ES2678219T3

ES2678219T3 - Sistema y método para reducir la distancia de parada de una aeronave

Info

Publication number: ES2678219T3
Application number: ES14185988.4T
Authority: ES
Inventors: Matthew A Moser; David D Leopold; Michael R Finn
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2013-09-24
Filing date: 2014-09-23
Publication date: 2018-08-09
Anticipated expiration: 2034-09-23
Also published as: EP2860602B1; EP2860602A3; EP2860602A2; US20150102166A1; US9296475B2; CA2858357A1; CA2858357C

Abstract

Un sistema para reducir una distancia de parada de una aeronave (100), caracterizado porque el sistema comprende un sistema (452) de control de borde configurado para controlar un dispositivo (150) de borde de ataque montado en un ala (116) de una aeronave, el sistema de control de borde configurado de modo que si una velocidad (562) de avance de la aeronave es mayor que una velocidad (564) de avance límite, el sistema de control de borde ordenará automáticamente la extensión del dispositivo de borde de ataque a partir de una primera posición a una segunda posición en respuesta al despliegue de un deflector (290).

Description

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DESCRIPCION

Sistema y metodo para reducir la distancia de parada de una aeronave Campo

La presente divulgacion se relaciona en general con superficies de control de una aeronave y, mas particularmente, a la colocacion de superficies de control de un ala durante un despegue o aterrizaje abortado.

Antecedentes

Durante el despegue de una aeronave, un piloto puede necesitar realizar una maniobra de despegue abortado por una cualquiera de una diversidad de razones diferentes. Por ejemplo, a medida que la aeronave acelera por la pista, el piloto puede recibir una indicacion de una falla del motor o una rueda estallada. Alternativamente, se puede activar una bocina de advertencia de despegue en la cabina de vuelo o se pueden recibir instrucciones del control de trafico aereo para abortar el despegue.

Para la certificacion de la aeronave, la Administracion Federal de Aviacion (FAA) exige que cuando se inicia un despegue abortado por debajo de una velocidad de decision de despegue, la aeronave debe ser capaz de detenerse de manera segura antes del final de la pista. Tras el inicio de un despegue abortado, el piloto y otros miembros de la tripulacion de vuelo pueden reconfigurar la aeronave a partir de una configuracion inicial a una configuracion de parada. Por ejemplo, el empuje del motor puede reducirse a ralenti y los frenos de velocidad (por ejemplo, deflectores) pueden desplegarse para generar resistencia aerodinamica para reducir la distancia de parada.

Ciertas aeronaves pueden incluir un sistema de freno automatico el cual puede aplicar automaticamente la fuerza maxima de frenado a los frenos de las ruedas de la aeronave una vez iniciado un despegue abortado. El sistema de freno automatico puede reducir el numero de tareas requeridas por la tripulacion de vuelo para reconfigurar la aeronave en la configuracion de parada, lo cual puede reducir aun mas la distancia de parada. Aunque un sistema de freno automatico puede reducir la distancia de parada, la aeronave que inicia un despegue abortado cerca de la velocidad de decision de despegue puede requerir una mayor capacidad de parada para maximizar el rendimiento de la aeronave.

En la patente de los Estados Unidos 3,618,880, se describe un sistema para permitir la actuacion manual de invalidacion o automatica de los deflectores de una aeronave.

Como se puede ver, puede haber una necesidad en la tecnica de sistemas y metodos, los cuales puedan mejorar el rendimiento de parada de una aeronave.

Resumen

De acuerdo con la presente invencion, se describe un sistema y metodo para reducir una distancia de parada de una aeronave, como se define en las reivindicaciones adjuntas.

La presente divulgacion describe un sistema, tambien denominado aqui como un sistema de aleta auxiliar automatico, para reducir una distancia de parada de una aeronave, por ejemplo, durante un despegue o aterrizaje abortado. El sistema de aleta auxiliar automatico puede incluir un sistema de control de borde configurado para controlar un dispositivo de borde de ataque montado en un ala de una aeronave. El sistema de aleta auxiliar automatico puede incluir un sistema de control de freno de velocidad operable para desplegar un deflector montado en el ala. El sistema de control de borde puede configurarse para ordenar automaticamente la extension del dispositivo de borde de ataque a partir de una primera posicion a una segunda posicion en respuesta al despliegue de un deflector si la velocidad de desplazamiento de la aeronave es mayor que una velocidad de desplazamiento limite.

En una realizacion adicional, se divulga un sistema de aleta auxiliar automatico que incluye un sistema de control de borde que tiene un sistema de accionamiento de dispositivo configurado para posicionar un dispositivo de borde de ataque montado en un ala de una aeronave. El sistema de aleta auxiliar automatico puede incluir un sistema de control de empuje que tiene una palanca de empuje hacia delante que se puede colocar en una posicion de ralenti y una posicion de no ralenti. El sistema de aleta auxiliar movil automatico tambien puede incluir un sistema de control de velocidad que ordena automaticamente a un sistema de actuacion del deflector desplegar un deflector cuando la palanca de empuje delantero se mueve a partir de la posicion de no ralenti a la posicion de ralenti y la aeronave esta en tierra y moviendose en exceso de una velocidad de desplazamiento umbral. El sistema de control de borde puede ordenar automaticamente al sistema de accionamiento del dispositivo que extienda el dispositivo de borde de ataque cuando el deflector se despliega automaticamente por el sistema de accionamiento del deflector en respuesta a la palanca de empuje delantero que se mueve a la posicion de ralenti.

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Tambien se divulga un metodo para reducir la distancia de parada de una aeronave, tal como durante un despegue abortado o durante un aterrizaje. El metodo puede incluir desplegar un deflector montado en un ala de la aeronave. Si la velocidad de desplazamiento de la aeronave excede una velocidad de desplazamiento limite, el metodo puede incluir ordenar automaticamente un dispositivo de borde de ataque en el ala de la aeronave a partir de una primera posicion a una segunda posicion en respuesta al despliegue del deflector.

Las caracteristicas, funciones y ventajas que se han discutido se pueden lograr independientemente en diversas realizaciones de la presente divulgacion o se pueden combinar en aun otras realizaciones, cuyos detalles adicionales se pueden ver con referencia a la siguiente descripcion y los siguientes dibujos.

Breve descripcion de los dibujos

Estas y otras caracteristicas de la presente divulgacion se haran mas evidentes tras la referencia a los dibujos en los que numeros similares se refieren a partes similares en todas partes y en donde:

La Figura 1 es una vista superior de una aeronave;

La Figura 2 es una vista esquematica de una aeronave durante un despegue o aterrizaje abortados;

La Figura 3 es una vista en seccion de un ala que muestra una aleta auxiliar en una posicion sellada;

La Figura 4 es una vista en seccion de un ala que muestra la aleta auxiliar en una posicion abierta;

La Figura 5 es una vista esquematica de una realizacion de un sistema de aleta auxiliar automatico para extender automaticamente un dispositivo de borde de ataque a una posicion abierta durante un despegue o aterrizaje abortados;

La Figura 6 es una vista en planta esquematica de un borde de ataque de un ala que ilustra una unidad de ajuste de curvatura variable (VCTU) colocada entre una aleta auxiliar interior y una aleta auxiliar exterior;

La Figura 7 es una vista en planta esquematica del borde de ataque del ala de la Figura 6 que ilustra la aleta auxiliar interior y la aleta auxiliar exterior accionados al unisono;

La Figura 8 es una vista en planta esquematica del borde de ataque del ala de la Figura 6 que ilustra la aleta auxiliar interior accionado independientemente de la aleta auxiliar exterior;

La Figura 9 es una vista en planta esquematica del borde de ataque del ala de la Figura 6 que ilustra la aleta auxiliar exterior accionado independientemente de la aleta auxiliar interior;

La Figura 10 es una vista esquematica de un par de alas que incorporan una VCTU entre las aletas auxiliares interiores y exteriores y entre los flaps interiores y exteriores de cada ala;

La Figura 11 es una vista esquematica de una porcion central del ala de la Figura 10 y que ilustra una unidad de accionamiento de potencia (PDU) de borde de ataque para accionar las aletas auxiliares interiores y una PDU de borde de salida para accionar los flaps interiores;

La Figura 12 es una vista esquematica de una VCTU que incluye una caja de engranajes con suma de velocidad que tiene un freno exterior y un motor electrico VCTU;

La Figura 13 es una ilustracion en perspectiva de una realizacion de una VCTU;

La Figura 14 es una vista hacia adelante de un lado hacia atras de la VCTU;

La Figura 15 es una vista en seccion de la VCTU tomada a lo largo de la linea 15 de la Figura 14 y que ilustra la interconectividad de un pinon interior, un engranaje interior y un engranaje sensor de posicion;

La Figura 16 es una vista en seccion de la VCTU tomada a lo largo de la linea 16 de la Figura 14 y que ilustra la interconectividad de un sistema de engranaje planetario y el freno exterior; y

La Figura 17 es una ilustracion de un diagrama de flujo que contiene una o mas operaciones que pueden incluirse en un metodo para operar un dispositivo de borde de ataque para reducir la distancia de parada de una aeronave.

Descripcion detallada

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Con referencia ahora a los dibujos en donde las exposiciones son con el proposito de ilustrar las realizaciones preferidas y diversas de la divulgacion, se muestra en la Figura 1 una vista superior de una aeronave 100 que tiene un fuselaje 102 y un par de alas 116. Cada ala 116 se puede unir al fuselaje 102 en una raiz 128 de ala y puede extenderse a partir de una porcion 130 interior hacia una porcion 134 exterior y terminar en una punta 132 de ala. La aeronave 100 puede incluir una o mas unidades 104 de propulsion las cuales pueden montarse en el ala 116. La aeronave 100 puede incluir ademas un empenaje que incluye una aleta 108 horizontal y un elevador 110, y una aleta 112 vertical y un timon 114.

Como se muestra en el ejemplo de la Figura 1, la aeronave 100 puede incluir uno o mas dispositivos 150 de borde de ataque y uno o mas dispositivos 240 de borde de salida los cuales pueden extenderse y retraerse para alterar las caracteristicas de sustentacion de las alas 116. Por ejemplo, la aeronave 100 puede incluir dispositivos 150 de borde de ataque configurados como aletas auxiliares 152 montados en el borde de ataque de las alas 116. Sin embargo, los dispositivos 150 de borde de ataque pueden proporcionarse en configuraciones alternativas tales como flaps Krueger u otras configuraciones de dispositivo, y no se limitan a aletas auxiliares 152. Los dispositivos 150 de borde de ataque pueden incluir uno o mas dispositivos 144 de borde de ataque interiores y uno o mas dispositivos 146 de borde de ataque exteriores tales como aletas auxiliares 154 interiores y aletas auxiliares 156 exteriores.

La aeronave 100 puede incluir un sistema 300 de aleta auxiliar automatico para reducir la distancia de parada de una aeronave 100. En una realizacion, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede incluir un sistema 452 de control de borde configurado para controlar un dispositivo 150 de borde de ataque montado en un ala de una aeronave. El sistema 452 de control de borde puede configurarse para ordenar automaticamente la extension de uno o mas dispositivos 150 de borde de ataque a partir de una posicion inicial o primera a una segunda posicion en respuesta al despliegue de un deflector 290 si una velocidad de desplazamiento de la aeronave 100 es mayor que una velocidad 564 de desplazamiento de limite. La segunda posicion del dispositivo 150 de borde de ataque puede ser una posicion mas desplegada que la primera posicion, la cual puede reducir la distancia 586 de parada (ver por ejemplo, Figura 2) de la aeronave 100 tal como durante un despegue o durante un aterrizaje, como se describe con mayor detalle a continuacion.

