WO2010103157A1 - Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave - Google Patents

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Airbus Operations SL
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention is conceived for the aeronautical industry, in the field of aircraft design and construction, being applicable in the horizontal stabilizers of aircraft.
  • the technical problem posed by the invention is to provide a system that allows reducing the size of the horizontal stabilizer ("HTP", “Horizontal Tail Pla ⁇ e”), to reduce the weight and aerodynamic drag of the aircraft and thereby reducing its operating cost .
  • HTP horizontal stabilizer
  • Horizontal Tail Pla ⁇ e horizontal stabilizer
  • the system of the invention is directed to aircraft that incorporate a "trimming system" in the HTP.
  • the trimming system provides a tilt movement of the entire plane of the HTP a certain angle ("draft angle") with respect to the aircraft, producing a variation of the angle of attack of the HTP.
  • HTPs that incorporate a trim system are called “mobile HTP” ("Adjustable HTP”).
  • the function of the trimming system is to balance the aircraft “longitudinally” automatically, that is, without the need for pilot intervention. By “longitudinal” is understood with respect to the movement of rotation of pitch of the aircraft.
  • the mobile HTP automatically tilts until it provides the necessary lift for the new balance and with the rudder deep in its collected position.
  • the size of the HTP is fundamentally conditioned for compromise between longitudinal stability (static and dynamic) and the controllability of the aircraft.
  • the stability of an aircraft is defined as the ability of the aircraft so that in the event of a small disturbance of the aerodynamic speed and / or the angle of attack of the aircraft in the balance, the aircraft automatically recovers, that is, without the intervention of the pilot, said balance and be able to stay in that balance.
  • the longitudinal stability is the stability with respect to the longitudinal balance, that is to say with respect to the movement of rotation of pitch of the aircraft.
  • HTP volume coefficient a dimensionless parameter that characterizes the size of the HTP.
  • controllability of an aircraft is defined as the ability of the aircraft to provide the necessary forces and moments to perform any required maneuver.
  • longitudinal controllability is the ability to provide adequate lift to produce the necessary pitching moment.
  • the longitudinal controllability of the aircraft is given by the aerodynamic characteristics of the HTP, through the coefficient of support of the HTP depending on the angle of attack of the latter, which in general is different from the angle of attack of the aircraft since the presence of the wing and of its hyper-sustaining devices modify the value of the angle of attack of the HTP by a substantial amount known as "wake deflection".
  • the coefficient of HTP support has a maximum and a minimum, with angles of attack of the maximum (positive sign) and minimum (negative sign) HTP respectively; these maximum and minimum values are called loss values, the values at which the aerodynamic loss takes place substantially.
  • the aerodynamic surface of the HTP is determined to meet the criteria of longitudinal stability, depending on the type of aircraft it is usually necessary to increase the aerodynamic surface of the HTP with respect to the minimum size referred to ensure compliance with the longitudinal controllability criteria, in these cases It is said that the design of the aircraft is limited by controllability.
  • the increase in the aerodynamic surface allows the necessary lift coefficient not to exceed the loss values for the maneuvers required in these cases.
  • the technical problem addressed by the present invention is focused on reducing the size of a mobile HTP to reduce the weight of the aircraft in designs limited by longitudinal controllability, that is, with a minimum HTP size set by longitudinal stability criteria .
  • the invention provides for this a system of increasing the controllability of the aircraft that provides an increase in the lift coefficient of the HTP, allowing the reduction of the size of the HTP and the total weight of the aircraft and therefore reducing the operating cost of the aircraft.
  • hypersustainer devices are well known in the state of the art, their use in the wings being conventional.
  • Hyper-sustaining devices of different types are known, which are used alone or in combination; in general, or modify the outer shape of the profile (mobile hypersupply devices), or are devices that control the boundary layer (vacuum cleaners or boilers of the boundary layer) in order to delay their separation and, therefore, aerodynamic loss.
  • Mobile hyper-sustaining devices are devices that move with respect to the wing (deflection movement of the hyper-sustaining device), and are based on providing a lengthening of the profile rope or a variation of its curvature, being operated by the pilot, usually in maneuvers in which the aircraft requires more lift, as in the landing or takeoff phases.
  • HTP HTP
  • CBA-123 aircraft fixed hyper-sustaining devices are installed installed on the leading edge of the HTP (CBA-123 aircraft). These devices provide a increased lift for loss values of the angle of attack of the HTP, providing a reduction in the weight of the aircraft. However, the improvement produced by these devices in the lift for loss values results in a worsening of the lift or resistance for other HTP attack angle values.
  • the invention incorporates mobile hypersustainer devices installed in a mobile HTP, with the function of increasing the support coefficient of the HTP.
  • the invention has the following technical effects: - First: Take advantage of the inclination movement of the
  • the second technical effect makes it possible to produce the deflection of the hyper-sustaining devices suitable to increase (in absolute value) the coefficient of support of the HTP depending on the different angles of attack of the HTP without detriment in the lift or resistance for other values of the angle of attack.
