderna (13) de dicho fuselaje (1).
Description
Superficie estabilizadora horizontal de
aeronave.
La presente invención se refiere a una
superficie estabilizadora de aeronave, en particular a la
configuración de una superficie estabilizadora horizontal de
aeronave.
La flecha de las superficies sustentadoras de
las aeronaves, o inclinación de dichas superficies sustentadoras en
la dirección del vuelo, es una característica de diseño de las
aeronaves que vuelan a velocidades cercanas a las del sonido y está
motivada por consideraciones aerodinámicas. La ventaja aerodinámica
de la flecha reside en que los efectos adversos de compresibilidad,
producidos por la sobrevelocidad de la corriente sobre el perfil
aerodinámico, que crecen con el espesor relativo de dicho perfil,
están relacionados con la componente esencialmente perpendicular a
la línea del 25% de la cuerda de la superficie sustentadora de la
corriente de aire incidente sobre la aeronave. Por tanto, para una
velocidad de vuelo dada, una superficie sustentadora con un ángulo
de flecha dado estará sujeta a efectos de compresibilidad
equivalentes a los de una superficie sustentadora sin flecha pero
con un perfil aerodinámico de espesor relativo igual al coseno del
ángulo de flecha. Un mayor espesor relativo del perfil, definido
como la relación entre el espesor máximo de dicho perfil y su
longitud en la dirección de vuelo o cuerda, redunda en un peso
estructural menor de la superficie sustentadora al disminuir los
esfuerzos sobre los revestimientos producidos por las cargas
aerodinámicas. No obstante, en el vuelo a alta velocidad,
característico de las grandes aeronaves comerciales modernas,
superficies sustentadoras con grandes espesores relativos de los
perfiles aerodinámicos promueven los efectos adversos de la
compresibilidad del aire, que pueden llegar a manifestarse como
ondas de choque sobre la superficie sustentadora, con un incremento
asociado de la resistencia aerodinámica y otros fenómenos adversos
para el vuelo. Por tanto, la flecha de las superficies sustentadoras
sirve para alcanzar un compromiso de diseño entre el peso
estructural de las mismas y el comportamiento aceptable en el vuelo
a velocidades cercanas a las del sonido.
El primer avión construido para el vuelo a alta
velocidad con un ángulo de flecha significativo fue el Junkers 287
en 1945. Entre otras características peculiares de este avión cabe
destacar que el ángulo de flecha de las alas es negativo, es decir,
las puntas de las alas están adelantadas en la dirección del vuelo
con respecto al encastre, o unión de las alas con el fuselaje. Salvo
muy contadas excepciones, como el MBB/HFB 320, el Grumman
X-29 y el Sukhoi 47, todos ellos con alas de flecha
negativa, la inmensa mayoría de los aviones de alta velocidad han
sido construidos con alas de flecha positiva. A pesar de ciertas
ventajas aerodinámicas de la flecha negativa, la razón fundamental
para el uso de flecha positiva en las alas es que en el caso de que
el avión se encuentre durante el vuelo con una perturbación de la
velocidad vertical del aire o ráfaga, la deformación por flexión de
un ala con flecha positiva tiende a disminuir el ángulo de ataque
local de los perfiles del ala de manera que se produce un alivio
natural de las cargas aerodinámicas. En el caso de un ala con
flecha negativa, el efecto se invierte de manera que al encontrar
una ráfaga vertical, la flexión del ala produce incrementos de
ángulos de ataque de los perfiles que tienden a aumentar las cargas
y la flexión. Esto supone que las alas con flecha negativa tienden a
soportar cargas de ráfaga significativamente mayores que las alas de
flecha positiva y, por tanto, resultan más pesadas.