Las alas 116 pueden incluir dispositivos 240 de borde de salida tales como flaps 242 u otras configuraciones de dispositivo 240 de borde de salida, como se muestra en el ejemplo de la Figura 1. De forma similar a los dispositivos 150 de borde de ataque, los dispositivos 240 de borde de salida pueden incluir dispositivos interiores y dispositivos exteriores. Por ejemplo, los dispositivos interiores pueden incluir uno o mas flaps 244 interiores, y un dispositivo de flap de control de balanceo interior configurado como un flaperon 286 (por ejemplo, una combinacion flap-aleron). Los dispositivos exteriores pueden incluir uno o mas flaps 246 exteriores y un dispositivo de flap de control de balanceo exterior tal como un aleron 288. Sin embargo, los dispositivos 240 de borde de salida pueden proporcionarse en otras configuraciones que incluyen, pero no se limitan a elevones y otras configuraciones del dispositivo de borde de arrastre. La aeronave 100 tambien puede incluir uno o mas deflectores 290 en cada ala 116, que pueden usarse para generar resistencia aerodinamica y/o reducir la sustentacion del ala.

Con referencia a la Figura 2, se muestra una vista esquematica de una aeronave 100 que se mueve por una pista 580, tal como durante una carrera de despegue o despues de aterrizar. Por ejemplo, durante una carrera de despegue, el piloto puede abortar el despegue iniciando una maniobra de despegue abortado ante la ocurrencia de una situacion, una condicion o un evento a medida que la aeronave 100 acelera por la pista 580. Por ejemplo, una maniobra de despegue abortado puede iniciarse en el caso de una falla del motor, un neumatico estallado, la activacion de una bocina de advertencia de despegue, instrucciones del control de trafico aereo o cualquiera de una diversidad de otros eventos que pueden ocurrir durante una carrera de despegue. Una maniobra de despegue abortado puede iniciarse antes de que la aeronave 100 alcance una velocidad V1 de decision de despegue la cual puede describirse como una velocidad minima, despues de una falla del motor, en la cual se puede realizar un despegue con solo los motores restantes que proporcionan empuje. A velocidades inferiores a la velocidad V1 de decision de despegue, el despegue puede abortarse realizando una maniobra de despegue abortado.

Despues del inicio de un despegue abortado, la tripulacion de vuelo puede reconfigurar la aeronave 100 a partir de una configuracion 572 inicial (por ejemplo, una configuracion de despegue) a una configuracion 574 de parada de modo que la aeronave 100 pueda detenerse dentro de una distancia 586 de parada. La aeronave 100 puede recorrer una cierta distancia (por ejemplo, distancia 584) durante el periodo de tiempo durante el cual la tripulacion de vuelo reconfigura la aeronave 100 a partir de la configuracion 572 inicial a la configuracion 574 de parada. La distancia 584 puede describirse como una distancia 584 de transicion. En algunos casos, puede ser deseable reducir la distancia 584 de transicion, la cual puede reducir la distancia 586 de parada.

Con referencia a la Figura 3, se muestra una vista en seccion de un ala 116 de una aeronave 100 en la configuracion 572 inicial (por ejemplo, la configuracion de despegue) durante una carrera de despegue. En la configuracion 572 inicial, los dispositivos 150 de borde de ataque pueden colocarse en la configuracion 572 inicial moviendo los dispositivos 150 de borde de ataque a partir de una posicion 158 retraida (que se muestra en lineas ocultas) a una posicion 160 desplegada (que se muestra en lineas continuas). Por ejemplo, los dispositivos 150 de borde de ataque pueden comprender aletas auxiliares 152 los cuales pueden moverse a partir de la posicion 158 retraida a una posicion

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182 parcialmente extendida y sellada durante la preparacion para el despegue. En la posicion 182 sellada, una porcion (por ejemplo, un borde de salida) de las aletas auxiliares 152 puede permanecer en contacto con la superficie 122 superior del ala. Sin embargo, cuando la aeronave 100 esta en la configuracion de despegue, uno o mas de los dispositivos 150 de borde de ataque puede mantenerse en una posicion 158 retraida o en una posicion parcialmente desplegada (no se muestra) que puede o no sellarse con la superficie 122 superior de ala. Ademas, uno o mas de los dispositivos 150 de borde de ataque pueden moverse a partir de la posicion 158 retraida a una posicion con una abertura parcial (no se muestra). En la configuracion 572 inicial para un despegue, los deflectores 290 pueden mantenerse en una posicion 291 retraida con respecto a una superficie 122 superior del ala. Ademas, los dispositivos 240 de borde de salida tales como los flaps 242 tambien pueden moverse a una configuracion 252 de flaps de despegue.

Durante la preparacion para un aterrizaje (no se muestra), la configuracion 572 inicial de la aeronave 100 puede comprender una configuracion de aterrizaje (no se muestra). En la configuracion de aterrizaje, uno o mas dispositivos 150 de borde de ataque pueden colocarse en una posicion 182 sellada (Figura 3), una posicion parcialmente abierta (no se muestra), o una posicion 184 abierta (Figura 4). Sin embargo, en la configuracion de aterrizaje, se contempla que uno o mas dispositivos 150 de borde de ataque puedan ser retenidos en una posicion 158 retraida (Figura 3). Ademas, en la configuracion de aterrizaje, una porcion de los deflectores 290 (por ejemplo, deflectores de tierra) se puede mantener en una posicion 291 retraida (Figura 3) antes de la toma de contacto de la aeronave 100, y una porcion de los deflectores 290 (por ejemplo, deflectores de vuelo) pueden ser desplegados (Figura 4) para reducir la sustentacion del ala y aumentar la resistencia aerodinamica durante la aproximacion en preparacion para el aterrizaje.

En la Figura 3, cuando la aeronave 100 esta configurada para despegar, los dispositivos 240 de borde de salida tales como los flaps 242 pueden moverse a una configuracion 252 de flaps de despegue. Los dispositivos 240 de borde de salida tales como alerones 288 (Figura 1) y/o los flaperones 286 (Figura 1) pueden mantenerse en una posicion 248 retraida cuando la aeronave 100 esta en la configuracion 572 inicial (por ejemplo, la configuracion de despegue). La configuracion de la aeronave 100 en la configuracion de despegue tambien puede incluir el ajuste de la configuracion de empuje del dispositivo 453 de control del motor (Figura 5) y/o el acoplamiento de un acelerador automatico (no se muestra). En una realizacion, la carrera de despegue puede iniciarse moviendo las palancas 534 de empuje delantero (Figura 5) a partir de la posicion 538 ralenti a una posicion de empuje de despegue (no se muestra) y soltando los frenos de las ruedas (no se muestran). Las palancas 534 de empuje delantero pueden moverse manualmente a una posicion de empuje de despegue y/o las palancas 534 de empuje delantero pueden moverse a la posicion de empuje de despegue a traves del acelerador automatico de manera que las unidades 104 de propulsion (Figura 1) generen el empuje requerido para acelerar la aeronave 100 por la pista 580. La configuracion de la aeronave 100 en una configuracion de aterrizaje para el aterrizaje puede incluir colocar los flaps 242 en una configuracion 254 de flaps de aterrizaje (Figura 4) u otra configuracion de flap mas superficial, reduciendo el empuje del motor, extendiendo el tren 106 de aterrizaje (Figura 2), armando los frenos de velocidad y armando el freno automatico, si se incluye con la aeronave 100.

En la Figura 3, los dispositivos 150 de borde de ataque y los dispositivos 240 de borde de salida pueden accionarse usando uno o mas sistemas 198 de accionamiento de dispositivo. Por ejemplo, las aletas auxiliares 152 pueden accionarse mediante un sistema 200 de accionamiento de aleta auxiliar. Las aletas auxiliares 152 pueden ser acoplado a un tubo 294 de torsion interior o un tubo 296 de torsion exterior u otro enlace mecanico. En una realizacion, el tubo 294 de torsion interior en el borde 118 de ataque puede acoplarse a una unidad 402 de accionamiento de potencia (PDU) de borde de ataque situada en el centro, (Figura 10) como se describe a continuacion. Cada aleta auxiliar 152 puede estar soportado por uno o mas conjuntos 202 de pista de transporte. Cada conjunto 202 de pista de transporte puede incluir una o mas pistas 204 de guia arqueadas las cuales pueden ser soportadas por uno o mas rodillos 206 de guia montados en la estructura del ala 116. Se puede montar un engranaje 208 de pinon en el tubo 294, 296 de torsion para acoplar los dientes de engranaje (no se muestran) de la pista 294 de guia.

En la Figura 3, la extension y retraccion de las aletas auxiliares 152 se puede efectuar haciendo girar los tubos 294, 296 de torsion y el engranaje 208 de pinon usando la PDU 402. En una realizacion, los dispositivos 150 de borde de ataque tales como las aletas auxiliares 152 tambien pueden ser accionados por una unidad 302 de ajuste de curvatura variable (VCTU) (Figura 10) que funciona en conjunto con la PDU 402. Como se describe en mayor detalle a continuacion, una VCTU 302 puede colocarse entre una aleta auxiliar 154 interior y una aleta auxiliar 156 exterior en cada ala 116, y puede permitir el accionamiento de las aletas auxiliares 154, 156 interiores y exteriores independientes unos de otros, lo que puede reducir ventajosamente los requisitos de potencia de actuacion y/o la demanda hidraulica en la PDU 402 durante un despegue o aterrizaje abortado.

En la Figura 3, el accionamiento de los dispositivos 240 de borde de salida tales como los flaps 242 puede ser efectuado por un sistema 280 de accionamiento de flap el cual puede funcionar de manera similar al sistema 200 de actuacion de aleta auxiliar anteriormente descrito. A este respecto, el flap 242 puede accionarse usando un conjunto 282 de articulacion de borde de salida que puede acoplarse a un tubo 294, 296 de torsion. El sistema 242 de accionamiento de flap puede incluir una PDU 404 de borde de salida (Figura 10) la cual puede operar en conjunto con una VCTU 302 que puede estar posicionada entre un flap 244 interior y un flap 246 exterior en cada ala 116. El despliegue y retraccion de los flaps 242 puede efectuarse girando los tubos 294, 296 de torsion usando la PDU 404

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y/o las VCTU 302. Aunque el dispositivo 240 de borde de salida en la Figura 3 se muestra como un simple flap 242 soportado sobre una bisagra 284 de caida, los flaps 242 pueden proporcionarse en una cualquiera de una diversidad de diferentes configuraciones de dispositivo de borde de salida que incluyen, pero no se limitan a, un flap plano, un flap de ranura simple, un flap Fowler de ranura multiple, o cualquiera de una diversidad de otras configuraciones de flap.

En la Figura 3, el ala 116 tambien puede incluir dispositivos 240 de borde de salida tales como alerones 288 (Figura 1) y flaperones 286 (Figura 1) que se accionan durante un despegue o aterrizaje abortado. Los alerones 288 (Figura 1) y los flaperones 286 pueden ser accionados cada uno por sistemas de actuacion dedicados (no se muestran). El ala 116 puede incluir ademas deflectores 290 montados en la superficie 122 superior del ala. Como se indico anteriormente, uno o mas de los deflectores 290 pueden funcionar como frenos de velocidad para generar resistencia aerodinamica y/o reducir la sustentacion aerodinamica de las alas 116 durante un despegue o aterrizaje abortados.

Con referencia a la Figura 4, se muestra una seccion transversal del ala 116 que ilustra la aleta auxiliar 152 extendido a la posicion 184 abierta. Aunque la presente divulgacion describe el sistema 300 de aleta auxiliar automatico en el contexto de extender una aleta auxiliar 152 a partir de una posicion 182 sellada a una posicion 184 abierta durante un despegue o un aterrizaje abortado, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico abarca la extension de cualquier tipo de dispositivo 150 de borde de ataque, sin limitacion, a partir de cualquier posicion inicial a una posicion mas desplegada o desplegada adicionalmente. A este respecto, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico abarca el despliegue adicional de uno o mas dispositivos 150 de borde de ataque a partir de una posicion inicial tal como posicion completamente retraida, replegada, parcialmente desplegada, sellada o parcialmente abierta, a una posicion mas desplegada, tal como una posicion sellada desplegada adicionalmente o en una posicion abierta a partir de una posicion inicial con una parcial abierta a una posicion desplegada parcialmente abierta o una posicion totalmente abierta. La extension de uno o mas dispositivos 150 de borde de ataque se puede realizar como parte del proceso de reconfiguracion de una aeronave 100 en una configuracion 574 de parada durante un despegue abortado o durante un aterrizaje, como se describe a continuacion.