  • the solution proposed in the present invention is based on linking the deflection movement of the hypersustainer device with the movement of inclination produced by the trimming system of the mobile HTP.
  • a technical aspect to consider about said ligation provided by the system of the invention is that in mobile HTP, taking into account that the function of the trimming system is to balance the aircraft longitudinally, the angle of attack of the HTP increases in absolute value when the draft angle of the HTP increases in absolute value. Therefore, the loss values of the HTP are achieved with maximum inclinations (in absolute value) of the HTP. Since maximum deflections (in absolute value) must be provided for loss values, it follows that a coupling that provides increasing deflection (in absolute value) as a function of an increasing inclination (draft angle) (in absolute value) it is viable for the entire range of angle of attack values, since for loss of HTP between the maximum and minimum draft angle, the loss values are not given.
  • the system of the invention comprises the following technical elements:
  • Means of coupling between the HTP and the aircraft comprising: Pivoting means of the HTP, trimming system and transmission means of deflection to the hypersustainer device; Y
  • the pivot means are the means that articulate the mobile HTP articulated with the aircraft, comprise a pivot axis around which the tilt movement of the HTP with respect to the aircraft occurs.
  • the trimming system is the system that provides the tilt movement of the HTP with respect to the aircraft around the pivoting means.
  • the trimming system It includes means of action, to produce the force necessary to achieve the tilt movement.
  • the tilt means are the means that are connected between the HTP and the actuation means for transferring the movement of the actuator to the tilt movement of the HTP.
  • the trimming system incorporates actuation means that include a screw-type actuator that provides a rectilinear displacement of the inclination means.
  • the means of transmission of the deflection are the means that autonomously, that is to say without the action of some element external to them, produce the deflection movement of the hyper-sustaining device when the HTP leans with respect to the aircraft, transmitting the corresponding force necessary for it .
  • the system of the invention is characterized in that it incorporates deflection transmission means that provide a deflection position for each draft angle of the HTP. In this way the system provides a link between the tilt movement and the deflection movement, defined by a law of deflection.
  • the deflection transmission means can incorporate a mechanical ligation connected between a mobile hypersustainer device and the aircraft, which eliminates the need to install actuators or motors for the deflection of the hypersustainer device.
  • Mechanical ligation is understood as a set of devices comprising mechanical elements such as bars, guides, gears, cams, etc., connected to each other by different types of joints (for example by means of bolts, pins, etc.) to transmit movements and forces.
  • the deflection transmission means consist essentially of a mechanical connection connected between the hypersustainer device and Ia aircraft, the system of the invention directly provides the law of adequate deflection.
  • Figure 1 Perspective view of a first example of arrangement of the mobile HTP in the tail of the aircraft, where the system of the invention is installed.
  • Figure 2 Perspective view of a second example of arrangement of the mobile HTP in the tail of the aircraft, where the system of the invention is installed.
  • Figure 3 Operation scheme of an embodiment of the system of the invention.
  • the deflection transmission means consist of a mechanism with an articulated bar.
  • the striped area represents a fixed part of the aircraft, with respect to which the HTP leans, and the circuits represent joints.
  • the three figures (3A, 3B and 3C) represent different positions of the system, corresponding to different angles of draft of the HTP with their respective deflection positions of the hypersustainer device.
  • the deflection transmission means consist of a mechanism with a guide.
  • the striped area represents a fixed part of the aircraft, with respect to which the HTP leans, and the circuits represent joints.
  • the three figures (4A, 4B and 4C) represent different positions of the system, corresponding to different angles of draft of the HTP with their respective deflection positions of the hypersustainer device.
  • Figure 5. Perspective view of a preferred embodiment of the system of the invention. References : Aircraft
  • the invention is directed to an aircraft that incorporates a mobile HTP (2).
  • Figures 1 and 2 show the main parts of the tail of the aircraft (1), where the HTP (2) is assembled: the rudder (3), the vertical stabilizer (4) and the rudder ( 5) .
  • the mobile HTP (2) protrudes from the structure of the aircraft (1) through the trim window (7).
  • the mobile HTP (2) tilts with respect to the aircraft (1) around the pivoting means.
  • the pivoting means comprise an axis
  • the mobile hyper-sustaining device (8) of the preferred embodiment is, as shown in the figures, a device of the "Droop Nose" type, this device is a hyper-leading leading edge device characterized in that the coupling means between the device (8) and the HTP (2) consist essentially of an articulation with an axis (17) of deflection around which the device rotates with respect to the HTP (2), the deflection of the hyper-sustaining device (8) being the turning movement around an axis (17) of deflection.
  • This type of hyper-sustaining device (8) provides the technical advantage of providing a positive and negative angle of rotation with reference to the HTP profile rope (2), which gives the system greater functionality throughout the range. of values of the angle of attack of the HTP (2).