Las ventajas aerodinámicas asociadas a una
configuración de superficie sustentadora con flecha negativa son
conocidas y están bien documentadas en la literatura técnica
aeronáutica. Dichas ventajas se pueden resumir en las
siguientes:
- -
- el menor ángulo de flecha de la línea de borde de ataque de una superficie sustentadora con flecha negativa comparada con una superficie con flecha positiva, ambas para el mismo ángulo de flecha de la línea del 25% de la cuerda, resulta en una menor tendencia del flujo aerodinámico a moverse a lo largo de la dirección de la envergadura con una consiguiente reducción del coeficiente de fricción en la capa límite y por tanto menor resistencia aerodiná- mica;
- -
- el movimiento del aire en la dirección de la envergadura es de la punta hacia el encastre en el caso de una superficie sustentadora con flecha negativa, lo que resulta en la posibilidad de alcanzar mayores ángulos de entrada en pérdida de sustentación aerodinámica que en el caso de superficies sustentadoras de flecha positiva, en las que el flujo transversal de aire en la dirección de la envergadura arrastra la capa límite hacia la punta o borde marginal, disminuyendo la energía de la capa límite en dicha zona, que al tener mayor coeficiente de sustentación local que la zona del encastre provoca la separación de la capa límite con la consiguiente entrada en pérdida de sustentación a un ángulo de ataque menor que en el caso de la superficie sustentadora con flecha negativa; mientras que el mayor ángulo de entrada en pérdida de una superficie estabilizadora horizontal con flecha negativa permite aumentar la fuerza aerodinámica máxima para una superficie dada o bien reducir la superficie, y por tanto el peso y resistencia aerodinámica, de la dicha superficie sustentadora para la misma fuerza aerodinámica máxima si ésta es la consideración crítica de diseño;
- -
- la deformación elástica de la superficie sustentadora bajo carga aerodinámica, o deformación aeroelástica, tiende a reducir los ángulos de ataque locales de los perfiles en el caso de que la superficie tenga flecha positiva y a aumentarlos si la superficie tiene flecha negativa, con el consiguiente aumento del gradiente de sustentación aerodinámica con el ángulo de ataque en el caso de superficie con flecha negativa; produciendo este incremento del gradiente de sustentación un aumento de la maniobrabilidad del avión con ala de flecha negativa, que puede ser beneficioso en el caso de un avión militar de combate pero suele considerarse perjudicial para aviones comerciales, pues la sensibilidad de la respuesta del avión a las ráfagas verticales está asociada al gradiente de sustentación, con el que también aumentan las cargas internas y el peso de la estructura del ala, siendo ésta la razón principal que justifica el poco uso de alas de flecha negativa en aviación comercial (el mencionado aumento del gradiente de sustentación debido a la deformación aeroelástica asociada a una superficie de flecha negativa resulta sin embargo deseable en el caso de una superficie estabilizadora, puesto que permite alcanzar el valor de la fuerza aerodinámica requerida para la función estabilizadora para menores valores del ángulo de ataque de dicha superficie).
A pesar de las ventajas aerodinámicas conocidas
mencionadas anteriormente, las alas de flecha negativa tienen
asociadas complicaciones de comportamiento estructural que han
limitado su uso en el diseño de aviones y que pueden resumirse en
las siguientes:
- -
- La deformación aeroelástica tiende a aumentar las cargas estructurales y por tanto el peso de la superficie sustentadora, en concreto el ala; así mismo, el incremento de gradiente de sustentación del ala resulta en una mayor respuesta dinámica del avión a la turbulencia y a las ráfagas verticales y por tanto en menor confort de los pasajeros. Sin embargo, en el caso de una superficie estabilizadora horizontal de flecha negativa, esta mayor respuesta aerodinámica a las perturbaciones hace a la superficie estabilizadora más eficiente en su función de restaurar la actitud del avión en el caso de que éste encuentre durante el vuelo turbulencia o ráfagas verticales y por tanto es un efecto deseable, a diferencia de en el caso de las alas.