En la Figura 4, se muestra una aleta auxiliar 152 extendido a una posicion 184 abierta donde la aleta auxiliar 152 puede colocarse mas hacia abajo y hacia delante del borde 118 de ataque del ala con relacion a la posicion 182 sellada (Figura 3). El despliegue de las aletas auxiliares 152 a la posicion 184 abierta da como resultado la formacion de una brecha 180 entre el borde de salida superior de la aleta auxiliar 152 y el borde de ataque fijo del ala 116. En la posicion 184 abierta, las aletas auxiliares 152 generan un arrastre aerodinamico aumentado debido a la exposicion de una mayor cantidad de area frontal de las aletas auxiliares 152 al flujo de aire que se aproxima. Ademas, el flujo de aire turbulento sobre los bordes expuestos de las aletas auxiliares 152 y el flujo de aire turbulento a traves de la brecha 180 puede generar un arrastre aerodinamico aumentado con respecto a la cantidad de arrastre generado por las aletas auxiliares 152 en la posicion 182 sellada. Ademas, en la posicion 184 abierta, las aletas auxiliares 152 pueden alterar la curvatura del ala que puede reducir la cantidad de sustentacion aerodinamica generada por las alas 116 alterando las caracteristicas de sustentacion en seccion de las secciones del perfil aerodinamico del ala.

En la Figura 4, la reconfiguracion de la aeronave 100 en la configuracion 574 de parada tambien puede incluir el despliegue de uno o mas de los deflectores 290 hasta un angulo 293 de deflexion maximo de manera que se genere una resistencia aerodinamica aumentada. La configuracion 574 de parada puede incluir el despliegue de todos los deflectores 290 en cada ala 116 hasta el angulo 293 de deflexion maximo que incluye todos los deflectores de tierra y deflectores de vuelo. El despliegue de los deflectores 290 hasta el angulo 293 de deflexion maximo tambien puede reducir la sustentacion aerodinamica generada por las alas 116 permitiendo transferir mas peso de la aeronave a partir de las alas 116 al tren 106 de aterrizaje lo cual puede mejorar el rendimiento de frenado y disminuir la distancia 586 de frenado (Figura 2) de la aeronave 100. Durante un despegue abortado o durante un aterrizaje, los dispositivos 240 de borde de salida tales como flaps 242, alerones 288, y/o flaperones 286 tambien pueden extenderse completamente al angulo 256 de deflexion maximo para generar una maxima resistencia aerodinamica para reducir aun mas la distancia 586 de parada (Figura 2).

Con referencia breve a la Figura 2, el proceso de reconfigurar la aeronave 100 en la configuracion 574 de parada durante un despegue o aterrizaje abortados tambien puede incluir mover las palancas 534 de empuje delantero (Figura 5) a una posicion 538 ralenti (Figura 5) y desenganchar un acelerador automatico (no se muestra) si se incluye con la aeronave 100. La aeronave 100 tambien puede incluir un sistema de freno automatico (no se muestra) el cual puede activarse automaticamente cuando las palancas del acelerador delantero se mueven a la posicion 538 ralenti, por ejemplo durante un despegue o aterrizaje abortados. Un sistema de freno automatico puede configurarse para aplicar automaticamente una fuerza de frenado maxima a los frenos de las ruedas de la aeronave 100 los cuales pueden reducir la distancia 586 de parada (Figura 2). Un sistema de freno automatico puede eliminar la necesidad de que la tripulacion de vuelo aplique manualmente los frenos de las ruedas, lo que puede reducir el numero de tareas que debe realizar la tripulacion de vuelo para reconfigurar la aeronave 100 a partir de la configuracion 572 inicial a la configuracion 574 de parada. Al eliminar la tarea de frenado manual, la distancia 584 de transicion puede acortarse, lo cual puede reducir aun mas la distancia 586 de parada (Figura 2) durante un despegue o aterrizaje abortados.

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Con referencia a la Figura 5, se muestra una vista esquematica de una realizacion de un sistema 300 de aleta auxiliar automatico configurado para desplegar automaticamente un dispositivo 150 de borde de ataque a partir de una posicion inicial o primera, tal como una posicion retraida (por ejemplo, como se muestra en la Figura 3), una posicion sellada (por ejemplo, como se muestra en la Figura 4), o una posicion parcialmente abierta (no se muestra) o una posicion abierta, a la segunda posicion, la cual puede ser una posicion desplegada adicionalmente tal como una posicion sellada desplegada adicionalmente, una posicion parcialmente abierta, o una posicion 184 completamente abierta. En un ejemplo, si la posicion inicial o primera es una posicion retraida, la segunda posicion puede ser virtualmente cualquier posicion en la cual el dispositivo 150 de borde de ataque esta mas desplegado que en la posicion inicial. Por ejemplo, la segunda posicion puede ser cualquier posicion sellada, cualquier posicion parcialmente abierta, o una posicion 184 completamente abierta. En algunos ejemplos, si la posicion inicial o primera es una posicion parcialmente desplegada, por ejemplo una posicion sellada, la segunda posicion puede ser virtualmente cualquier posicion en la cual el dispositivo 150 de borde de ataque este mas desplegado que en la posicion inicial, tal como una posicion sellada desplegada adicionalmente, o una posicion parcial o totalmente abierta. El sistema de control de borde puede configurarse adicionalmente para ordenar automaticamente la implementacion de un dispositivo 240 de borde de salida que responde, al menos en parte, al despliegue del deflector 290 en conjunto con el despliegue del dispositivo 150 de borde de ataque.

Como se describe aqui, el despliegue adicional de los dispositivos 150 de borde de ataque puede generar una resistencia aerodinamica aumentada y puede reducir la sustentacion aerodinamica de las alas 116 lo cual puede mejorar el rendimiento de frenado de la aeronave 100. En una realizacion, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede incluir un sistema 452 de control de borde para controlar los dispositivos 150 de borde de ataque y los dispositivos 240 de borde de salida montados en las alas 116. El sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede incluir ademas un sistema 530 de control de empuje para controlar un ajuste de empuje de la una o mas unidades 104 de propulsion; y un sistema 500 de control de freno de velocidad para controlar los deflectores 290. El sistema de control de empuje puede ser operable para seleccionar un ajuste de empuje ralenti y un ajuste de empuje no ralenti. El sistema 530 de control de freno de velocidad puede estar configurado para ordenar automaticamente que el despliegue del deflector 290 responda, al menos en parte, a la seleccion del ajuste de empuje ralenti. El sistema de control de empuje puede incluir una palanca 534 de empuje delantero que se puede posicionar en al menos una posicion 538 ralenti correspondiente al ajuste de empuje ralenti y una posicion 540 no ralenti correspondiente a un ajuste de empuje diferente al ajuste de empuje ralenti. El sistema 530 de control del freno de velocidad puede estar configurado para ordenar automaticamente el despliegue del deflector 290 en respuesta, al menos en parte, al movimiento de la palanca 534 de empuje delantero a partir de la posicion 540 de no ralenti a la posicion 538 ralenti.

En la Figura 5, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede incluir adicionalmente un ordenador 450 de control de vuelo el cual puede estar acoplado de forma comunicativa al sistema 452 de control de borde, al sistema 530 de control de empuje y al sistema 500 de control de freno de velocidad. Cualquiera del sistema 452 de control de borde, el sistema 530 de control de empuje, el sistema 500 de control de freno de velocidad, y/o el ordenador 450 de control de vuelo pueden montarse en una plataforma de control (no se muestra) en una cubierta de vuelo de la aeronave 100. En una realizacion, el ordenador 450 de control de vuelo puede estar integrado en el sistema 452 de control de borde, el sistema 530 de control de empuje y/o el sistema 500 de control de freno de velocidad. En una realizacion adicional, el sistema 452 de control de borde, el sistema 530 de control de empuje, el sistema 500 de control de freno de velocidad, y/o el ordenador 450 de control de vuelo pueden estar integrados en un sistema de control de vuelo (no se muestra) de la aeronave 100.

El ordenador 450 de control de vuelo puede configurarse para detectar la ocurrencia de una condicion 570 de aleta auxiliar automatico, por ejemplo durante un despegue abortado o durante un aterrizaje para provocar el despliegue automatico de uno o mas dispositivos 150 de borde de ataque a partir de una posicion inicial a una posicion desplegada adicionalmente. Por ejemplo, en una realizacion, el ordenador 450 de control de vuelo puede determinar que existe una condicion 570 de aleta auxiliar automatico cuando el ordenador 450 de control de vuelo recibe una indicacion de que la aeronave 100 esta en tierra (es decir, la pista 580) y se mueve en exceso de una velocidad 564 de avance limite predeterminada durante una carrera de despegue o aterrizaje, las palancas 534 de empuje delantero se han movido a partir de una posicion 540 no ralenti a la posicion 538 ralenti, y los deflectores 290 se han desplegado (Figura 4). Como se describe con mayor detalle a continuacion, el despliegue del deflector 290 puede ocurrir como resultado del posicionamiento manual de un dispositivo 502 de control de freno de velocidad (por ejemplo, una palanca 506 de freno de velocidad) en una posicion retencion UP por el piloto o la tripulacion de vuelo, o los deflectores 290 pueden ser automaticamente desplegados por un sistema 500 de control de freno de velocidad (por ejemplo, un sistema de freno de velocidad automatica - no se muestra) en respuesta al piloto moviendo las palancas 534 de empuje delantero a partir de una posicion 540 no ralenti a la posicion 538 ralenti. Los deflectores 290 tambien pueden desplegarse automaticamente durante un aterrizaje cuando la palanca 506 de freno de velocidad esta en la posicion 512 de detencion armado y/o se recibe una indicacion de aeronave sobre tierra 566 en el ordenador 450 de control de vuelo que indica que el tren 106 de aterrizaje soporta al menos una porcion del peso de la aeronave 100.

En la Figura 5, el sistema 452 de control de borde puede incluir el dispositivo 453 de control de borde el cual puede moverse en cualquiera de una pluralidad de posiciones 458 de dispositivo de control correspondientes a dispositivos 150 de borde de ataque (por ejemplo, ver Figuras 3-4) y configuraciones del dispositivo 240 de borde de salida (por

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ejemplo, ver Figuras 3-4). El sistema 452 de control de borde puede incluir un sistema 198 de accionamiento de dispositivo el cual puede configurarse para colocar uno o mas de los dispositivos 150 de borde de ataque y dispositivos 240 de borde de salida. El sistema 198 de accionamiento de dispositivo puede configurarse para extender y retraer los dispositivos 150 de borde de ataque y/o dispositivos 240 de borde de salida con base en comandos emitidos por el sistema 452 de control de borde. En una realizacion, el sistema de accionamiento de dispositivo puede configurarse para desplegar un dispositivo 240 de borde de salida a un angulo de deflexion maximo sensible, al menos en parte, al despliegue del deflector 290 junto con el despliegue de un dispositivo 150 de borde de ataque.