  • Figures 3 and 4 schematically represent two embodiments of the system of the invention with a mechanical connection between the deflection movement of the hyper-sustaining device (8) and the tilt of the HTP.
  • the deflection transmission means (16) incorporate.
  • the HTP (2) leans with respect to the aircraft around the axis (6) for pivoting (articulation A) when the trimming system (9), comprising actuation means (10) with an auger (11) and inclination means (12) for properly transmitting the inclination movement, moves the inclination means (12) around the pivot axis (6), rotating the HTP (2) around the axis of inclination (15) (articulation B).
  • the system provides a deflection of the hypersustainer device (8) consisting of a rotation around the axis (17) of deflection (articulation C).
  • the system shown in figure 3 incorporates a mechanism with a bar (18) articulated connected
  • the system depicted in Figure 4 incorporates a mechanism consisting essentially of a guide (19) along which a bar (18 ') articulably slides (articulation D') that connects in solidarity with the hypersustainer device (8).
  • This guide mechanism as shown in Figure 4 allows providing a deflection law of the hypersustainer device according to the geometry of the slide path of the guide (19).
  • the path of the guide between points a and b is concentric with the pivot joint A, which allows the hyper-sustaining device (8) between said points not to be deflected with respect to the HTP profile rope (2).
  • the law of deflection chosen for the preferred embodiment is such a law that, a positive draft angle of the HTP (2) with respect to the aircraft (1) produces a negative deflection angle of the droop Nose hyper-sustaining device (8).
  • the different positions of the system can be seen in the respective figures 3a to 3c and 4a to 4c.
  • FIG. 5 A perspective view of this preferred embodiment is shown in Figure 5, the technical characteristics of which are described below.
  • the position represented is the maximum positive draft angle with maximum negative Droop Nose deflection angle (in absolute value).
  • This figure shows the area near the leading edge of the HTP (2) assembled in the aircraft (1), showing how it protrudes through the trim window (7).
  • the figure also shows the structure (21) of the HTP (2) under the liner (24) of the HTP (2) through the cut of the liner that has been represented.
  • the droop Nose hyper-sustaining device (8) is articulated to the HTP (2) by means of projections (22) of the structure (21) of the HTP (2).
  • the device (8) incorporates a deflection shaft (17) that is articulated in said projections (22).
  • the inclination of the HTP (2) is achieved by means of the trimming system and the pivoting means.
  • the trimming system of the embodiment represented consists of means
  • the pivot axis (6) is schematically represented in the figure, with respect to which the HTP (2) inclines.
  • the deflection of the Droop Nose device (8) is achieved as a result of the inclination of the HTP (2), both on the right and the left side of the HTP (2), by means of the deflection transmission means (16) following.
  • the device (8) Droop Nose is connected in solidarity to a fork (20), with the function of transmitting the appropriate torque to the deflection shaft (17);
  • the fork (20) is articulated to two bars (18), each of which is articulated to the structure of the aircraft (1) by means of a fixed anchor shaft (23) to the aircraft (1).

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Vehicle Body Suspensions (AREA)

Abstract

El sistema incorpora medios (16) de transmisión de deflexión para proporcionar una posición de deflexión de un dispositivo (8) hipersustentador móvil, instalado en el HTP (2) móvil de una aeronave (1), para cada posición del ángulo de calado del HTP (2). Preferiblemente, los medios (16) de transmisión de deflexión (18, 20, 23) consisten esencialmente en una ligadura mecánica conectada entre el dispositivo (8) hipersustentador y la aeronave (1).

Description

SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se concibe para la industria aeronáutica, en el campo del diseño y la construcción de aeronaves, siendo de aplicación en los estabilizadores horizontales de las aeronaves.
OBJETO DE LA INVENCIÓN
El problema técnico que plantea la invención es proporcionar un sistema que permita reducir el tamaño del estabilizador horizontal ("HTP", "Horizontal Tail Plañe"), para reducir el peso y la resistencia aerodinámica de la aeronave y reduciendo por tanto su coste de operación.
El sistema de la invención se dirige a aeronaves que incorporan un "sistema de trimado" en el HTP. El sistema de trimado proporciona un movimiento de inclinación de todo el plano del HTP un cierto ángulo ("ángulo de calado") respecto a la aeronave, produciendo una variación del ángulo de ataque del HTP. Los HTP que incorporan un sistema de trimado se denominan "HTP móviles" ("Adjustable HTP") . La función del sistema de trimado es equilibrar "longitudinalmente" la aeronave automáticamente, es decir sin ser necesaria la intervención del piloto. Por "longitudinal" se entiende respecto al movimiento de giro de cabeceo de la aeronave. De este modo, una vez modificado el equilibrio longitudinal requerido, como consecuencia de que el piloto actuara sobre el timón de profundidad, sobre el empuje de los motores o sobre los dispositivos hipersustentadores del ala, el HTP móvil se inclina automáticamente hasta proporcionar la sustentación necesaria para el nuevo equilibrio y con el timón de profundidad en su posición recogida.