- -
- La geometría del ala de flecha negativa, complica la integración del tren de aterrizaje en un avión comercial de ala baja debido a que el larguero posterior forma un ángulo mayor de 90 grados con la parte posterior del fuselaje, consideración que no aplica a las superficies estabilizadoras.
- -
- Debido al mayor ángulo de flecha de la línea de borde de salida, los sistemas de alta sustentación de tipo "flap" pierden eficiencia aerodinámica: esta consideración tampoco aplica a las superficies estabilizadoras.
Las desventajas conocidas descritas
anteriormente ocurren particularmente en las alas pero no en las
superficies estabilizadoras, por lo que una superficie
estabilizadora horizontal de flecha negativa resultaría más
eficiente (en términos de tamaño, peso y resistencia aerodinámica)
que una superficie estabilizadora horizontal de flecha positiva, en
el caso de que ambas superficies estabilizadoras tengan su centro
aerodinámico a la misma distancia del centro aerodinámico del ala,
siendo el centro aerodinámico el punto característico de una
superficie sustentadora o estabilizadora a efectos de cálculos de
estabilidad y
control.
control.
No se conoce, sin embargo el uso de superficies
estabilizadoras horizontales con flecha negativa en aviones para
vuelo a alta velocidad, incluidos los mencionados anteriormente con
alas de flecha negativa.
Así, la presente invención se refiere al campo
de las superficies estabilizadoras de las aeronaves, desarrollando
en particular una configuración de estabilizador horizontal
caracterizado por tener un ángulo de flecha negativo, estando así
los bordes marginales del citado estabilizador adelantados respecto
del encastre de dicho estabilizador en el fuselaje de la aeronave en
la dirección del vuelo, de manera opuesta a la configuración
conocida. Adicionalmente, la configuración estructural del
estabilizador vertical y de las cuadernas del fuselaje de la
aeronave serán tales que permitan realizar la conexión del
estabilizador horizontal de la invención a la parte posterior de
dicho fuselaje sin que sea necesaria la apertura estructural del
fuselaje en una zona muy afectada por las cargas estructurales
introducidas por los estabilizadores horizontal y vertical, y que es
característica de la configuración conocida y utilizada en las
grandes aeronaves comerciales modernas.
En una realización de la presente invención, la
conexión estructural del estabilizador horizontal al fuselaje de la
aeronave se realiza entre puntos del larguero delantero del
estabilizador horizontal y una cuaderna del fuselaje, de manera que
no es necesaria una apertura estructural en los revestimientos del
fuselaje afectados por la introducción de carga de los
estabilizadores vertical y horizontal. Según la presente invención,
para un mismo avión y valor absoluto del ángulo de flecha de la
línea del 25% de la cuerda local de la superficie del estabilizador
horizontal, con lo cual el comportamiento aerodinámico a efectos de
compresibilidad en el vuelo a alta velocidad se mantiene, el centro
aerodinámico del estabilizador horizontal según la presente
invención, siendo dicho centro el punto geométrico que determina
las características estabilizadoras del estabilizador horizontal,
está situado en una posición equivalente a la posición que tendría
en un estabilizador horizontal de configuración convencional
conocida. Es decir, estando el centro aerodinámico en la misma
posición que en configuraciones convencionales, el comportamiento
como estabilizador mejora, gracias a los efectos favorables del
ángulo de flecha negativo, con lo cual, para un mismo comportamiento
global, se puede reducir el tamaño del estabilizador y, por tanto,
tener menor peso, coste y resistencia.
La configuración del estabilizador horizontal de
la invención tiene como ventaja principal respecto de la
configuración clásica conocida que se elimina la apertura
estructural del fuselaje en una zona muy solicitada por las cargas
introducidas por los estabilizadores vertical y horizontal.
Consecuentemente, se obtiene una reducción del peso estructural del
fuselaje al eliminarse los refuerzos requeridos por la apertura, al
tiempo que se incrementa la rigidez del fuselaje en la zona de
instalación del estabilizador horizontal, lo que redunda en una
mejora de la eficacia de dicho estabilizador al reducirse las
deformaciones del fuselaje bajo carga aerodinámica.
