WO2010070182A2 - Superficie estabilizadora horizontal de aeronave - Google Patents

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft stabilizing surface, in particular to the configuration of a horizontal aircraft stabilizing surface.
  • the arrow of the supporting surfaces of the aircraft, or inclination of said supporting surfaces in the direction of the flight, is a design characteristic of the aircraft that fly at speeds close to those of sound and is motivated by aerodynamic considerations.
  • the aerodynamic advantage of the arrow resides in that the adverse compressibility effects, produced by the overspeed of the current on the aerodynamic profile, which grow with the relative thickness of said profile, are related to the component essentially perpendicular to the 25% line of the rope of the supporting surface of the incident air stream on the aircraft. Therefore, for a given flight speed, a bearing surface with a given arrow angle will be subject to compressible effects equivalent to those of a bearing surface without an arrow but with an aerodynamic profile of relative thickness equal to the cosine of the arrow angle.
  • a greater relative thickness of the profile results in a smaller structural weight of the supporting surface as the stresses on the coatings produced by the loads decrease aerodynamics
  • bearing surfaces with large relative thicknesses of aerodynamic profiles promote adverse effects of air compressibility, which may manifest as shock waves on the supporting surface, with an associated increase in aerodynamic resistance and other adverse phenomena for flight. Therefore, the arrow of the supporting surfaces serves to reach a design compromise between their structural weight and the acceptable behavior in flight at speeds close to those of sound.
  • the first aircraft built for high-speed flight with a significant arrow angle was the Junkers 287 in 1945.
  • the arrow angle of the wings is negative, that is, the tips of the wings. wings are advanced in the direction of the flight with respect to the engagement, or union of the wings with the fuselage.
  • the vast majority of high-speed airplanes have been built with positive arrow wings.
  • negative arrow wings have associated structural behavior complications that have limited their use in aircraft design and can be summarized as follows: Aeroelastic deformation tends to increase structural loads and by both the weight of the supporting surface, specifically the wing; likewise, the increase in the wing lift gradient results in a greater dynamic response of the aircraft to turbulence and vertical gusts and therefore in lower passenger comfort.
  • Aeroelastic deformation tends to increase structural loads and by both the weight of the supporting surface, specifically the wing; likewise, the increase in the wing lift gradient results in a greater dynamic response of the aircraft to turbulence and vertical gusts and therefore in lower passenger comfort.
  • this greater aerodynamic response to disturbances makes the stabilizing surface more efficient in its function of restoring the aircraft's attitude in the event that it encounters during the turbulence flight or Vertical bursts and therefore is a desirable effect, unlike in the case of wings.
  • the geometry of the negative arrow wing complicates the integration of the landing gear into a commercial low-wing aircraft because the rear beam forms an angle greater
  • the present invention relates to the field of aircraft stabilizer surfaces, in particular developing a horizontal stabilizer configuration characterized by having a negative arrow angle, thus being the marginal edges of said stabilizer advanced with respect to the insertion of said stabilizer in the fuselage of the aircraft in the direction of the flight, opposite to the known configuration.
  • the structural configuration of the vertical stabilizer and the fuselage frames of the aircraft will be such that they allow the connection of the horizontal stabilizer of the invention to the back of said fuselage without the structural opening of the fuselage being necessary in an area very affected by the structural loads introduced by the horizontal and vertical stabilizers, and which is characteristic of the known configuration and used in the Large modern commercial aircraft.
  • the structural connection of the horizontal stabilizer to the fuselage of the aircraft is made between points of the front beam of the horizontal stabilizer and a frame of the fuselage, so that a structural opening in the affected fuselage linings is not necessary by the introduction of vertical and horizontal stabilizer load.
  • the aerodynamic center of the horizontal stabilizer according to the present invention is located in a position equivalent to the position that it would have in a horizontal stabilizer of known conventional configuration.