En términos generales, en el diseño de una aeronave, para una determinada disposición del HTP y unas características geométricas dadas del HTP (alargamiento, diedro, flecha, espesor, torsión, forma del perfil, etc.), el tamaño del HTP viene condicionado fundamentalmente por un compromiso entre la estabilidad longitudinal (estática y dinámica) y la controlabilidad de la aeronave.
La estabilidad de una aeronave se define como la capacidad de la aeronave para que ante una pequeña perturbación de la velocidad aerodinámica y/o del ángulo de ataque de la aeronave en el equilibrio, la aeronave recupere automáticamente, es decir sin ser necesaria la intervención del piloto, dicho equilibrio y sea capaz de mantenerse en dicho equilibrio. La estabilidad longitudinal es la estabilidad respecto al equilibrio longitudinal, es decir respecto al movimiento de giro de cabeceo de la aeronave.
Simplificadamente, la influencia del HTP en la estabilidad longitudinal de una aeronave depende de la posición del centro de gravedad de la aeronave ("c.d.g."), que es variable durante la operación de ésta, y de un parámetro adimensional que caracteriza el tamaño del HTP denominado coeficiente de volumen del HTP. Cuanto más alejado esté el c.d.g. respecto del HTP y cuanto mayor sea el tamaño del HTP, la estabilidad longitudinal de la aeronave es tanto mayor.
Por otra parte, la controlabilidad de una aeronave se define como la capacidad de la aeronave para proporcionar las fuerzas y momentos necesarios que permitan realizar cualquier maniobra requerida. En particular, la controlabilidad longitudinal es la capacidad para proporcionar la sustentación adecuada para producir el momento de cabeceo necesario.
La controlabilidad longitudinal de la aeronave viene dada por las características aerodinámicas del HTP, a través del coeficiente de sustentación del HTP en función del ángulo de ataque de éste, que en general es diferente del ángulo de ataque de la aeronave ya que la presencia del ala y de sus dispositivos hipersustentadores modifican el valor del ángulo de ataque del HTP en una cantidad sustancial conocida como "deflexión de estela". Para una configuración dada del HTP (ángulo de calado fijado), el coeficiente de sustentación del HTP presenta un máximo y un mínimo, con ángulos de ataque del HTP máximo (de signo positivo) y mínimo (de signo negativo) respectivamente; estos valores máximo y mínimo se denominan valores de pérdida, siendo los valores en los que sustancialmente tiene lugar la pérdida aerodinámica .
Una vez determinado el tamaño mínimo del HTP para cumplir con los criterios de estabilidad longitudinal, dependiendo del tipo de aeronave suele ser necesario aumentar la superficie aerodinámica del HTP respecto al tamaño mínimo referido para asegurar el cumplimiento de los criterios de controlabilidad longitudinal, en estos casos se dice que el diseño de la aeronave está limitado por controlabilidad. El aumento de la superficie aerodinámica permite que el coeficiente de sustentación necesario no sobrepase los valores de pérdida para las maniobras requeridas en estos casos.
En definitiva, el problema técnico que trata la presente invención se centra en la reducción del tamaño de un HTP móvil para reducir el peso de la aeronave en diseños limitados por controlabilidad longitudinal, es decir con un tamaño del HTP mínimo fijado por criterios de estabilidad longitudinal. La invención proporciona para ello un sistema de aumento de la controlabilidad de la aeronave que proporciona un aumento del coeficiente de sustentación del HTP, permitiendo la reducción del tamaño del HTP y del peso total de la aeronave y por tanto reduciendo el coste de operación de la aeronave.
ESTADO DE LA TÉCNICA ANTERIOR A LA INVENCIÓN Para conseguir un aumento del coeficiente de sustentación de las superficies sustentadoras de las aeronaves son bien conocidos en el estado de la técnica los dispositivos hipersustentadores, siendo convencional su uso en las alas. Se conocen dispositivos hipersustentadores de diferentes tipos, que se utilizan solos o combinados; en general, o modifican la forma exterior del perfil (dispositivos hipersuntentadores móviles) , o son dispositivos que controlan la capa limite (aspiradores o sopladores de la capa limite) con el fin de retrasar su separación y, por tanto, la pérdida aerodinámica. Los dispositivos hipersustentadores móviles son dispositivos que se mueven respecto al ala (movimiento de deflexión del dispositivo hipersustentador) , y se basan en proporcionar un alargamiento de la cuerda del perfil o una variación de su curvatura, siendo accionados por el piloto, normalmente en las maniobras en las que la aeronave requiere de una sustentación mayor, como en las fases de aterrizaje o despegue. Convencionalmente, existen dos formas de deflectar los dispositivos hipersustentadores: (a) usando un actuador para extender o retraer el dispositivo; o (b) usando un motor eléctrico que a través de ejes de transmisión, cajas de engranajes y mecanismos, producen la requerida extensión o retracción del dispositivo.