En la Figura 5, el dispositivo 453 de control de borde puede configurarse como una palanca 454 de control de flap que puede moverse a lo largo de una direccion hacia adelante y hacia atras. La palanca 454 de control de flap puede posicionarse en una o mas posiciones 458 de dispositivo de control o posiciones de palanca de control de flap, aunque el dispositivo 453 de control de borde puede proporcionarse en realizaciones alternativas. El dispositivo 453 de control de borde puede incluir una o mas compuertas 456 mecanicas para impedir la retraccion inadvertida de los dispositivos 150 de borde de ataque y/o los dispositivos 240 de borde de salida requiriendo manipulacion manual el dispositivo 453 de control de borde para mover el dispositivo 453 de control de borde mas alli de la compuerta 456. En la realizacion que se muestra, las posiciones 458 del dispositivo de control pueden incluir una posicion 462 de crucero designada como UP, una posicion 464 de retencion designada como HOLD, una posicion de ascenso o posicion 466 de aproximacion designada como CLB/APP, una posicion 468 de despegue o una posicion 470 de aproximacion frustrada designada como TOGA, y una posicion 472 de aterrizaje designada como LAND. Las posiciones 458 del dispositivo de control pueden designarse por nomenclatura diferente y no estan limitadas a las designaciones que se muestran en la Figura 6. Por ejemplo, las posiciones 458 del dispositivo de control pueden incluir UP, F1, F5, F20 y F30, o las posiciones 458 del dispositivo de control puede incluir 0, 1,2, 3/OPT, FULL, y las cuales en general pueden corresponder a las posiciones 458 del dispositivo de control UP, HOLD, CLB/APP, TOGA, y LAND anteriormente mencionadas.

En la Figura 5, para el despegue, la palanca 454 de control de flap puede moverse a la posicion de despegue antes de que la aeronave 100 inicie la carrera de despegue por la pista 580. Con la palanca 454 de control de flap en la posicion de despegue, los dispositivos 240 de borde de salida tales como los flaps 242 pueden moverse a una configuracion 252 de flaps de despegue y los dispositivos 150 de borde de ataque tales como las aletas auxiliares 152 pueden moverse a una configuracion de aleta auxiliar de despegue tal como la posicion 182 sellada (Figura 4) o a una posicion parcialmente abierta. Alternativamente, la configuracion de aleta auxiliar de despegue para los dispositivos 150 de borde de ataque puede comprender una posicion 158 replegada o retraida. Para el aterrizaje, la palanca 454 de control de flap puede moverse a la posicion 472 de aterrizaje o a una posicion de flap mas superficial.

Durante la carrera de despegue y durante el aterrizaje, el ordenador 450 de control de vuelo puede analizar los datos 560 del estado de la aeronave para determinar si existe una condicion 570 de aleta auxiliar automatico que requiere el despliegue adicional de uno o mas dispositivos 150 de borde de ataque. Durante el despegue, el ordenador de control de vuelo puede determinar que una condicion de aleta auxiliar automatico finalice ante la ocurrencia de un evento tal como un neumatico reventado, falla de motor, bocina de advertencia, instrucciones de control de trafico aereo u otros eventos que desencadenan una maniobra de despegue abortado. Durante el aterrizaje, el ordenador 450 de control de vuelo puede determinar que una condicion 570 de aleta auxiliar automatico finaliza cuando el ordenador 450 de control de vuelo recibe una indicacion de que el tren 106 de aterrizaje soporta al menos una porcion del peso de la aeronave 100, y los deflectores 290 estan desplegados. En una realizacion, el sistema 452 de control de borde puede ordenar automaticamente al sistema 198 de accionamiento de dispositivo desplegar adicionalmente los dispositivos 150 de borde de ataque a partir de su posicion inicial hasta una posicion desplegada adicional al producirse la condicion 570 de aleta auxiliar automatico. Tras el despliegue de los deflectores 290 durante un despegue o aterrizaje abortados, el sistema 452 de control de borde tambien puede ordenar al sistema 198 de accionamiento de dispositivo mover los dispositivos 240 de borde de salida (por ejemplo, flaps 242, alerones 288, flaperones 286) al angulo 256 de desviacion maximo independientemente de la posicion de la palanca 454 de control del flap antes del inicio del despegue abortado o antes del aterrizaje. Para los flaps 242, el angulo 256 de desviacion maximo puede corresponder a la configuracion 254 de los flaps de aterrizaje (Figura 4).

En la Figura 5, en una realizacion, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede incluir el sistema 530 de control de empuje el cual puede incluir una o mas palancas 534 de empuje delantero y una o mas palancas 532 de empuje inverso. Para el despegue, las palancas 534 de empuje delantero pueden avanzar a partir de una posicion 538 ralenti a una posicion 538 no ralenti correspondiente a un ajuste de empuje deseado de las unidades 104 de propulsion (Figura 1). Las palancas 532 de empuje inverso pueden acoplarse a las palancas 534 de empuje delantero y pueden permitir controlar el empuje inverso del motor a traves de inversores de empuje (no se muestran) en las unidades 104 de propulsion y las cuales pueden activarse cuando las palancas 534 de empuje delantero estan en la posicion 538 ralenti. Como se indico anteriormente, el sistema 530 de control de empuje puede estar acoplado comunicativamente al ordenador 450 de control de vuelo. El sistema 530 de control de empuje puede proporcionar una indicacion al ordenador 450 de control de vuelo cuando las palancas 534 de empuje delantero son movidas por el piloto u otro tripulante de vuelo a partir de una posicion 540 no ralenti a la posicion 538 ralenti durante el inicio de un despegue abortado o durante un aterrizaje.

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En la Figura 5, en una realizacion, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede incluir adicionalmente el sistema 500 de control de freno de velocidad mencionado anteriormente que puede estar acoplado de forma comunicativa al ordenador 450 de control de vuelo. El sistema 500 de control de freno de velocidad puede incluir un dispositivo 502 de control de freno de velocidad y un sistema 504 de accionamiento de deflector para desplegar los deflectores 290. El dispositivo 502 de control de freno de velocidad puede configurarse como una palanca 506 de freno de velocidad y puede tener una pluralidad de detenciones 508 de freno de velocidad que pueden representar un angulo de deflexion para los deflectores 290 (Figura 4). En la realizacion que se muestra, las detenciones 508 de freno de velocidad pueden incluir una detencion 510 abajo designada como DOWN, una detencion 512 de armado designada como ARMED, una detencion 514 de vuelo designada como FLIGHT DETENT, y una detencion 516 arriba designada como UP. Sin embargo, el dispositivo 502 de control de freno de velocidad puede incluir una cantidad mayor o menor de detenciones 508 de freno de velocidad. Ademas, las detenciones 508 de freno de velocidad pueden designarse por nomenclatura diferente y no estan limitadas a las designaciones que se ilustran en la Figura 5.

Como se indico anteriormente, durante el inicio de un despegue abortado o durante un aterrizaje, uno o mas de los deflectores 290 pueden desplegarse en un angulo 293 de deflexion maximo en respuesta al piloto u otro miembro de la tripulacion de vuelo moviendo manualmente el dispositivo 502 de control de freno de velocidad a la detencion UP para hacer que el sistema 504 de accionamiento del deflector despliegue los deflectores 290. Los deflectores 290 en cada ala 116 pueden desplegarse sustancialmente simultaneamente al angulo 293 de desviacion maximo. En una realizacion adicional, durante un despegue o aterrizaje abortados, el sistema 500 de control del freno de velocidad puede ordenar automaticamente al sistema 504 de accionamiento del aleron para desplegar los deflectores 290 cuando el ordenador 450 de control de vuelo recibe una indicacion de que las palancas 534 de empuje delantero han sido movidas a partir de una posicion 540 no ralenti (por ejemplo, una configuracion de empuje de despegue) a la posicion 538 ralenti y/o la aeronave 100 esta en tierra y se esta moviendo en exceso de una velocidad 564 de avance lim ite.

En la Figura 5, el ordenador 450 de control de vuelo puede recibir datos 560 de estado de la aeronave con respecto al estado de la aeronave 100 durante la carrera de despegue o aterrizaje. Los datos 560 de estado de la aeronave pueden incluir la indicacion de aeronave en tierra 566 mencionada anteriormente, una indicacion de la velocidad 562 de avance real de la aeronave 100, una indicacion de movimiento de las palancas 534 de empuje delantero a la posicion 538 ralenti, y una indicacion de la configuracion 568 de freno de velocidad que representa el despliegue de los deflectores 290. La indicacion de aeronave en tierra 566 puede proporcionarse por uno o mas sensores (no se muestran) en el tren 106 de aterrizaje (no se muestra) el cual puede detectar el giro de las ruedas, la compresion de los soportes del tren de aterrizaje, la inclinacion de los portadores del tren de aterrizaje u otros parametros que indiquen que el tren 106 de aterrizaje soporta al menos una parte del peso de la aeronave 100. Uno o mas sensores de velocidad de avance (no se muestran) pueden transmitir una indicacion de la velocidad 562 de avance real de la aeronave 100 al ordenador 450 de control de vuelo. El ordenador 450 de control de vuelo puede comparar la velocidad 562 de avance real con una velocidad 564 de avance limite predeterminada, y determinar si la velocidad 562 de avance real excede la velocidad 564 de avance limite.

En la Figura 5, el sistema 530 de control de empuje puede transmitir al ordenador 450 de control de vuelo una indicacion de movimiento de las palancas 534 de empuje delantero a partir de una posicion 540 no ralenti a la posicion 538 ralenti. El sistema 500 de control de freno de velocidad puede transmitir una indicacion al ordenador 450 de control de vuelo en relacion con el despliegue de los deflectores 290 a partir de la posicion 291 retraida (Figura 3) a la posicion 160 desplegada (Figura 4). El ordenador 450 de control de vuelo puede analizar los datos 560 de estado de la aeronave indicados anteriormente para determinar si existe la condicion 570 de aleta auxiliar automatico. Tras determinar que existe la condicion de 570 de aleta auxiliar automatico, el ordenador 450 de control de vuelo puede transmitir una senal al sistema 452 de control de borde para hacer que el sistema 452 de control de borde ordene automaticamente al sistema 198 de accionamiento de dispositivo desplegar adicionalmente los dispositivos 150 de borde de ataque a partir de su posicion inicial en preparacion para el despegue o su posicion inicial en preparacion para el aterrizaje.

En una realizacion, el sistema 452 de control de borde puede ordenar automaticamente al sistema 198 de accionamiento de dispositivo extender los dispositivos 150 de borde de ataque cuando los deflectores 290 se despliegan automaticamente (es decir, usando el freno de velocidad automatico) mediante el sistema 504 de accionamiento de aleron en respuesta a las palancas 534 de empuje delantero que se mueven a la posicion 538 ralenti. El despliegue adicional de los dispositivos 150 de borde de ataque puede alterar de manera ventajosa la curvatura del ala la cual puede alterar (por ejemplo, reducir) las caracteristicas de sustentacion en seccion de las alas 116 las cuales pueden mejorar el rendimiento de parada de la aeronave 100 y reducir la distancia 586 de parada (Figura 2). Por ejemplo, dependiendo de la aeronave 100, la abertura automatica de los dispositivos 150 de borde de ataque durante un despegue abortado puede proporcionar un peso adicional estimado de 5,000-10,000 libras en las ruedas de la aeronave lo cual puede mejorar el rendimiento de frenado y reducir la longitud del campo de despegue hasta aproximadamente 50 pies o mas. Ademas, la implementacion adicional de los dispositivos 150 de borde de ataque puede aumentar la resistencia aerodinamica. Ademas, al automatizar el despliegue de los dispositivos 150 de borde de ataque en lugar de que el piloto despliegue manualmente el dispositivo 150 de borde de ataque utilizando la palanca 454 de control de flap, pueden reducirse el tiempo de transicion y la distancia 584 de transicion (Figura 2).