Así mismo, la configuración de estabilizador
horizontal de la invención permite, para una misma eficiencia como
superficie estabilizadora, reducir el área de la dicha superficie
debido a que la deformación de la estructura bajo carga aerodinámica
produce un incremento de los ángulos locales de ataque con un
consiguiente aumento de la fuerza sustentadora. En el caso de las
alas, este efecto produce mayores cargas internas en la estructura
para una superficie alar fija y determinada por el peso del avión y,
por tanto, se considera negativo puesto que lleva a alas de más
peso. En el caso de una superficie estabilizadora horizontal, cuando
el área requerida de la dicha superficie estabilizadora queda
determinada por el régimen de incremento de fuerza aerodinámica con
la variación del ángulo de ataque o gradiente de sustentación,
producido por ejemplo por la perturbación por una ráfaga vertical en
vuelo, el efecto de incremento de carga aerodinámica por la
flexibilidad de la estructura del dicho estabilizador con flecha
negativa produce un incremento del dicho gradiente de sustentación
permitiendo, por tanto, reducir el área de la superficie
estabilizadora.
Adicionalmente, la presente configuración
permite, en el caso de que sea deseable, tener un ángulo de diedro
negativo en la superficie estabilizadora, es decir, hacer que las
puntas de la superficie estabilizadora estén situadas por debajo del
encastre. Las aeronaves se diseñan de tal forma que, en caso de
despegues o aterrizajes con elevados ángulos de balanceo o elevada
inclinación lateral del avión, las superficies estabilizadoras no
toquen el suelo. Por consideraciones de estabilidad y control cada
aeronave tendrá un ángulo de diedro óptimo, positivo (por encima del
encastre) o negativo (por debajo del encastre). En el caso de que el
ángulo de diedro óptimo sea negativo, las configuraciones
convencionales de superficies estabilizadoras horizontales, con
flecha positiva, presentan la limitación geométrica del ángulo que
ha de guardarse en el despegue. Así, debido a la flecha positiva de
las configuraciones convencionales de las superficies
estabilizadoras horizontales, si éstas tienen diedro negativo, es
posible que se produzca el contacto con el suelo en las posibles
actitudes del avión cerca del suelo.
Otras características y ventajas de la presente
invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de
una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras
que le acompañan.
La Figura 1 muestra una vista esquemática en
perspectiva del fuselaje posterior y de los estabilizadores y
timones de un avión comercial moderno, en donde se muestran
esquemáticamente la disposición de los actuadores y los herrajes de
charnela para un estabilizador horizontal con flecha positiva, según
el estado de la técnica conocido.
La Figura 2 representa una vista esquemática en
sección por el plano de simetría del avión del fuselaje posterior y
de los estabilizadores y timones de un avión comercial moderno, en
donde se muestran esquemáticamente la disposición de los actuadores,
los herrajes de charnela y la apertura estructural en el fuselaje
para un estabilizador horizontal con flecha positiva según el estado
de la técnica
conocido.
conocido.
La Figura 3 muestra una vista detallada en
sección por un plano horizontal del fuselaje posterior de una
aeronave comercial moderna, donde, en la parte superior de la figura
se muestra un estabilizador horizontal con flecha positiva así como
los herrajes de conexión al fuselaje según el estado de la técnica
conocido, mostrándose en la parte inferior un estabilizador
horizontal con flecha negativa según la presente invención,
incluyendo los herrajes de conexión estructural al fuselaje así como
la disposición de las superficies de control o elevadores.
La Figura 4 representa una vista esquemática en
perspectiva del fuselaje posterior y de los estabilizadores y
timones de un avión comercial moderno, en donde se muestran
esquemáticamente la disposición de los actuadores y los herrajes de
charnela para un estabilizador horizontal con flecha negativa según
la presente invención.