Teniendo en cuenta que la actuación de los dispositivos hipersustentadores proporciona una sustentación adicional para valores de pérdida, la instalación directa de dispositivos hipersustentadores en el HTP permitirla reducir la superficie efectiva del HTP y por ende su tamaño. Sin embargo, esta solución no seria satisfactoria para el problema técnico planteado en la presente invención teniendo en cuenta que penaliza el peso de la aeronave debido a los actuadotes y/o motores que seria necesario instalar, presentando además el inconveniente de su complejidad tanto en la instalación como en la operación de los dispositivos. Esta solución se conoce en el estado de la técnica aplicada al avión AN-70, que tiene un dispositivo hipersustentador de tipo "slat" instalado en el borde de ataque del HTP, y que funciona deflectándose cuando los flaps de las alas se deflectan .
Alternativamente, se conocen dispositivos hipersustentadores fijos instalados en el borde de ataque del HTP (avión CBA-123) . Estos dispositivos proporcionan un aumento de la sustentación para valores de pérdida del ángulo de ataque del HTP, proporcionando una reducción en el peso de la aeronave. Sin embargo, la mejora producida por estos dispositivos en la sustentación para valores de pérdida, produce un empeoramiento de la sustentación o de la resistencia para otros valores de ángulo de ataque del HTP.
DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN
Para resolver el problema técnico planteado la invención incorpora dispositivos hipersustentadores móviles instalados en un HTP móvil, con la función de aumentar el coeficiente de sustentación del HTP.
Adicionalmente, y para superar los inconvenientes del estado de la técnica mencionados, la invención persigue los siguientes efectos técnicos: - Primero: Aprovechar el movimiento de inclinación del
HTP móvil para transmitirlo al movimiento de deflexión de los dispositivos hipersustentadores;
- Segundo: Proporcionar un aumento del coeficiente de sustentación del HTP de forma selectiva en todo el rango de valores del ángulo de ataque del HTP, en particular para los valores de pérdida del HTP. El primer efecto técnico permite simplificar la constitución del sistema de la invención, ya que en particular elimina la necesidad de instalar actuadotes o motores para la deflexión de los dispositivos hipersustentadores .
El segundo efecto técnico permite producir la deflexión de los dispositivos hipersustentadores adecuada para aumentar (en valor absoluto) el coeficiente de sustentación del HTP dependiendo de los distintos ángulos de ataque del HTP sin detrimento en la sustentación o resistencia para otros valores del ángulo de ataque.
Básicamente, la solución que se propone en la presente invención se basa en ligar el movimiento de deflexión del dispositivo hipersustentador con el movimiento de inclinación producido por el sistema de trimado del HTP móvil .
Un aspecto técnico a considerar sobre dicha ligadura que proporciona el sistema de la invención es que en los HTP móviles, teniendo en cuenta que la función del sistema de trimado es equilibrar longitudinalmente la aeronave, el ángulo de ataque del HTP aumenta en valor absoluto cuando el ángulo de calado del HTP aumenta en valor absoluto. Por consiguiente, los valores de pérdida del HTP se alcanzan con inclinaciones máximas (en valor absoluto) del HTP. Dado que las deflexiones máximas (en valor absoluto) se deben proporcionar para los valores de pérdida, se deduce que un acoplamiento que proporcione una deflexión creciente (en valor absoluto) en función de una inclinación (ángulo de calado) creciente (en valor absoluto) es viable para toda el rango de valores del ángulo de ataque, ya que para inclinaciones del HTP comprendidas entre el máximo y el minimo ángulo de calado no se dan los valores de pérdida.
Para proporcionar dicha ligadura entre el movimiento de inclinación del HTP móvil y el movimiento de deflexión de los dispositivos hipersustentadores, el sistema de la invención comprende los siguientes elementos técnicos:
- Medios de acoplamiento ente el HTP y la aeronave, que comprenden: Medios de pivotamiento del HTP, sistema de trimado y medios de transmisión de la deflexión al dispositivo hipersustentador; y
- Medios de acoplamiento entre el dispositivo hipersustentador y el HTP.
Los medios de pivotamiento son los medios que acoplan articuladamente el HTP móvil con la aeronave, comprenden un eje de pivotamiento en torno al cual se produce el movimiento de inclinación del HTP con respecto a la aeronave .
El sistema de trimado es el sistema que proporciona el movimiento de inclinación del HTP respecto a la aeronave en torno a los medios de pivotamiento. El sistema de trimado incluye medios de actuación, para producir la fuerza necesaria para lograr el movimiento de inclinación.
Los medios de inclinación son los medios que se conectan entre el HTP y los medios de actuación para transferir el movimiento del actuador al movimiento de inclinación del HTP.
Convencionalmente, el sistema de trimado incorpora unos medios de actuación que incluyen un actuador de tipo tornillo sinfin que proporciona un desplazamiento rectilineo de los medios de inclinación.