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En una realizacion, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede configurarse de manera que el sistema 452 de control de borde despliegue automaticamente los dispositivos 240 de borde de salida al desplegarse los deflectores 290 a partir de la posicion 291 retraida a la posicion 292 desplegada. Alternativamente, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede configurarse de manera que el sistema 452 de control de borde despliegue automaticamente los dispositivos 240 de borde de salida en conjunto con la implementacion adicional de los dispositivos 150 de borde de ataque. Los dispositivos 240 de borde de salida que pueden desplegarse automaticamente pueden incluir los flaps 242, los alerones 288, y/o los flaperones 286 (Figura 1). Por ejemplo, los flaps 242, alerones 288, y/o flaperones 286 pueden desplegarse automaticamente tal como a partir de una posicion 248 retraida hasta un angulo 256 de deflexion maximo en una posicion 250 desplegada tras el despliegue de los deflectores 290 a partir de la posicion 291 retraida a la posicion 292 desplegada. El movimiento de los dispositivos 240 de borde de salida al angulo 256 de desviacion maximo puede aumentar la resistencia aerodinamica la cual puede acortar la distancia 586 de parada (Figura 2) de la aeronave 100 durante un despegue o aterrizaje abortados.

Con referencia a la Figura 6-9, se muestran vistas esquematicas de una realizacion del sistema 300 de aleta auxiliar automatico que permite un despliegue adicional de los dispositivos 144, 146 de borde de ataque interiores y exteriores independientes entre si. A este aspecto, el sistema de actuacion del dispositivo puede estar configurado para accionar el dispositivo 144 de borde de ataque interior independientemente del dispositivo 146 de borde de ataque exterior, y viceversa. Al desplegar inicialmente un subconjunto de los dispositivos 150 de borde de ataque, tal como a partir de la posicion 182 sellada a la posicion 184 abierta, se pueden reducir los requisitos de potencia de actuacion. Por ejemplo, al desplegar inicialmente los dispositivos 146 de borde de ataque exteriores seguido de desplegar los dispositivos 144 de borde de ataque interiores durante un despegue o aterrizaje abortados, los requisitos de potencia total y/o demanda hidraulica para accionar los dispositivos 150 de borde de ataque pueden reducirse en relacion con mayores requisitos de potencia y una mayor demanda hidraulica para desplegar aun mas todos los dispositivos 150 de borde de ataque a la vez. Como se indico anteriormente, los requisitos de potencia reducidos y la demanda hidraulica reducida pueden ser ventajosos en el caso de una situacion de perdida de motor durante un despegue o aterrizaje abortados. Una situacion de perdida de motor puede dar como resultado una disponibilidad reducida de potencia para accionar los deflectores 290, los dispositivos 150, 240 de borde de ataque y de salida y otros sistemas debido a la incapacidad del motor no operativo para generar potencia y/o presion hidraulica.

En las Figuras 6-9, la actuacion independiente de los dispositivos 144, 146 de borde de ataque interiores y exteriores puede ser facilitada por una unidad 302 de ajuste de curvatura variable (VCTU) como parte del sistema 198 de actuacion del dispositivo. Como se indico anteriormente, una VCTU 302 puede estar ubicada entre un dispositivo 144, 146 de borde de ataque interior y exterior para permitir la actuacion independiente de los dispositivos 144, 146 de borde de ataque interiores y exteriores. Una VCTU 302 tambien puede ubicarse entre un dispositivo 240 de borde de salida interior y un dispositivo 240 de borde de salida exterior para permitir la actuacion independiente de los dispositivos 240 de borde de salida interior y exterior. A este respecto, la VCTU 302 puede permitir el despliegue adicional de un subconjunto de los dispositivos 150 de borde de ataque tras la aparicion de una condicion 570 de aleta auxiliar automatico (Figura 5). Por ejemplo, tras la aparicion de una condicion 570 de aleta auxiliar automatico, una VCTU 302 ubicada entre las aletas auxiliares 154 interiores y las aletas auxiliares 156 exteriores puede permitir mover automaticamente las aletas auxiliares 156 exteriores a una posicion desplegada adicional a la vez que las aletas auxiliares 154 interiores se mantienen estacionarios. En una realizacion, las aletas auxiliares 156 exteriores pueden desplegarse automaticamente en una posicion 184 abierta (Figura 4) a la vez que las aletas auxiliares 154 interiores quedan momentaneamente retenidos en una posicion 182 sellada (Figura 3). Despues de que las aletas auxiliares 156 exteriores alcancen la posicion desplegada adicional (por ejemplo, la posicion 184 abierta), las aletas auxiliares 154 interiores pueden entonces moverse automaticamente a una posicion desplegada adicional (por ejemplo, la posicion 184 abierta). Sin embargo, las VCTUs pueden operar junto con las PDUs 400 para desplegar automaticamente las aletas auxiliares 154, 156 interiores y exteriores al unisono.

Haciendo referencia mas particularmente a la Figura 6, se muestra una vista en planta esquematica de un borde 118 de ataque de un ala 116 que ilustra esquematicamente una VCTU 302 ubicada entre un dispositivo 144 de borde de ataque interior (por ejemplo, una aleta auxiliar 154 interior) y dispositivos 146 de borde de ataque exterior (por ejemplo, aletas auxiliares 156 exteriores). Las aletas auxiliares 154 interiores se pueden acoplar a un tubo 294 de torsion interior y las aletas auxiliares 156 exteriores se pueden acoplar a un tubo 296 de torsion exterior. La VCTU 302 puede incluir un motor 304 electrico dedicado el cual se puede operar junto con la caja 320 de engranajes de suma de velocidad y un freno 354 exterior. La aleta auxiliar 154 interior puede ser accionado por un motor 406 central (Figura 11) de una PDU 402 de borde de ataque (Figura 11). Como se describe en mayor detalle a continuacion, la VCTU 302 puede incluirse con el sistema 198 de accionamiento del dispositivo y puede operarse junto con la PDU 402 para desplegar automaticamente los dispositivos 144, 146 de borde de ataque interiores y exteriores independientes entre si.

En la Figura 7, se muestra una vista esquematica del borde 118 de ataque del ala 116 de la Figura 6 que ilustra el funcionamiento de la VCTU 302 junto con la PDU de borde 402 de ataque para desplegar adicionalmente las aletas auxiliares 154, 156 interiores y exteriores al unisono a partir de su posicion inicial. Como se describe a continuacion, el freno 310 de desconexion de la VCTU 302 se puede aplicar para impedir el movimiento rotacional del motor 304 electrico. El motor 406 central (Figura 11) de la PDU 402 de borde de ataque (Figura 11) se puede activar para actuar la aleta auxiliar 154 interior. Con el freno 310 de desconexion aplicado, el accionamiento de la aleta auxiliar 154 interior

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por el motor 406 central de la PDU de borde 402 de ataque puede girar el tubo 294 de torsion interior. Cuando se aplica el freno 310 de desconexion de la VCTU 302, el movimiento de rotacion del tubo 294 de torsion interior puede transferirse a traves de la caja 320 de engranajes de suma de velocidad al tubo 296 de torsion exterior dando como resultado el accionamiento de la aleta auxiliar 154 interior y la aleta auxiliar 156 exterior al unisono.

En la Figura 8, se muestra una vista esquematica del borde 118 de ataque del ala 116 de la Figura 6 que ilustra el despliegue adicional de la aleta auxiliar 154 interior independientemente de las aletas auxiliares 156 exteriores. Para el despliegue independiente de las aletas auxiliares 154 interiores, puede liberarse el freno 310 de desconexion del motor 304 electrico. El freno 354 exterior de la VCTU 302 puede aplicarse para impedir la rotacion de las aletas auxiliares 156 exteriores. El motor 406 central (Figura 11) de la PDU de borde 402 de ataque (Figura 11) se puede activar dando como resultado la rotacion del tubo 294 de torsion interior. La caja 320 de engranajes de suma de velocidad del motor 304 electrico puede configurarse de manera que la rotacion del tubo 294 de torsion interior hace que el motor 304 electrico se invierta a la vez que la aleta auxiliar 154 interior es accionado por el motor 406 central de la PDU de borde 402 de ataque.

En la Figura 9, se muestra una vista esquematica del borde 118 de ataque del ala 116 de la Figura 6 y que ilustra el despliegue adicional de las aletas auxiliares 156 exteriores independiente de la aleta auxiliar 154 interior. En una realizacion, el sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede configurarse de manera que el sistema de control 452 de borde ordena automaticamente al sistema 198 de accionamiento de dispositivo extender uno o mas dispositivos 146 de borde de ataque exteriores (por ejemplo, las aletas auxiliares 156 exteriores) tal como a partir de la posicion 182 sellada (Figura 4) a una posicion sellada desplegada adicionalmente, una posicion con una abertura parcial, o una posicion 184 abierta (Figura 5) antes de desplegar adicionalmente uno o mas dispositivos 144 de borde de ataque interior (por ejemplo, la aleta auxiliar 154 interior). Como se indico anteriormente, moviendo inicialmente solo los dispositivos 146 de borde de ataque, los requisitos de potencia total para desplegar adicionalmente los dispositivos 150 de borde de ataque se pueden reducir al igual que la demanda hidraulica en la PDU 402 de borde de ataque.

En la Figura 9, para el despliegue independiente de las aletas auxiliares 156 exteriores, se puede impedir que el motor 406 central de la PDU de borde 402 de ataque gire la aleta auxiliar 154 interior aplicando un freno 414 central el cual puede acoplarse al motor 406 central. El freno 354 exterior de la VCTU 302 puede liberarse. Adicionalmente, el freno 310 de desconexion del motor 304 electrico puede liberarse. El motor 304 electrico puede entonces activarse causando la rotacion del tubo 296 de torsion exterior y dando como resultado el despliegue de las aletas auxiliares 156 exteriores independientemente de la aleta auxiliar 154 interior. De esta manera, tras la deteccion por el ordenador 450 de control de vuelo de una condicion 570 de aleta auxiliar automatico, el sistema 452 de control de borde puede ordenar automaticamente al controlador 303 de motor de VCTU para activar el motor 304 electrico de una manera que hace que las aletas auxiliares 156 exteriores se extiendan adicionalmente.

En la Figura 9, despues de que las aletas auxiliares 156 exteriores se extienden adicionalmente, se puede aplicar el freno 354 exterior de la VCTU 302. Con el freno 310 de desconexion del motor 304 electrico de la VCTU liberado, el freno 414 central de la PDU de borde 402 de ataque puede liberarse y el motor 406 central de la PDU 402 de borde de ataque puede activarse haciendo que gire el tubo 294 de torsion interior. La rotacion del tubo 294 de torsion interior puede hacer que la aleta auxiliar 154 interior se extienda mas a la vez que las aletas auxiliares 156 exteriores estan estacionarios. El motor 304 electrico de la VCTU puede ser accionado al inverso a la vez que la aleta auxiliar 154 interior se despliega adicionalmente.

En la Figura 10, se muestra una vista esquematica de un sistema 198 de accionamiento de dispositivo que incorpora las VCTUs 302 entre los dispositivos 144 de borde de ataque interiores y los dispositivos 146 de borde de ataque exteriores en el borde 118 de ataque de cada ala 116 de la aeronave 100. Una disposicion similar de las VCTUs 302 puede implementarse con los dispositivos 240 de borde de salida. En la realizacion que se muestra, el sistema de accionamiento de dispositivo 198 puede incluir una PDU 402 de borde de ataque acoplada a los dispositivos 150 de borde de ataque en lados opuestos del fuselaje 102, y una PDU 404 borde de salida acoplada a los dispositivos 240 de borde de salida en lados opuestos del fuselaje 102. El sistema 198 de accionamiento de dispositivo puede controlarse a traves de electronica 422 de control de vuelo la cuales puede estar ubicadas de manera central en la aeronave 100 y/o puede colocarse adyacente a una o ambas PDUs 400. La electronica 422 de control de vuelo se puede configurar para generar senales de comando para activar los dispositivos 150 de borde de ataque y los dispositivos 240 de borde de salida. Las senales de comando pueden transmitirse a traves de una o mas lineas 424 de comando o transmitirse de manera inalambrica a la PDU 402 de borde de ataque, a la PDU 404 de borde de salida y al controlador 303 de motor de cada VCTU 302.