  • the aerodynamic center being in the same position as in conventional configurations, the behavior as a stabilizer improves, thanks to the favorable effects of the negative arrow angle, with which, for the same overall behavior, the size of the stabilizer can be reduced and, therefore, have less weight, cost and resistance.
  • the configuration of the horizontal stabilizer of the invention has the main advantage with respect to the known classical configuration that eliminates the structural opening of the fuselage in an area very requested by the loads introduced by the vertical and horizontal stabilizers.
  • the horizontal stabilizer configuration of the invention allows, for the same efficiency as a stabilizing surface, to reduce the area of said surface because the deformation of the structure under aerodynamic load produces an increase in the local angles of attack with a consequent increase in the sustaining force.
  • this effect produces greater internal loads in the structure for a fixed alar surface and determined by the weight of the aircraft and, therefore, is considered negative since it carries wings of more weight.
  • the present configuration allows, in the case that it is desirable, to have a negative dihedral angle on the stabilizing surface, that is, to make the tips of the stabilizing surface located below the socket.
  • Aircraft are designed in such a way that, in the case of take-offs or landings with high rocking angles or high lateral inclination of the aircraft, the stabilizing surfaces do not touch the ground. Due to stability and control considerations, each aircraft will have an optimum dihedral angle, positive (above the insert) or negative (below the insert). In the case that the optimum dihedral angle is negative, the conventional configurations of horizontal stabilizing surfaces, with a positive arrow, present the geometric limitation of the angle to be kept at takeoff. Thus, due to the positive arrow of the conventional configurations of the horizontal stabilizing surfaces, if they have a negative dihedral, it is possible that there is contact with the ground in the possible attitudes of the plane near the ground.
  • Figure 1 shows a schematic perspective view of the rear fuselage and of the stabilizers and rudders of a modern commercial aircraft, where the arrangement of the actuators and the hinge fittings for a horizontal stabilizer with positive arrow are shown schematically, according to the state of the known technique.
  • Figure 2 represents a schematic sectional view through the plane of symmetry of the aircraft of the rear fuselage and of the stabilizers and rudders of a modern commercial aircraft, where the arrangement of the actuators, the hinge fittings and the structural opening are schematically shown.
  • Figure 3 shows a detailed sectional view through a horizontal plane of the rear fuselage of a modern commercial aircraft, where, in the upper part of the figure, a horizontal stabilizer with positive arrow is shown as well as the fuselage connection hardware according to the state of the known technique, showing in the lower part a horizontal stabilizer with negative arrow according to the present invention, including the structural connection hardware to the fuselage as well as the arrangement of the control surfaces or elevators.
  • Figure 4 represents a schematic perspective view of the rear fuselage and of the stabilizers and rudders of a modern commercial aircraft, where the arrangement of the actuators and actuators are shown schematically.
  • hinge hardware for a horizontal stabilizer with negative arrow according to the present invention is shown schematically.
  • Figure 5 represents a schematic sectional view through the plane of symmetry of the aircraft of the rear fuselage and of the stabilizers and rudders of a modern commercial aircraft, where the arrangement of the actuators, the hinge fittings and the structural opening are schematically shown. in the fuselage for a horizontal stabilizer with negative arrow according to the present invention.
  • the present invention relates to a horizontal stabilizer with a negative arrow located in the rear part of an aircraft in which the position of its aerodynamic center is equal to the position of the aerodynamic center of a horizontal stabilizer of equivalent conventional configuration.
  • the horizontal negative arrow stabilizer of the invention avoids the need to have to perform a structural opening in the rear part of the fuselage affected by the loads of the vertical stabilizer, all this also allowing to take advantage of the aerodynamic advantages associated with the arrow bearing surfaces negative.
  • the characteristics of the horizontal stabilizer of the present invention will be better understood when describing a preferred embodiment of a stabilizing surface with a negative arrow of a modern commercial aircraft, as represented in Figures 3 (lower), 4 and 5.