La Figura 5 representa una vista esquemática en
sección por el plano de simetría del avión del fuselaje posterior y
de los estabilizadores y timones de un avión comercial moderno, en
donde se muestran esquemáticamente la disposición de los actuadores,
los herrajes de charnela y la apertura estructural en el fuselaje
para un estabilizador horizontal con flecha negativa según la
presente invención.
Así, la presente invención se refiere a un
estabilizador horizontal con flecha negativa situado en la parte
posterior de una aeronave en el que la posición de su centro
aerodinámico es igual a la posición del centro aerodinámico de un
estabilizador horizontal de configuración convencional equivalente.
Además, el estabilizador horizontal de flecha negativa de la
invención evita la necesidad de tener que realizar una apertura
estructural en la parte posterior del fuselaje afectada por las
cargas del estabilizador vertical, todo ello permitiendo además
aprovechar las ventajas aerodinámicas asociadas a las superficies
sustentadoras de flecha negativa.
Las características del estabilizador horizontal
de la presente invención se comprenderán mejor al describir una
realización preferente de una superficie estabilizadora con flecha
negativa de un avión comercial moderno, tal y como se representa en
las figuras 3 (inferior), 4 y 5.
Así, la invención se refiere a una superficie
estabilizadora horizontal 8 con flecha negativa, tal que el ángulo
de flecha 40 que forma la proyección de la línea de referencia de
puntos al 25% de la cuerda local 19 de la superficie estabilizadora
horizontal 8 sobre un plano perpendicular al plano de simetría 21 de
la aeronave y que contiene a la dirección de vuelo de la citada
aeronave, con respecto al plano de simetría 21, es menor de 90
grados (ver Figura 3, inferior), estando dicho ángulo 40 medido en
la dirección de vuelo. El ángulo de diedro de la superficie
estabilizadora horizontal 8 de la invención puede ser negativo, de
tal modo que el extremo de dicha superficie 8 esté situado por
debajo del encastre de dicha superficie 8 con el fuselaje 1 de la
aeronave. El ángulo diedro es el que forma la línea del 25% de la
cuerda 19 de la superficie estabilizadora horizontal 8 con respecto
a la proyección de dicha línea en el plano de simetría 21 de la
aeronave, siendo además este plano paralelo a la dirección de vuelo
de la citada aeronave. El ángulo de diedro de la superficie
estabilizadora horizontal 8 también puede ser positivo, estando
entonces situado el extremo de dicha superficie 8 por encima del
encastre de dicha superficie 8 con el fuselaje 1 de la aeronave.
En la presente invención, la conexión
estructural de la superficie estabilizadora horizontal 8 al fuselaje
1 de la aeronave se realiza a través de una cuaderna 13 del citado
fuselaje 1, por lo que no requiere de la realización de una apertura
estructural 7 típica de la configuración convencional mostrada en
las Figuras 1, 2 y 3 (superior), donde la conexión se realiza a
través de herrajes 6 conectados a una cuaderna 4 de modo que las
cargas introducidas en el fuselaje 1 por el estabilizador vertical 2
y por el propio estabilizador horizontal 3 en la sección del
fuselaje 1 afectada por la apertura estructural 7 requieren de la
introducción de refuerzos específicos en dicho fuselaje 1. La
conexión estructural entre la superficie estabilizadora horizontal 8
y el fuselaje 1 de la aeronave de la invención comprende al menos
una conexión adicional 14 que proporciona estabilidad estructural a
la superficie 8 y que puede corresponder a un mecanismo de actuación
14 que permita el trimado o giro de la superficie estabilizadora 8
alrededor de un eje perpendicular al plano de simetría 21 de la
aeronave, de manera que la sección del fuselaje 1 que recibe y
transmite las cargas del estabilizador vertical 2 no tiene una
apertura para permitir la instalación de la superficie
estabilizadora horizontal 8.