En la Figura 10, cada controlador 303 del motor puede controlar el motor 304 electrico de la VCTU, el freno 354 exterior, y/o el freno 310 de desconexion de la VCTU 302. La electronica 422 de control de vuelo puede transmitir senales de comando al motor el controlador 303 del motor del motor 304 electrico de la VCTU y el motor 406 central que provoca la actuacion (por ejemplo, el despliegue y la retraccion) de los dispositivos 144 de borde de ataque interiores y los dispositivos 146 de borde de ataque exteriores. Las electronicas 422 de control de vuelo pueden recibir senales de posicion de uno o mas sensores 312 de posicion (ver, por ejemplo, la Figura 13) que pueden estar incluidos

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con cada una de las VCTUs 302. Las senales de posicion pueden representar la posicion actual o el angulo de deflexion de cada uno de los dispositivos 144 de borde de ataque interiores.

En la Figura 10, el sistema 198 de accionamiento de dispositivo puede incluir ademas una fuente 426 de alimentacion central para alimentar el motor 304 electrico de la VCTU de cada una de las VCTU 302. La fuente 426 de alimentacion puede estar centralmente localizada tal como adyacente a las PDUs 400. En una realizacion, cada motor 304 electrico de la VCTU puede incluir el controlador 303 de motor mencionado anteriormente el cual puede ser alimentado por la fuente 426 de alimentacion central con un suministro sustancialmente continuo de potencia de voltaje relativamente bajo. Dicha potencia de bajo voltaje puede ser eliminada del controlador 303 de motor para ciertos tipos de fallas. Puede proporcionarse potencia de alto voltaje relativa a los motores 304 electricos de la VCTU a partir de la fuente 426 de alimentacion central a traves de una linea 428 de suministro electrico para hacer que el motor 304 electrico de la VCTU gire como en respuesta a una senal de comando transmitida a lo largo de una linea 424 de comando a partir de la electronica 422 de control de vuelo al controlador 303 del motor.

Como se muestra en la Figura 10, cada una de las VCTUs 302 puede incluir un motor 304 electrico de la VCTU y una caja 320 de engranajes de suma de velocidad. Se puede incluir un freno 354 exterior con cada VCTU 302 para impedir la rotacion del dispositivo 146 exterior como se indica anteriormente. La VCTU 302 puede incluir el freno 310 de desconexion mencionado anteriormente el cual puede acoplarse al motor 304 electrico de la VCTU y el cual puede ser aplicado por una o mas bobinas 318. Las bobinas 318 pueden recibir energia a partir de la fuente 426 de alimentacion central ubicada de manera centra a traves de una linea 428 de suministro electrico para activar el freno 310 de desconexion tal como en respuesta a una senal de comando recibida a partir de la electronica 422 de control de vuelo a traves de una linea 424 de comando. Se pueden incluir uno o mas reductores 316 en diferentes ubicaciones en los dispositivos 150 de borde de ataque y/o dispositivos 240 de borde de salida para indicar las posiciones de dichos dispositivos 150, 240 y los cuales pueden proporcionarse a la electronica 422 de control de vuelo.

La Figura 11 es una vista esquematica de una parte central del sistema de accionamiento de curvatura variable que muestra la PDU 402 de borde de ataque y la PDU 404 de borde de salida. Como se indico anteriormente, la PDU 402 de borde de ataque y la PDU 404 de borde de salida pueden acoplarse a los tubos 294 de torsion interiores en el borde 118 de ataque respectivo y el borde 120 de salida de cada ala 116. En una realizacion, cada una de las PDUs 400 puede incluir al menos un motor 406 central. Por ejemplo, en la Figura 12, cada una de las PDUs 400 puede incluir un motor 408 activo y un motor 410 de respaldo. Cada uno de los motores 406 centrales puede estar acoplado o puede incluir un freno 414 central configurado como un freno de desconexion para impedir la rotacion del motor 406 central y por lo tanto impedir el accionamiento del dispositivo 144 interior al cual esta acoplado el motor 406 central.

En la Figura 11, en una realizacion, el motor 408 activo y/o el motor 410 de respaldo pueden configurarse como un motor hidraulico o un actuador electrohidraulico el cual puede acoplarse a un sistema 418 hidraulico central a traves de una o mas lineas 420 hidraulicas. En una realizacion, el motor 408 activo y/o el motor 410 de respaldo pueden configurarse opcionalmente como un actuador electromecanico o un motor electrico para controlar el accionamiento de los dispositivos interiores. Los motores 406 centrales de la PDU 402 de borde de ataque pueden acoplarse a los tubos 294 de torsion interiores para accionar los dispositivos 144 de borde de ataque interiores. La PDU 404 de borde de salida puede acoplarse a los dispositivos interiores en el borde 120 de salida de manera similar a la PDU 402 de borde de ataque. Cada una de las PDUs 400 puede incluir una caja 412 de engranajes central y uno o mas frenos 414 centrales. Cada uno de los motores 406 centrales puede acoplarse al freno 414 central (por ejemplo, un freno de desconexion) el cual puede configurarse para impedir el movimiento de los dispositivos interiores cuando se aplican ambos frenos 414 centrales.

La Figura 12 es un diagrama esquematico de una realizacion de una VCTU 302 que ilustra la interconexion de la caja 320 de engranajes de suma de velocidad con el freno 354 exterior, el motor 304 electrico de la VCTU y el freno 310 de desconexion, y el sensor 312 de posicion. La disposicion de la VCTU 302 se describe a continuacion en el contexto de los dispositivos 144, 146 de borde de ataque interiores y exteriores, y puede implementarse de manera similar para los dispositivos 240 de borde de salida. La caja 320 de engranajes de suma de velocidad incluye un arbol 351 interior que puede estar acoplado a un dispositivo 144 de borde de ataque interior a traves de un tubo 294 de torsion interior, y un arbol 352 exterior que puede estar acoplado a un dispositivo 146 de borde de ataque exterior a traves de un tubo 296 de torsion exterior. El motor 304 electrico de la VCTU puede incluir un arbol 306 del motor que tiene un pinon 308 de motor que puede acoplarse a un engranaje 338 anular de la caja 320 de engranajes de suma de velocidad.

La caja 320 de engranajes de suma de velocidad puede configurarse de manera que si uno de los tres arboles (es decir, el arbol 351 interior, el arbol 352 exterior, el arbol 306 del motor) se mantiene estacionario y se impide su rotacion, el par de arboles restantes girara bajo la fuerza impulsora de uno de los arboles restantes del par. Por ejemplo, si se impide que el arbol 351 interior gire debido a la aplicacion del freno 414 central de la PDU, entonces la rotacion del arbol 306 del motor provocara la rotacion del arbol 352 exterior dando como resultado la actuacion del dispositivo 146 de borde de ataque exterior independiente del dispositivo 144 de borde de ataque interior. Si se impide que el arbol 306 del motor se gire debido a la aplicacion del freno 310 de desconexion, entonces la rotacion del arbol 351 interior causara la rotacion del arbol 352 exterior dando como resultado la actuacion de los dispositivos 144, 146 de borde de ataque interiores y exteriores al unisono entre si. Si se impide que el arbol 352 exterior gire debido a la

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aplicacion del freno 354 exterior, entonces la rotacion del arbol 351 interior por el motor 406 central hara que el motor 304 electrico de la VCTU se invierta a la vez que el dispositivo 144 de borde de ataque interior es accionado y el dispositivo 146 de borde de ataque exterior esta estacionario.

En la Figura 12, el arbol 351 interior puede estar acoplado de forma fija (por ejemplo, no giratoria) al dispositivo 144 interior a traves del tubo 294 de torsion interior. El arbol 352 exterior puede estar acoplado de forma fija (por ejemplo, no giratoria) al dispositivo 146 exterior a traves del tubo 296 de torsion exterior. El arbol 351 interior puede incluir un pinon 334 interior que puede acoplarse a un engranaje 332 interior de la caja 320 de engranajes de suma de velocidad. El engranaje 332 interior puede montarse o ser fijo (es decir, no giratorio) acoplado a un arbol 350 de engranaje planetario de un engranaje 346 planetario de la caja 320 de engranajes de suma de velocidad. El sensor 312 de posicion puede incluir un engranaje 314 de sensor de posicion que puede acoplarse al engranaje 332 interior para detectar una posicion del dispositivo 144 de borde de ataque interior y transmitir de una senal de posicion a la electronica 422 de control de vuelo. La caja 320 de engranajes de suma de velocidad puede incluir una pluralidad de engranajes 344 planetarios que pueden estar soportados en un portador 348. El portador 348 puede ser fijo (es decir, no giratorio) acoplado o montado en el arbol 352 exterior. Los engranajes 344 planetarios pueden rodear y pueden acoplarse al engranaje 346 planetario. La pluralidad de engranajes 344 planetarios puede estar circunscrita por un engranaje 338 anular. El pinon de 308 motor puede acoplarse a un lado 342 exterior del engranaje 338 anular.

La Figura 13 es una ilustracion en perspectiva de una realizacion de la VCTU 302 y muestra el tubo 294 de torsion interior acoplado al arbol 351 interior y el tubo 296 de torsion exterior acoplado al arbol 352 exterior de la caja 320 de engranajes de suma de velocidad suma. La VCTU 302 puede comprender una unidad integrada que incluye el motor 304 electrico de la VCTU y el freno 310 de desconexion asociado, el freno 354 exterior y el sensor 312 de posicion, todos los cuales pueden estar soportados o encerrados, al menos parcialmente, dentro de la carcasa 322 de la VCTU. La carcasa 322 de la VCTU puede incluir una o mas pestanas 324 de montaje para montar la VCTU 302 en la estructura del ala 116 de una aeronave 100.

La Figura 14 es una vista hacia adelante de la VCTU 302 que ilustra la carcasa 322 de VCTU. En una realizacion, la carcasa 322 de la VCTU puede estar hecha de una carcasa 326 interior en el lado interior de la VCTU 302, una carcasa 330 exterior en un lado exterior de la VCTU 302, y una carcasa 328 media intercalada entre la carcasa 326 interior y la carcasa 330 exterior. Aunque no se muestra, la carcasa 326 interior, la carcasa 328 media y la carcasa 330 exterior pueden estar acopladas mecanicamente en conjunto tal como con sujetadores mecanicos. La disposicion de tres piezas de la carcasa 322 de la VCTU puede facilitar el montaje y el desmontaje de la VCTU 302, tal como para mantenimiento e inspeccion. Aunque no se muestra, la carcasa 322 de la VCTU puede sellarse de los elementos mediante un sello que se extiende alrededor de un perimetro en la interfaz de la carcasa. La carcasa 322 de la VCTU puede configurarse para proporcionar una trayectoria de carga relativamente rigida para cargas operativas.

La Figura 15 es una vista en seccion de la VCTU 302 que muestra el pinon 334 interior y el engranaje 314 de sensor de posicion acoplados operativamente entre si por el engranaje 332 interior. En una realizacion, el engranaje 332 interior puede omitirse, y el arbol 351 interior se puede acoplar directamente al engranaje 346 planetario. En dicha disposicion, el engranaje 314 del sensor de posicion se puede acoplar a otro engranaje (no se muestra) que se puede montar o formar integralmente con el arbol 351 interior para permitir que el sensor 312 de posicion detecte la posicion del dispositivo 144 interior para transmitir una senal de posicion representativa a la electronica 422 de control de vuelo.

La Figura 16 es una vista en seccion de la VCTU 302 que muestra la caja 320 de engranajes de suma de velocidad 320 configurada como un sistema 336 de engranaje planetario. Como se indico anteriormente, la caja 320 de engranajes de suma de velocidad incluye un engranaje 346 planetario central que tiene dientes de engranaje y el cual esta rodeado por una pluralidad de engranajes 344 planetarios. Los engranajes 344 planetarios estan soportados sobre el portador 348 el cual puede estar montado de manera fija en el arbol 352 exterior. Los dientes de engranaje de los engranajes 344 planetarios estan acoplados a los dientes de engranaje en el lado 340 interior del engranaje 338 anular el cual circunscribe los engranajes 344 planetarios. El pinon 308 motor del motor 304 electrico de la VCTU esta acoplado al lado 342 exterior del engranaje 338 anular.