  • the invention relates to a horizontal stabilizing surface 8 with negative arrow, such that the arrow angle 40 that forms the projection of the reference line of 25% points of the local chord 19 of the horizontal stabilizing surface 8 on a perpendicular plane to the plane of symmetry 21 of the aircraft and containing the direction of flight of said aircraft, with respect to the plane of symmetry 21, is less than 90 degrees (see Figure 3, lower), said angle 40 being measured in the direction Of flight.
  • the angle of dihedral of the horizontal stabilizing surface 8 of the invention can be negative, such that the end of said surface 8 is located below the insert of said surface 8 with the fuselage 1 of the aircraft.
  • the dihedral angle is the one that forms the 25% line of the rope 19 of the horizontal stabilizing surface 8 with respect to the projection of said line in the plane of symmetry 21 of the aircraft, this plane being also parallel to the direction of flight of said aircraft.
  • the dihedral angle of the horizontal stabilizing surface 8 can also be positive, then the end of said surface 8 being located above the socket of said surface 8 with the fuselage 1 of the aircraft.
  • the structural connection of the horizontal stabilizing surface 8 to the fuselage 1 of the aircraft is made through a frame 13 of said fuselage 1, so that it does not require the realization of a structural opening 7 typical of the configuration conventional shown in Figures 1, 2 and 3 (top), where the connection is made through fittings 6 connected to a frame 4 so that the loads introduced in the fuselage 1 by the vertical stabilizer 2 and by the horizontal stabilizer itself 3 in the section of the fuselage 1 affected by the structural opening 7 require the introduction of specific reinforcements in said fuselage 1.
  • the structural connection between the horizontal stabilizing surface 8 and the fuselage 1 of the aircraft of the invention comprises at least one additional connection 14 that provides structural stability to the surface 8 and that may correspond to an actuation mechanism 14 that allows the trimming or rotation of the stabilizing surface 8 around an axis perpendicular to the plane of symmetry 21 of the aircraft, so that the section of the fuselage 1 that receives and transmits the loads of the vertical stabilizer 2 does not have an opening to allow the installation of The horizontal stabilizing surface 8.
  • the horizontal stabilizing surface 8 of the present invention is "trimable", that is, it can be rotated up or down, an angle typically less than 30 degrees, in each direction around an axis perpendicular to the plane of symmetry of the plane 21 and that goes through the points of structural anchorage 10 to a frame 13 of the fuselage 1.
  • the rotation of said stabilizing surface 8 is carried out by means of the actuation of a mechanical device 14 which can be of the screw type or of any other type used to produce the movement of the stabilizing and control surfaces of aircraft.
  • the rear part of the fuselage 15 only supports aerodynamic and inertial loads and not loads introduced by horizontal stabilizers 8 and vertical 2, so it does not require specific reinforcements in the structural opening 22 necessary for the passage of the structure center 16 of the horizontal stabilizer 8.
  • the leading edge of the horizontal stabilizer 8 comprises a local extension 9 in the direction of flight of the aircraft, in the area adjacent to the fuselage 1.
  • the local extension 9 preferably has an essentially triangular shape, being designed to compensate for the loss of air flow velocity in the boundary layer of the fuselage 1 so as to prevent the formation of horseshoe whirlpools around the socket of said stabilizing surface 8 with said fuselage 1 at small angles of attack of said stabilizing surface horizontal 8.
  • the extension 9 of the leading edge of the horizontal stabilizing surface 8 in the area adjacent to the fuselage 1 of the aircraft is designed such that the radius of curvature of the leading edge of said extension 9 is smaller than in the rest of the leading edge of horizontal stabilizer 8 to cause a controlled separation of aerodynamic flow aa
  • the closest portion of the exit edge of the horizontal stabilizer 8 to the plane of symmetry 21 of the plane is essentially perpendicular to said plane.
  • At least a portion of the trailing edge of the horizontal stabilizer 8 in the part closest to the plane of symmetry 21 of the plane has an arrow angle much smaller than in the outer portion of the trailing edge so that the horizontal stabilizer 8 comprises in its inner zone at least one control surface called inner elevator 11, the leading edge of said inner elevator 11 being essentially perpendicular to the plane of symmetry 21.
  • the horizontal stabilizer 8 comprises at least one control surface called outer elevator 12 that occupies the portion furthest from the plane of symmetry 21 of the plane, in the outer area of the trailing edge of said surface 8.