Los medios de transmisión de la deflexión son los medios que autónomamente, es decir sin la acción de algún elemento externo a ellos, producen el movimiento de deflexión del dispositivo hipersustentador cuando el HTP se inclina respecto de la aeronave, transmitiendo la fuerza correspondiente necesaria para ello.
El sistema de la invención se caracteriza porque incorpora unos medios de transmisión de deflexión que proporcionan una posición de deflexión para cada ángulo de calado del HTP. De este modo el sistema proporciona una ligadura entre el movimiento de inclinación y el movimiento de deflexión, definida mediante una ley de deflexión.
Según la invención, los medios de transmisión de la deflexión pueden incorporar una ligadura mecánica conectada entre un dispositivo hipersustentador móvil y la aeronave, lo que permite eliminar la necesidad de instalar actuadores o motores para la deflexión del dispositivo hipersustentador. Se entiende por ligadura mecánica un conjunto de dispositivos que comprenden elementos mecánicos como barras, guias, engranajes, levas, etc, conectados entre si mediante diferentes tipos de uniones (por ejemplo por medio de pernos, pasadores, etc) para trasmitir movimientos y fuerzas. Asi, en el caso de que los medios de transmisión de la deflexión consistan esencialmente en una ligadura mecánica conectada entre el dispositivo hipersustentador y Ia aeronave, el sistema de la invención proporciona directamente la ley de deflexión adecuada. BREVE ENUNCIADO DE LAS FIGURAS
Para complementar la descripción de la invención y con objeto de ayudar a una mejor comprensión de sus características técnicas, se acompaña a la presente memoria descriptiva las siguientes figuras:
Figura 1.- Vista en perspectiva de un primer ejemplo de disposición del HTP móvil en la cola de la aeronave, donde se instala el sistema de la invención.
Figura 2.- Vista en perspectiva de un segundo ejemplo de disposición del HTP móvil en la cola de la aeronave, donde se instala el sistema de la invención.
Figura 3.- Esquema de funcionamiento de una realización del sistema de la invención. En esta realización los medios de transmisión de deflexión consisten en un mecanismo con una barra articulada. La zona rayada representa una parte fija de la aeronave, respecto a la cual el HTP se inclina, y los circuios representan articulaciones. Las tres figuras (3A, 3B y 3C) representan distintas posiciones del sistema, correspondientes a distintos ángulos de calado del HTP con sus respectivas posiciones de deflexión del dispositivo hipersustentador .
Figura 4.- Esquema de funcionamiento de una realización del sistema de la invención. En esta realización los medios de transmisión de deflexión consisten en un mecanismo con una guia. La zona rayada representa una parte fija de la aeronave, respecto a la cual el HTP se inclina, y los circuios representan articulaciones. Las tres figuras (4A, 4B y 4C) representan distintas posiciones del sistema, correspondientes a distintos ángulos de calado del HTP con sus respectivas posiciones de deflexión del dispositivo hipersustentador .
Figura 5.- Vista en perspectiva de una realización preferida del sistema de la invención. Referencias : Aeronave
HTP (Estabilizador horizontal) Timón de profundidad Estabilizador vertical Timón de dirección Eje de pivotamiento Ventana de trimado Dispositivo hipersustentador
9 Sistema de trimado
10 Medios de actuación
11 Tornillo sinfin
12 Medios de inclinación
13 Pieza hembra roscada
14 Muñón
15 Eje de inclinación
16 Medios de transmisión de deflexión
17 Eje de deflexión
18 Barra
18' :Barra
19 Guia 20 Horquilla 21 Estructura del cajón de torsión del HTP 22 Saliente 23 Eje de anclaje 24 Revestimiento del HTP DESCRIPCIÓN DE UNA REALIZACIÓN PREFERIDA
La invención se dirige a una aeronave que incorpora un HTP (2) móvil. En las figuras 1 y 2 pueden verse las partes principales de la cola de la aeronave (1), donde se ensambla el HTP (2) : el timón de profundidad (3), el estabilizador vertical (4) y el timón de dirección (5) .
Cada una de las figuras 1 y 2 corresponden a dos ejemplos de disposiciones distintas del HTP (2), siendo este factor de la disposición del HTP (2) no limitante para la invención . En las figuras 1 y 2 también puede verse como el HTP
(2) sobresale de la estructura de la aeronave (1) a través de la ventana de trimado (7) . El HTP (2) móvil se inclina respecto de la aeronave (1) en torno a los medios de pivotamiento . Los medios de pivotamiento comprenden un eje
(6) de pivotamiento alrededor del cual el HTP (2) gira respecto de la aeronave inclinando el HTP (2) . Puede existir más de un eje (6) de pivotamiento no alineados, no siendo esta característica limitante a los efectos de la invención, asi como tampoco lo son las características geométricas particulares del HTP (2) (flecha, diedro, etc.) .