En la Figura 17, se muestra un diagrama de flujo que contiene una o mas operaciones que pueden incluirse en un metodo 600 de reduccion de la distancia 586 de parada (Figura 2) de una aeronave 100 durante un despegue o aterrizaje abortados. La etapa 602 del metodo puede incluir posicionar un dispositivo 150 de borde de ataque de un ala 116 de aeronave en una posicion inicial tal como una posicion 182 parcialmente extendida y sellada durante la preparacion para el despegue o el aterrizaje. En la posicion 182 parcialmente extendida o sellada, una porcion de las aletas auxiliares 152 (por ejemplo, el borde de salida de las aletas auxiliares) puede permanecer en contacto con la superficie 122 superior del ala. Sin embargo, en una realizacion, los dispositivos 150 de borde de ataque pueden mantenerse en una posicion retraida 158 (Figura 3) o una posicion abierta. El proceso de configurar la aeronave 100 en la configuracion 572 inicial (por ejemplo, la configuracion de despegue o la configuracion de aterrizaje) antes del despegue o aterrizaje tambien puede incluir mover los flaps 242 a una configuracion de flaps deseado tal como la configuracion 252 de flaps de despegue que se muestra en la Figura 4 o la configuracion de flaps de aterrizaje que se muestra en la Figura 5. Los deflectores 290 pueden mantenerse en la posicion 291 retraida como lo pueden hacer los dispositivos de borde de salida tales como los alerones 288 y los flaperones 286.

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La etapa 604 del metodo 600 de la Figura 17 puede incluir avanzar las palancas 534 de empuje delantero (Figura 5) a partir de una posicion 538 ralenti a una posicion 540 no ralenti tal como a una posicion de empuje de despegue (no se muestra) para despegar, y a una configuracion de empuje reducido la posicion 540 no ralenti para el aterrizaje. Para el despegue, los frenos de las ruedas pueden liberarse permitiendo que el empuje de las unidades 104 de propulsion acelere la aeronave 100 por la pista 580. El metodo puede incluir mover la aeronave 100 a una velocidad 562 de avance real durante la carrera de despegue o al aterrizar durante un aterrizaje. Como se indico anteriormente, se puede proporcionar continuamente una indicacion de la velocidad 562 de avance al ordenador 450 de control de vuelo durante la carrera de despegue.

La etapa 606 del metodo 600 de la Figura 17 puede incluir mover una o mas de las palancas 534 de empuje delantero del sistema 530 de control de empuje a partir de la posicion 540 no ralenti a la posicion 538 ralenti para iniciar un despegue abortado. El inicio del despegue abortado puede incluir desacoplar un acelerador automatico (no se muestra) que puede dar como resultado la activacion de un sistema de freno automatico (no se muestra) para aplicar automaticamente la fuerza maxima de frenado a las ruedas. Como se indico anteriormente, el piloto u otro miembro de la tripulacion de vuelo puede iniciar un despegue abortado ante la ocurrencia de un evento tal como una falla de motor, un neumatico reventado, la activacion de una bocina de advertencia de despegue, instrucciones del control de transito aereo u otros eventos que puedan ocurrir durante la carrera de despegue. La toma de contacto del tren 106 de aterrizaje principal durante un aterrizaje tambien puede activar el sistema de freno automatico para aplicar automaticamente la fuerza de frenado a las ruedas. Durante el aterrizaje, mover una o mas palancas de empuje hacia adelante a la posicion 538 ralenti despues de que el tren 106 de aterrizaje principal toma contacto tambien puede activar el sistema de freno automatico.

La etapa 608 del metodo 600 de la Figura 17 puede incluir desplegar los deflectores 290 que responden, al menos en parte, al movimiento de las palancas 534 de empuje delantero a partir de la posicion 540 no ralenti a la posicion 538 ralenti. En una realizacion, el metodo puede incluir ordenar automaticamente, usando el sistema 500 de control de freno de velocidad, el sistema 504 de actuacion del deflector para desplegar los deflectores 290 cuando la palanca 534 de empuje delantero se mueve a partir de la posicion 540 no ralenti a la posicion 538 ralenti. Los deflectores 290 pueden desplegarse en el angulo 293 de deflexion maximo para maximizar la resistencia aerodinamica y reducir la sustentacion aerodinamica de las alas 116. El despliegue automatico de los deflectores 290 puede incluirse como parte de una capacidad de frenado de velocidad automatico de la aeronave 100, y puede activarse cuando lo determina el ordenador 450 de control de vuelo de que la aeronave 100 esta en tierra y la velocidad 562 de avance excede la velocidad 564 de avance limite que puede programarse previamente en el ordenador 450 de control de vuelo.

Por ejemplo, una velocidad 564 de avance limite seleccionada (por ejemplo, 85 nudos) puede programarse previamente en el ordenador 450 de control de vuelo. Durante una carrera de despegue o durante un aterrizaje, el ordenador 450 de control de vuelo puede recibir una indicacion de la velocidad 562 de avance actual de la aeronave 100 para comparacion con la velocidad 564 de avance limite. Cuando el ordenador 450 de control de vuelo determina que la velocidad 562 de avance real 562 excede la velocidad 564 de avance limite y que la aeronave 100 esta en tierra durante una carrera de despegue o aterrizaje, el ordenador de control de vuelo puede enviar una senal al sistema 500 de control de freno de velocidad que hace que el sistema 500 de control de freno de velocidad ordene automaticamente al sistema de accionamiento de velocidad para desplegar los deflectores 290.

La etapa 610 del metodo 600 de la Figura 17 puede incluir ordenar automaticamente, usando el sistema 452 de control de borde, el sistema 198 de accionamiento del dispositivo para desplegar adicionalmente los dispositivos 150 de borde de ataque. Si la velocidad 562 de avance real de la aeronave 100 excede la velocidad 564 de avance limite, el metodo puede incluir ordenar automaticamente los dispositivos de borde de ataque a partir de una primera posicion a una segunda posicion en respuesta al despliegue de los deflectores 290. La primera posicion de los dispositivos 150 de borde de ataque puede ser una posicion 158 retraida, una posicion 182 sellada, o una posicion 184 parcialmente abierta o abierta. La segunda posicion de los dispositivos 150 de borde de ataque puede ser una posicion 182 sellada o una posicion 184 abierta. El sistema 300 de aleta auxiliar automatico puede configurarse para mover automaticamente los dispositivos 150 de borde de ataque a partir de cualquier posicion inicial (por ejemplo, estibada, sellada, abierta) a una posicion desplegada adicionalmente (por ejemplo, sellada, abierta) cuando los deflectores 290 se comandan manual o automaticamente a la posicion 292 desplegada. Los deflectores 290 tambien se pueden desplegar manualmente por el piloto que mueve manualmente la palanca 506 de freno de velocidad a la detencion UP (Figura 5).

Los deflectores 290 tambien se pueden comandar automaticamente a la posicion 292 desplegada en respuesta a las palancas 534 de empuje delantero que se mueven a la posicion 538 ralenti como parte de una capacidad de freno de velocidad de la aeronave 100 durante un despegue o aterrizaje abortados, y/o en respuesta a una indicacion 566 de aeronave en tierra durante un aterrizaje. En una realizacion, durante un despegue o aterrizaje abortados, el sistema 452 de control de borde puede ordenar automaticamente al sistema 198 de accionamiento de dispositivo extender adicionalmente un dispositivo 144 de borde de ataque interior y un dispositivo 146 de borde de ataque exterior independientes entre si. Por ejemplo, el metodo puede incluir mover un dispositivo 144 de borde de ataque interior independientemente de un dispositivo 146 de borde de ataque exterior. En algunos ejemplos, el metodo puede incluir extender el dispositivo 146 de borde de ataque exterior antes de extender el dispositivo 144 de borde de ataque interior

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operando la VCTU 302 junto con las PDUs 402 de borde de ataque. El accionamiento independiente de los dispositivos 144, 146 de borde de ataque interiores y exteriores puede reducir los requisitos de potencia de accionamiento y/o la demanda hidraulica de los sistemas 198 de accionamiento de dispositivo.

La etapa 612 del metodo 600 de la Figura 17 puede incluir desplegar un dispositivo 240 de borde de salida que responde, al menos en parte, al despliegue del deflector 290. En una realizacion, el metodo puede incluir un comando automatico, usando el sistema 452 de control de borde, el sistema 198 de accionamiento del dispositivo para desplegar uno o mas dispositivos 240 de borde de salida cuando se despliegan los deflectores 290. Por ejemplo, tras el despliegue de los deflectores 290 durante un despegue o aterrizaje abortados, el sistema 198 de accionamiento del dispositivo para los dispositivos 240 de borde de salida puede ordenar automaticamente los flaps 242 al angulo 256 de desviacion maximo el cual que puede corresponder a la configuracion de flaps de aterrizaje 254 que se muestra en la Figura 4. En una realizacion, los flaps 242 tambien pueden accionarse diferencialmente al angulo 256 de deflexion maximo utilizando las VCTUs 302 que funcionan junto con la PDU 404 del borde de salida de una manera similar al sistema descrito anteriormente para accionar independientemente los dispositivos 150 de borde de ataque. El despliegue de los deflectores 290 tambien puede iniciar la deflexion automatica de los alerones 288, los flaperones 286 y otros dispositivos 240 de borde de salida hasta el angulo 256 de desviacion maximo.

La etapa 614 del metodo 600 de la Figura 17 puede incluir la reduccion de la sustentacion aerodinamica de las alas 116 y/o el aumento de la resistencia aerodinamica en respuesta a extender adicionalmente los dispositivos 150 de borde de ataque y desplegar los deflectores 290 y los dispositivos 240 de borde de salida al angulo 256, 293 de deflexion maximo. Como se indico anteriormente, el despliegue adicional de los dispositivos 150 de borde de ataque puede alterar la curvatura del ala dando como resultado una reduccion en la sustentacion aerodinamica de las alas 116. Ademas, el despliegue adicional de los dispositivos 150 de borde de ataque puede aumentar la resistencia aerodinamica debido a un area frontal mas grande de los dispositivos 150 de borde de ataque, y debido al flujo de aire turbulento sobre los bordes de los dispositivos 150 de borde de ataque y a traves del espacio 180 (Figura 2).

La etapa 616 del metodo 600 de la Figura 17 puede incluir la reduccion de la distancia 586 de parada (Figura 2) de la aeronave 100 en respuesta a la reduccion de la sustentacion aerodinamica de las alas 116 y al aumento de la resistencia aerodinamica de la aeronave 100. La sustentacion generada por las alas 116 puede reducirse mediante los dispositivos 150 de borde de ataque desplegados adicionalmente que pueden alterar las caracteristicas de sustentacion en seccion de las alas, dando como resultado una transferencia de una parte del peso de la aeronave 100 a partir de las alas 116 al tren 106 de aterrizaje lo cual puede mejorar el rendimiento de frenado durante un despegue o aterrizaje abortados. Las modificaciones y mejoras adicionales de la presente descripcion pueden ser evidentes para los expertos en la tecnica. Por lo tanto, la combinacion particular de partes descrita e ilustrada aqui pretende representar solo ciertas realizaciones de la presente divulgacion y no pretende servir como limitaciones de realizaciones o dispositivos alternativos dentro del espiritu y alcance de la divulgacion.