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Abstract

Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave en la que el ángulo de flecha (40) de dicha superficie (8), siendo este ángulo (40) el que forma la proyección de la línea de referencia de puntos al 25% de la cuerda local (19) de la superficie estabilizadora horizontal (8) sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21) de la aeronave, conteniendo además este plano a la dirección de vuelo de la citada aeronave, con respecto al plano de simetría (21) de la aeronave, es menor de 90 grados, estando medido dicho ángulo (40) en la dirección de vuelo de la aeronave. Además, la conexión estructural de la citada superficie estabilizadora horizontal (8) al fuselaje (1 ) de la aeronave se realiza a través de una cuaderna (13) de dicho fuselaje (1).

Description

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

Claims

REIVINDICACIONES
1. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave caracterizada porque el ángulo de flecha (40) de dicha superficie (8), siendo dicho ángulo (40) el que forma Ia proyección de Ia línea de referencia de puntos al 25% de Ia cuerda local (19) de Ia superficie estabilizadora horizontal (8) sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21 ) de Ia aeronave, conteniendo además este plano a Ia dirección de vuelo de Ia citada aeronave, con respecto al plano de simetría (21 ) de Ia aeronave, es menor de 90 grados, estando medido dicho ángulo (40) en Ia dirección de vuelo de Ia aeronave.
2. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según Ia reivindicación 1 caracterizada porque Ia conexión estructural de Ia citada superficie estabilizadora horizontal (8) al fuselaje (1 ) de Ia aeronave se realiza a través de una cuaderna (13) de dicho fuselaje (1 ).
3. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según Ia reivindicación 2 caracterizada porque Ia conexión estructural entre Ia superficie estabilizadora horizontal (8) y el fuselaje (1 ) de Ia aeronave comprende al menos una conexión adicional (14) fijada a Ia estructura central (16) de Ia superficie (8), que proporciona estabilidad estructural a Ia citada superficie (8).
4. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según Ia reivindicación 3 caracterizada porque Ia conexión adicional (14) es tal que permite el trimado o giro de Ia citada superficie estabilizadora (8) alrededor de un eje perpendicular al plano de simetría (21 ) de Ia aeronave.
5. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según Ia reivindicación 4 caracterizada porque el trimado o giro de Ia citada superficie estabilizadora (8) es menor de 30° en cada dirección de giro.
6. Superficie estábil izadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque Ia posición del centro aerodinámico de Ia citada superficie estábil izadora (8) está situado en un lugar equivalente al de su posición en un estabilizador horizontal de configuración convencional, para una misma aeronave y un mismo valor absoluto del ángulo de flecha de Ia línea de 25% de Ia cuerda local (19) de Ia superficie (8).
7. Superficie estábil izadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque Ia configuración de Ia citada superficie (8) es tal que tiene un ángulo de diedro negativo, de tal modo que el extremo de dicha superficie (8) está situado por debajo del encastre de dicha superficie (8) con el fuselaje (1 ), siendo el ángulo diedro el que forma Ia línea del 25% de Ia cuerda (19) de Ia superficie estábil izadora horizontal (8) con respecto a Ia proyección de dicha línea sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21 ) de Ia aeronave
8. Superficie estábil izadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -6 caracterizada porque Ia configuración de Ia citada superficie (8) es tal que tiene un ángulo de diedro positivo, de tal modo que el extremo de dicha superficie (8) está situado por encima del encastre de dicha superficie (8) con el fuselaje (1 ), siendo el ángulo diedro el que forma Ia línea del 25% de Ia cuerda (19) de Ia superficie estabilizadora horizontal (8) con respecto a Ia proyección de dicha línea sobre un plano perpendicular al plano de simetría (21 ) de Ia aeronave.
9. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el borde de ataque de Ia citada superficie estabilizadora horizontal (8) comprende una extensión local (9) en Ia dirección de vuelo de Ia aeronave, en Ia zona adyacente al fuselaje (1 ) de Ia misma, para compensar Ia pérdida de velocidad del flujo de aire en Ia capa límite del fuselaje (1 ) de manera que se evite Ia formación de torbellinos de herradura alrededor del encastre de Ia dicha superficie estábil izadora (8) con dicho fuselaje (1 ), a pequeños ángulos de ataque de Ia citada superficie estábil izadora horizontal (8).
10. Superficie estábil izadora horizontal (8) de una aeronave según Ia reivindicación 9 caracterizada porque Ia extensión local (9) del borde de ataque de Ia citada superficie estabilizadora horizontal (8) tiene una forma esencialmente triangular.
11. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque Ia porción más cercana del borde de salida de Ia citada superficie (8) al plano de simetría (21 ) de Ia aeronave es esencialmente perpendicular a dicho plano de simetría (21 ).
12. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque comprende además en su zona más cercana al plano de simetría (21 ) de Ia aeronave al menos una superficie de control denominada elevador interior (11 ), siendo el borde de salida de dicho elevador interior (11 ) esencialmente perpendicular al plano de simetría (21 ) de Ia aeronave.
13. Superficie estabilizadora horizontal (8) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque comprende además al menos una superficie de control denominada elevador exterior (12) situada en Ia porción más alejada del plano de simetría (21 ) de Ia aeronave, en Ia zona exterior del borde de salida de dicha superficie (8).
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