Una de las características de la invención es que incorpora un dispositivo hipersustentador móvil en el HTP (2) . El dispositivo (8) hipersustentador móvil de la realización preferida es, como se representa en las figuras, un dispositivo de tipo "Droop Nose", este dispositivo es un dispositivo hipersustentador de borde de ataque que se caracteriza porque los medios de acoplamiento entre el dispositivo (8) y el HTP (2) consisten esencialmente en una articulación con un eje (17) de deflexión en torno al cual gira el dispositivo con respecto al HTP (2), siendo la deflexión del dispositivo (8) hipersustentador el movimiento de giro en torno a un eje (17) de deflexión. Este tipo de dispositivo (8) hipersustentador aporta la ventaja técnica de que permite proporcionar un ángulo de giro tanto positivo como negativo con referencia a la cuerda del perfil del HTP (2), lo cual dota al sistema de una mayor funcionalidad en todo el rango de valores del ángulo de ataque del HTP (2) .
Las figuras 3 y 4 representan esquemáticamente sendos ejemplos de realización del sistema de la invención con una ligadura mecánica entre el movimiento de deflexión del dispositivo (8) hipersustentador y el de inclinación del HTP
(2) . Los ejemplos se diferencian entre si por el tipo de mecanismo que incorporan los medios (16) de transmisión de deflexión. En la representación puede observarse como el HTP (2) se inclina con respecto a la aeronave en torno al eje (6) de pivotamiento (articulación A) cuando el sistema de trimado (9), que comprende unos medios (10) de actuación con un tornillo sinfin (11) y unos medios (12) de inclinación para transmitir adecuadamente el movimiento de inclinación, desplaza los medios (12) de inclinación en torno al eje (6) de pivotamiento, rotando el HTP (2) en torno al eje de (15) de inclinación (articulación B) . Como consecuencia del movimiento de inclinación generado, el sistema proporciona una deflexión del dispositivo (8) hipersustentador consistente en un giro en torno al eje (17) de deflexión (articulación C) .
El sistema representado en la figura 3, incorpora un mecanismo con una barra (18) conectada articuladamente
(articulación E) a la aeronave (1) y también articuladamente (articulación D) a una segunda barra (18') que a su vez se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador.
El sistema representado en la figura 4, incorpora un mecanismo consistente esencialmente en una guia (19) a lo largo de la que desliza articuladamente (articulación D' ) una barra (18') que se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador. Este mecanismo de guia como el representado en la figura 4 permite proporcionar una ley de deflexión del dispositivo hipersustentador cualquiera según la geometría de la trayectoria de deslizamiento de la guia (19) . En particular, en el ejemplo de la figura 4 puede observarse que la trayectoria de la guia entre los puntos a y b es concéntrica con la articulación A de pivotamiento, lo que permite que el dispositivo (8) hipersustentador entre dichos puntos no se deflecte respecto a la cuerda del perfil del HTP (2) .
Los sistemas representados en las figuras 3 y 4 corresponden a dos ejemplos de realizaciones sin limitación sobre el objeto de la presente invención, ya que mediante mecanismos conocidos en el estado de la técnica seria posible llegar a otras realizaciones incluidas dentro del ámbito de la presente invención implementando dichos mecanismos como medios (16) de transmisión de deflexión.
Considerando el criterio de signos de ángulo de deflexión positivo con giro del dispositivo (8) hipersustentador por encima de la linea de la cuerda del perfil del HTP (2) y ángulo de calado positivo con giro por encima de un plano horizontal de la aeronave (1), la ley de deflexión elegida para la realización preferida es una ley tal que, un ángulo de calado positivo del HTP (2) respecto de la aeronave (1) produce un ángulo de deflexión negativo del dispositivo (8) hipersustentador Droop Nose. Las distintas posiciones del sistema pueden observarse en las respectivas figuras 3a a 3c y 4a a 4c.
La realización preferida de la invención a la que se refiere este apartado, a efectos de clarificar los elementos técnicos de la invención aportando la suficiencia descriptiva necesaria, se corresponde con el ejemplo de la figura 3a a 3b. El mecanismo que incorpora esta realización aparentemente presenta una ventajosa simplicidad tanto en su construcción como en su instalación y mantenimiento sobre el sistema, deseable considerando la naturaleza de la invención .
En la figura 5 se muestra una vista en perspectiva de esta realización preferida, cuyas características técnicas se describen a continuación. La posición representada es la de ángulo de calado positivo máximo con ángulo de deflexión del Droop Nose negativo máximo (en valor absoluto) . En esta figura se observa la zona próxima al borde de ataque del HTP (2) ensamblado en la aeronave (1), viéndose cómo sobresale aquél de ésta a través de la ventana de trimado (7) . En la figura puede verse también la estructura (21) del HTP (2) bajo el revestimiento (24) del HTP (2) a través del corte del revestimiento que se ha representado.