De acuerdo con un aspecto de la presente divulgacion, se proporciona un sistema para reducir una distancia de parada de una aeronave, que comprende un sistema de control de borde configurado para controlar un dispositivo de borde de ataque montado en un ala de una aeronave; el sistema de control de borde configurado para ordenar automaticamente la extension del dispositivo de borde de ataque de una primera posicion a una segunda posicion en respuesta al despliegue de un deflector si la velocidad de avance de la aeronave es mayor que una velocidad de avance limite.

El sistema divulgado en donde la primera posicion es una posicion retraida, una posicion sellada, o una posicion abierta, y en donde la segunda posicion es una posicion sellada o una posicion abierta.

El sistema divulgado comprende ademas un sistema de control de empuje operable para seleccionar un ajuste de empuje ralenti y un ajuste de empuje no ralenti; y un sistema de control del freno de velocidad configurado para ordenar automaticamente el despliegue del deflector sensible, al menos en parte, a la seleccion del ajuste de empuje ralenti.

El sistema divulgado en donde el sistema de control de empuje incluye una palanca de empuje que se puede posicionar en al menos una posicion de ralenti correspondiente al ajuste de empuje ralenti y una posicion de no ralenti correspondiente a un ajuste de empuje diferente al ajuste de empuje ralenti; y en donde el sistema de control de freno de velocidad esta configurado para ordenar automaticamente que el despliegue del aleron responda, al menos en parte, al movimiento de la palanca de empuje a partir de la posicion de no ralenti a la posicion de ralenti.

El sistema descrito en donde el sistema de control de borde esta configurado ademas para ordenar automaticamente la implementacion de un dispositivo de borde de salida que responde, al menos en parte, al despliegue del deflector junto con el despliegue del dispositivo de borde de ataque.

El sistema divulgado comprende ademas un sistema de accionamiento acoplado de forma comunicativa al sistema de control de borde y configurado para accionar el dispositivo de borde de ataque y/o el dispositivo de borde de salida; y el sistema de actuacion del dispositivo esta configurado para desplegar el dispositivo de borde de salida a un angulo

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de deflexion maximo que responde, al menos en parte, al despliegue del deflector junto con el despliegue del dispositivo de borde de ataque.

El sistema divulgado en donde el dispositivo de borde de salida comprende al menos uno de un flap, un aleron y un flaperon.

El sistema divulgado comprende ademas un sistema de accionamiento de dispositivo acoplado de forma comunicativa al sistema de control de borde; en donde el dispositivo de borde de ataque es uno de una pluralidad de dispositivos de borde de ataque acoplados al ala, la pluralidad de dispositivos de borde de ataque que incluyen un dispositivo de borde de ataque interior y un dispositivo de borde de ataque exterior; y el sistema de accionamiento del dispositivo esta configurado para accionar el dispositivo de borde de ataque interior independientemente del dispositivo de borde de ataque exterior.

El sistema divulgado en donde el sistema de control de borde esta configurado para ordenar automaticamente al sistema de accionamiento del dispositivo que extienda el dispositivo de borde de ataque exterior antes de extender el dispositivo de borde de ataque interior.

El sistema divulgado en donde el sistema de actuacion del dispositivo incluye una unidad de ajuste de curvatura variable (VCTU) ubicada entre el dispositivo de borde de ataque interior y el dispositivo de borde de ataque exterior; y la VCTU acciona el dispositivo de borde de ataque exterior independiente del dispositivo de borde de ataque interior.

El sistema descrito en donde la VCTU incluye una caja de engranajes de suma de velocidad que incluye un arbol interior acoplado al dispositivo de borde de ataque interior y un arbol exterior acoplado al dispositivo de borde de ataque exterior; un motor electrico de la VCTU conectado a la caja de engranajes de suma de velocidad; y en donde el motor electrico de la VCTU opera selectivamente junto con la caja de engranajes de suma de velocidad para girar el arbol exterior independientemente del arbol interior de manera que hace que el dispositivo de borde de ataque exterior sea accionado independientemente del dispositivo de borde de ataque interior.

De acuerdo con un aspecto adicional de la presente divulgacion, se proporciona un sistema de aleta auxiliar automatico para reducir una distancia de parada de una aeronave, que comprende un sistema de control de borde que incluye un sistema de actuacion de dispositivo configurado para posicionar un dispositivo de borde de ataque montado en un ala de una aeronave; un sistema de control de empuje que incluye una palanca de empuje delantero que se puede colocar en una posicion de ralenti y una posicion de no ralenti; un sistema de control de freno de velocidad que ordena automaticamente a un sistema de actuacion del deflector desplegar un deflector cuando la palanca de empuje delantero se mueve de la posicion de no ralenti a la posicion de ralenti y la aeronave esta en tierra y se mueve en exceso de una velocidad de avance limite; y el sistema de control de borde ordena automaticamente al sistema de accionamiento del dispositivo que extienda el dispositivo de borde de ataque cuando el deflector se despliega automaticamente por el sistema de accionamiento del deflector en respuesta a que la palanca de empuje delantero se mueva a la posicion de ralenti.

De acuerdo con otro aspecto de la presente divulgacion, se proporciona un metodo para reducir una distancia de parada de una aeronave, que comprende desplegar un deflector montado en un ala de una aeronave; y si una velocidad de avance de la aeronave excede una velocidad de avance limite, comandando automaticamente un dispositivo de borde de ataque en el ala de la aeronave a partir de una primera posicion a una segunda posicion en respuesta al despliegue del deflector.

El metodo divulgado en donde la primera posicion es una posicion retraida, una posicion sellada, o una posicion abierta y la segunda posicion es una posicion sellada o una posicion abierta.

El metodo divulgado en donde la etapa de desplegar el deflector incluye mover una palanca de empuje a partir de una posicion de no ralenti a una posicion de ralenti; y desplegar el deflector en respuesta, al menos en parte, para mover la palanca de empuje de la posicion de no ralenti a la posicion de ralenti.

El metodo descrito comprende ademas desplegar un dispositivo de borde de salida que responde, al menos en parte, al despliegue del deflector.

El metodo divulgado en donde la etapa de desplegar el dispositivo de borde de salida incluye desplegar el dispositivo de borde de salida a un angulo de deflexion maximo.

El metodo divulgado en donde el dispositivo de borde de salida comprende al menos uno de un flap, un aleron y un flaperon.

El metodo descrito comprende ademas mover un dispositivo de borde de ataque interior independientemente de un dispositivo de borde de ataque exterior.

El metodo descrito comprende ademas extender el dispositivo de borde de ataque exterior antes de extender el dispositivo de borde de ataque interior.

Claims

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REIVINDICACIONES

1. Un sistema para reducir una distancia de parada de una aeronave (100), caracterizado porque el sistema comprende un sistema (452) de control de borde configurado para controlar un dispositivo (150) de borde de ataque montado en un ala (116) de una aeronave, el sistema de control de borde configurado de modo que si una velocidad (562) de avance de la aeronave es mayor que una velocidad (564) de avance limite, el sistema de control de borde ordenara automaticamente la extension del dispositivo de borde de ataque a partir de una primera posicion a una segunda posicion en respuesta al despliegue de un deflector (290).
2. El sistema de la reivindicacion 1, en donde:

la primera posicion es una posicion retraida, una posicion sellada, o una posicion abierta, y en donde la segunda posicion es una posicion sellada o una posicion abierta.
3. El sistema de cualquier reivindicacion precedente, que ademas comprende:

un sistema de control de empuje operable para seleccionar una configuracion de empuje ralenti y una configuracion de empuje no ralenti; y

un sistema de control de freno de velocidad configurado para ordenar automaticamente el despliegue del deflector sensible, al menos en parte, a la seleccion de la configuracion de empuje ralenti.
4. El sistema de la reivindicacion 3, en donde:

el sistema de control de empuje incluye una palanca de empuje que se puede posicionar en al menos una posicion de ralenti correspondiente al ajuste de empuje ralenti y una posicion de no ralenti correspondiente a un ajuste de empuje diferente al ajuste de empuje ralenti; y

en donde el sistema de control del freno de velocidad esta configurado para ordenar automaticamente que el despliegue del aleron responda, al menos en parte, al movimiento de la palanca de empuje a partir de la posicion de no ralenti a la posicion de ralenti.
5. El sistema de cualquier reivindicacion precedente, en donde:

el sistema de control de borde esta configurado ademas para ordenar automaticamente el despliegue de un dispositivo de borde de salida sensible, al menos en parte, al despliegue del deflector junto con el despliegue del dispositivo de borde de ataque.
6. El sistema de la reivindicacion 5, que comprende ademas:

un sistema de accionamiento de dispositivo acoplado de forma comunicativa al sistema de control de borde y configurado para accionar el dispositivo de borde de ataque y/o el dispositivo de borde de salida; y

el sistema de accionamiento del dispositivo esta configurado para desplegar el dispositivo de borde de salida a un angulo de deflexion maximo que responde, al menos en parte, al despliegue del deflector junto con el despliegue del dispositivo de borde de ataque.
7. El sistema de la reivindicacion 5 o de la reivindicacion 6, en donde:

el dispositivo de borde de salida comprende al menos uno de un flap, un aleron y un flaperon.
8. El sistema de cualquier reivindicacion precedente, que comprende ademas:

un sistema de accionamiento de dispositivo acoplado de forma comunicativa al sistema de control de borde;

en donde el dispositivo de borde de ataque es uno de una pluralidad de dispositivos de borde de ataque acoplados al ala, la pluralidad de dispositivos de borde de ataque que incluyen un dispositivo de borde de ataque interior y un dispositivo de borde de ataque exterior; y

el sistema de accionamiento del dispositivo esta configurado para accionar el dispositivo de borde de ataque interior independientemente del dispositivo de borde de ataque exterior.

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9. El sistema de la reivindicacion 8, en donde:

el sistema de control de borde esta configurado para ordenar automaticamente al sistema de accionamiento del dispositivo que extienda el dispositivo de borde de ataque exterior antes de extender el dispositivo de borde de ataque interior.
10. El sistema de la reivindicacion 8, en donde:

el sistema de accionamiento del dispositivo incluye una unidad de ajuste de curvatura variable (VCTU) situada entre el dispositivo de borde de ataque interior y el dispositivo de borde de ataque exterior; y

la VCTU acciona el dispositivo de borde de ataque exterior independiente del dispositivo de borde de ataque interior.
11. El sistema de la reivindicacion 10, en donde la VCTU incluye:

una caja de engranajes de suma de velocidad que incluye un arbol interior acoplado al dispositivo de borde de ataque interior y un arbol exterior acoplado al dispositivo de borde de ataque exterior;

un motor electrico de la VCTU conectado a la caja de engranajes de suma de velocidad; y

en donde el motor electrico de la VCTU opera selectivamente junto con la caja de engranajes de suma de velocidad para girar el arbol exterior independientemente del arbol interior de manera que hace que el dispositivo de borde de ataque exterior sea accionado independientemente del dispositivo de borde de ataque interior.
12. Un metodo para reducir la distancia de parada de una aeronave, que comprende: desplegar un deflector montado en un ala de una aeronave;

en donde el metodo se caracteriza por comprender adicionalmente:

si la velocidad de avance de la aeronave excede una velocidad de avance limite, automaticamente comanda un dispositivo de borde de ataque en el ala de la aeronave a partir de una primera posicion a una segunda posicion en respuesta al despliegue del deflector.
13. El metodo de la Reivindicacion 12, en donde la primera posicion es una posicion retraida, una posicion sellada, o una posicion abierta y la segunda posicion es una posicion sellada o una posicion abierta.
14. El metodo de la reivindicacion 12 o la reivindicacion 13, en donde la etapa de desplegar el deflector incluye:

mover una palanca de empuje a partir de una posicion de no ralenti a una posicion de ralenti; y

desplegar el deflector en respuesta, al menos en parte, para mover la palanca de empuje de la posicion de no ralenti a la posicion de ralenti.
15. El metodo de las reivindicaciones 12-14, que ademas comprende:

desplegar un dispositivo de borde de salida sensible, al menos en parte, al despliegue del deflector.