Así, la superficie estabilizadora horizontal 8
de la presente invención es "trimable", es decir, se puede
girar hacia arriba o hacia abajo, un ángulo típicamente menor de 30
grados, en cada dirección alrededor de un eje perpendicular al plano
de simetría del avión 21 y que pasa por los puntos de anclaje
estructural 10 a una cuaderna 13 del fuselaje 1. El giro de la dicha
superficie estabilizadora 8 se efectúa mediante la actuación de un
dispositivo mecánico 14 que puede ser de tipo tornillo sinfín o de
cualquier otro tipo de los utilizados para producir el movimiento de
las superficies estabilizadoras y de control de las aeronaves.
En la presente invención, la parte trasera del
fuselaje 15 sólo soporta cargas aerodinámicas e inerciales y no
cargas introducidas por los estabilizadores horizontal 8 y vertical
2, por lo que no requiere de refuerzos específicos en la apertura
estructural 22 necesaria para el paso de la estructura central 16
del estabilizador horizontal 8.
Según una realización de la presente invención
el borde de ataque del estabilizador horizontal 8 comprende una
extensión local 9 en la dirección de vuelo de la aeronave, en la
zona adyacente al fuselaje 1. La extensión local 9 tiene
preferiblemente una forma esencialmente triangular, estando diseñada
para compensar la pérdida de velocidad del flujo de aire en la capa
límite del fuselaje 1 de manera que evite la formación de
torbellinos de herradura alrededor del encastre de la dicha
superficie estabilizadora 8 con dicho fuselaje 1 a pequeños ángulos
de ataque de la citada superficie estabilizadora horizontal 8.
La extensión 9 del borde de ataque de la
superficie estabilizadora horizontal 8 en la zona adyacente al
fuselaje 1 de la aeronave está diseñada de manera que el radio de
curvatura del borde de ataque de dicha extensión 9 es menor que en
el resto del borde de ataque del estabilizador horizontal 8 para
provocar una separación controlada del flujo aerodinámico a altos
ángulos de ataque de la citada superficie 8 en la forma de un
torbellino que retrasa la separación generalizada del flujo
aerodinámico sobre la dicha superficie estabilizadora 8, conocida
como entrada en pérdida, y que por tanto aumenta el ángulo de ataque
máximo en el que la dicha superficie estabilizadora 8 es
efectiva.
Según una realización de la invención, la
porción más cercana del borde de salida del estabilizador horizontal
8 al plano de simetría 21 del avión es esencialmente perpendicular a
dicho plano.
En una realización de la invención, al menos una
porción del borde de salida del estabilizador horizontal 8 en la
parte más cercana al plano de simetría 21 del avión tiene un ángulo
de flecha mucho menor que en la porción exterior del borde de salida
de manera que el estabilizador horizontal 8 comprende en su zona
interior al menos una superficie de control llamada elevador
interior 11, siendo el borde de salida de dicho elevador interior 11
esencialmente perpendicular al plano de simetría 21. A su vez, el
estabilizador horizontal 8 comprende al menos una superficie de
control denominada elevador exterior 12 que ocupa la porción más
alejada del plano de simetría 21 del avión, en la zona exterior del
borde de salida de dicha superficie 8.
En las realizaciones que acabamos de describir
pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del
alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (13)
1. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave caracterizada porque el ángulo de flecha (40) de
dicha superficie (8), siendo dicho ángulo (40) el que forma la
proyección de la línea de referencia de puntos al 25% de la cuerda
local (19) de la superficie estabilizadora horizontal (8) sobre un
plano perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave,
conteniendo además este plano a la dirección de vuelo de la citada
aeronave, con respecto al plano de simetría (21) de la aeronave, es
menor de 90 grados, estando medido dicho ángulo (40) en la dirección
de vuelo de la aeronave.
2. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según la reivindicación 1 caracterizada porque
la conexión estructural de la citada superficie estabilizadora
horizontal (8) al fuselaje (1) de la aeronave se realiza a través de
una cuaderna (13) de dicho fuselaje (1).
3. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según la reivindicación 2 caracterizada porque
la conexión estructural entre la superficie estabilizadora
horizontal (8) y el fuselaje (1) de la aeronave comprende al menos
una conexión adicional (14) fijada a la estructura central (16) de
la superficie (8), que proporciona estabilidad estructural a la
citada superficie (8).
4. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según la reivindicación 3 caracterizada porque
la conexión adicional (14) es tal que permite el trimado o giro de
la citada superficie estabilizadora (8) alrededor de un eje
perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave.
5. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según la reivindicación 4 caracterizada porque
el trimado o giro de la citada superficie estabilizadora (8) es
menor de 30º en cada dirección de giro.
6. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores
caracterizada porque la posición del centro aerodinámico de
la citada superficie estabilizadora (8) está situado en un lugar
equivalente al de su posición en un estabilizador horizontal de
configuración convencional, para una misma aeronave y un mismo valor
absoluto del ángulo de flecha de la línea de 25% de la cuerda local
(19) de la superficie (8).
7. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores
caracterizada porque la configuración de la citada superficie
(8) es tal que tiene un ángulo de diedro negativo, de tal modo que
el extremo de dicha superficie (8) está situado por debajo del
encastre de dicha superficie (8) con el fuselaje (1), siendo el
ángulo diedro el que forma la línea del 25% de la cuerda (19) de la
superficie estabilizadora horizontal (8) con respecto a la
proyección de dicha línea sobre un plano perpendicular al plano de
simetría (21) de la aeronave.
8. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones
1-6 caracterizada porque la configuración de
la citada superficie (8) es tal que tiene un ángulo de diedro
positivo, de tal modo que el extremo de dicha superficie (8) está
situado por encima del encastre de dicha superficie (8) con el
fuselaje (1), siendo el ángulo diedro el que forma la línea del 25%
de la cuerda (19) de la superficie estabilizadora horizontal (8) con
respecto a la proyección de dicha línea sobre un plano perpendicular
al plano de simetría (21) de la aeronave.
9. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores
caracterizada porque el borde de ataque de la citada
superficie estabilizadora horizontal (8) comprende una extensión
local (9) en la dirección de vuelo de la aeronave, en la zona
adyacente al fuselaje (1) de la misma, para compensar la pérdida de
velocidad del flujo de aire en la capa límite del fuselaje (1) de
manera que se evite la formación de torbellinos de herradura
alrededor del encastre de la dicha superficie estabilizadora (8) con
dicho fuselaje (1), a pequeños ángulos de ataque de la citada
superficie estabilizadora horizontal (8).
10. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según la reivindicación 9 caracterizada porque
la extensión local (9) del borde de ataque de la citada superficie
estabilizadora horizontal (8) tiene una forma esencialmente
triangular.
11. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
caracterizada porque la porción más cercana del borde de
salida de la citada superficie (8) al plano de simetría (21) de la
aeronave es esencialmente perpendicular a dicho plano de simetría
(21).
12. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
caracterizada porque comprende además en su zona más cercana
al plano de simetría (21) de la aeronave al menos una superficie de
control denominada elevador interior (11), siendo el borde de
salida de dicho elevador interior (11) esencialmente perpendicular
al plano de simetría (21) de la aeronave.
13. Superficie estabilizadora horizontal (8) de
una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
caracterizada porque comprende además al menos una superficie
de control denominada elevador exterior (12) situada en la porción
más alejada del plano de simetría (21) de la aeronave, en la zona
exterior del borde de salida de dicha superficie (8).
Priority Applications (8)
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|---|---|---|---|
| ES200803581A ES2373812B1 (es) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Superficie estabilizadora horizontal de aeronave. |
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| RU2011129625/11A RU2539308C2 (ru) | 2008-12-17 | 2009-12-17 | Поверхность горизонтального стабилизатора летательного аппарата |
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