El dispositivo (8) hipersustentador Droop Nose se conecta articuladamente al HTP (2) por medio de unos salientes (22) de la estructura (21) del HTP (2) . Para ello el dispositivo (8) incorpora un eje (17) de deflexión que se articula en dichos salientes (22) .
La inclinación del HTP (2) se logra por medio del sistema de trimado y los medios de pivotamiento . El sistema de trimado de la realización representada consiste en medios
(10) de actuación con tornillo sinfin (11) que se conectan roscadamente a una pieza (13) hembra roscada. Esta pieza
(13) hembra roscada a su vez se conecta solidariamente a un muñón (14), uno por cada parte izquierda y derecha del HTP (2) . Por otra parte, los muñones (14) se conectan articuladamente a la estructura del HTP (2) por medio de un eje (15) de inclinación. Respecto a los medios de pivotamiento, en la figura se ha representado esquemáticamente el eje (6) de pivotamiento, respecto al cual el HTP (2) se inclina.
Asi, la deflexión del dispositivo (8) Droop Nose se logra como consecuencia de la inclinación del HTP (2), tanto en la parte derecha como de la parte izquierda del HTP (2), mediante los medios (16) de transmisión de deflexión siguientes. El dispositivo (8) Droop Nose se conecta solidariamente a una horquilla (20), con la función de transmitir el par de torsión adecuado al eje (17) de deflexión; la horquilla (20) se conecta articuladamente a dos barras (18) cada una de las cuales se conecta articuladamente a la estructura de la aeronave (1) por medio de un eje (23) de anclaje fijo a la aeronave (1) .

Claims

REIVINDICACIONES
1. - SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE (1) con un HTP (2) móvil, que comprende:
- un dispositivo (8) hipersustentador móvil en el HTP (2);
- medios de acoplamiento entre el dispositivo (8) hipersustentador y el HTP (2);
- medios de acoplamiento entre el HTP (2) y la aeronave (1), que comprenden medios para inclinar el HTP (2) con medios de pivotamiento del HTP (2) y un sistema (9) de trimado del HTP (2); caracterizado porque: los medios de acoplamiento entre el HTP (2) y la aeronave comprenden unos medios (16) de transmisión de deflexión al dispositivo (8) hipersustentador; estos medios (16) de transmisión de deflexión proporcionando una posición de deflexión del dispositivo (8) hipersustentador para cada ángulo de calado del HTP
(2), definida por una ley de deflexión.
2.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA
AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación
1, caracterizado porque los medios (16) de transmisión de deflexión consisten esencialmente en una ligadura mecánica conectada entre el dispositivo (8) hipersustentador y la aeronave (1) .
3- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación
2, caracterizado porque el dispositivo (8) hipersustentador es un dispositivo de borde de ataque.
4.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA
AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación
3, caracterizado porque el dispositivo (8) hipersustentador es de tipo Droop Nose, de manera que el movimiento de deflexión consiste en un giro del Droop Nose respecto al HTP en torno a un eje de deflexión (17) .
5.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 4, caracterizado porque la ley de deflexión es tal que un ángulo de calado positivo del HTP (2) respecto de la aeronave (1) produce un ángulo de deflexión negativo del dispositivo (8) hipersustentador .
6.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación
4, caracterizado porque la ley de deflexión es tal que para un intervalo del ángulo de calado del HTP (2) en torno al ángulo de calado nulo, la inclinación del HTP (2) no produce deflexión del dispositivo (8) hipersustentador.
7. - SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA
AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 5 ó 6, caracterizado porque los medios (16) de transmisión de deflexión comprenden un mecanismo de guias con una guia
(19) por la que desliza articuladamente (D') una barra (18') que se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador .
8.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación
5, caracterizado porque los medios (16) de transmisión de deflexión comprenden un mecanismo de barras con una barra
(18) que se conecta articuladamente (E) a la aeronave (1) y también articuladamente (D) a una barra (18') que se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador.
9.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA
AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación
8, caracterizado porque la barra (18) del mecanismo de barras y que se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador consiste esencialmente en una horquilla
(20) que se conecta articuladamente a al menos una barra (18), estando la barra (18) conectada articuladamente a la aeronave (1) por medio de un eje (23) de anclaje.
10.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el sistema (9) de trimado incorpora medios (10) de actuación y medios (12) de inclinación conectados entre si; los medios (12) de inclinación conectados articuladamente (B) al HTP (2) por medio de un eje (15) de inclinación, y los medios (10) de actuación estando fijamente conectados a la aeronave (1) .
11.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación
10, caracterizado porque los medios (10) de actuación incluyen un tornillo sinfin (11) que se conecta roscadamente a los medios (12) de inclinación.
12.- SISTEMA DE AUMENTO DE CONTROLABILIDAD PARA UNA AERONAVE (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación
11, caracterizado porque los medios (12) de inclinación incluyen una pieza (13) hembra roscada que se conecta roscadamente al tornillo sinfin (11) y de forma fija a un muñón (14) en el que se conecta el eje (15) de inclinación.
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