MAROTO DE HOYOS, Manuel (Paseo Vergara 9, bloque 3 piso G, Torrelodones Madrid, E-28250, ES)
BURGOS GALLEGO, Francisco De Paula (C/Maria Blanchard 6, portal 9 2, Pinto Madrid, E-28320, ES)
MAROTO DE HOYOS, Manuel (Paseo Vergara 9, bloque 3 piso G, Torrelodones Madrid, E-28250, ES)
| REIVINDICACIONES 1.- Componente (11 ) sustentador o estabilizador de una aeronave que comprende en Ia zona de su borde de salida un elemento de control (13) giratorio en torno a un eje (61 ), cuya configuración incluye al menos una ranura (21 ) entre Ia punta (15) del componente (11 ) y el elemento de control (13) con medios de sellado (23) que garantizan Ia continuidad aerodinámica del componente (11 ) cuando dicho elemento de control (13) está en reposo, caracterizado porque los bordes de Ia punta (15) del componente (11 ) y el elemento de control (13) en torno a dicha ranura (21 ) están configurados de manera que Ia distancia entre ellos sea constante para distintos ángulos de deflexión del elemento de control (13). 2.- Componente (11 ) sustentador o estabilizador de una aeronave según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque Ia forma de los bordes de Ia punta (15) del componente (11 ) y el elemento de control (13) en torno a dicha ranura (21 ) es Ia resultante de una hipotética intersección con dos superficies de revolución generadas por el giro en torno al eje (61 ) de curvas con una primera sección (63) perpendicular al eje de giro (61 ) y una segunda sección (65) paralela a Ia dirección de vuelo y una zona transición suavizada entre ambas. 3.- Componente (11 ) sustentador o estabilizador de una aeronave según Ia reivindicación 2, caracterizado porque Ia longitud de dicha primera sección (63) está comprendida entre el 5-15% de Ia longitud de Ia segunda sección (65). 4.- Componente (11 ) sustentador o estabilizador de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -3, caracterizada porque dicho componente (11 ) es un estabilizador horizontal de cola y dicho elemento de control (13) es un timón. |
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere al sellado de las ranuras existentes en los bordes de una superficie móvil de un componente de una aeronave y más en particular al sellado de las ranuras existentes entre un elemento de control, tal como un timón, y Ia parte de punta de un componente sustentador o estabilizador, tal como un estabilizador horizontal de cola, en el que se integra dicho elemento de control.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
La actuación de superficies móviles de aeronaves tales como colas, estabilizadores de cola, "canards", elevadores, aerofrenos, alerones, flaps, otros dispositivos hipersustentadores (por ejemplo "slats") ó timones es uno de los aspectos más importante a tener en cuenta en el diseño global de aeronaves ya que se usan como superficies de control de las aeronaves. Por ejemplo los alerones se usan para controlar el alabeo, un estabilizador de cola se usa para controlar el cabeceo y un timón se usa para controlar Ia guiñada.
En ese tipo de superficies móviles existen ranuras entre partes diferentes. Por ejemplo, en el caso de un estabilizador horizontal de cola existen ranuras en los bordes del timón que son necesarias para permitir los movimientos realizados por el timón en las maniobras de despegue y aterrizaje de Ia aeronave. Ahora bien, en condiciones de crucero, el timón debe estar normalmente en reposo por Io que resulta deseable el sellado de dichas ranuras para evitar cualquier incremento de Ia resistencia aerodinámica creada por el flujo de aire a través de Ia ranura. Cualquier entrada de aire en dicha ranura podría originar turbulencias no deseables que terminarían por formar resistencias parásitas que añadirían más carga a Ia zona afectada. En el caso de Ia ranura existente entre el borde del timón más alejado del fuselaje y Ia punta del estabilizador horizontal se vienen usando como elementos de sellado unos perfiles de goma unidos al timón y que sobresalen de él para cubrir Ia ranura. Ahora bien, en las configuraciones conocidas, el tamaño de dicha ranura varía en función del ángulo de deflexión del timón Io que somete a los perfiles de goma a un desgaste que obliga a su temprana sustitución con los inconvenientes que ello conlleva. Hay que tener en cuenta al respecto que dichos perfiles de goma se ven afectados por las condiciones climatológicas propias de un vuelo normal Io que puede acelerar el deterioro originado por el propio movimiento entre elementos.
La presente invención está orientada a Ia solución de este inconveniente.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Es un objeto de Ia presente invención proporcionar un componente sustentador o estabilizador de una aeronave con un elemento de control en el que Ia ranura existente entre Ia punta de dicho componente y el elemento de control pueda sellarse con unos perfiles de goma que no estén sometidos a esfuerzos excesivos durante las deflexiones del elemento de control.
Es otro objeto de Ia presente invención proporcionar un componente sustentador o estabilizador de una aeronave con un elemento de control en el que Ia ranura existente entre Ia punta de dicho componente y el elemento de control tenga una configuración que facilite su sellado y sea fácil de realizar.
Estos y otros objetos se consiguen con un componente sustentador o estabilizador de una aeronave que incorpora en Ia zona de su borde de salida un elemento de control giratorio en torno a un eje con al menos una ranura entre Ia punta del componente y el elemento de control cuyos bordes están configurados de manera que Ia distancia entre ellos, es decir Ia dimensión de Ia ranura, sea constante para distintos ángulos de deflexión del elemento de control, disponiéndose entre ellos unos medios de sellado que garantizan Ia continuidad aerodinámica del componente cuando dicho elemento de control está en reposo.
En una realización preferente, dichos bordes tienen una forma resultante de una hipotética intersección con dos superficies de revolución generadas por el giro en torno al eje de curvas con una primera sección perpendicular al eje de giro, de pequeña dimensión, una segunda sección paralela a Ia dirección de vuelo y una zona de transición suavizada entre ambas. Se consigue con ello una ranura de distancia constante cualquiera que sea el ángulo de deflexión del elemento de control fácil de realizar utilizando máquinas de control numérico para Ia conformación de dichos bordes.
En otra realización preferente, el componente es un estabilizador horizontal de cola y el elemento de control es un timón. Se consigue con ello, un estabilizador de cola con un sistema de sellado entre su punta y el timón que evita el deterioro prematuro de los medios de sellado.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se harán evidentes de Ia siguiente descripción detallada de realizaciones ilustrativas de su objeto junto con las figuras adjuntas.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 es una vista esquemática en planta de un estabilizador horizontal de cola de una aeronave.
Las Figuras 2a y 2b son vistas esquemáticas en perspectiva de Ia parte de punta de un estabilizador horizontal de cola con el timón deflectado en dos posiciones diferentes.
La Figura 3 es una vista esquemática en sección transversal de Ia zona de borde entre Ia punta de un estabilizador horizontal de cola y un timón y de los medios de sellado de Ia ranura existente entre ellos para evitar el flujo de aire entre ellos cuando el timón está en reposo. - A -
La Figura 4 es una vista esquemática en perspectiva que ilustra Ia forma conocida en Ia técnica de los bordes de Ia punta de un estabilizador horizontal de cola y de un timón en torno a Ia ranura existente entre ellos.
La Figura 5 es una vista esquemática en planta de los bordes de Ia punta de un estabilizador horizontal de cola y un timón en torno a Ia ranura existente entre ellos conformados según Ia presente invención.
Las Figuras 6 y 7 son vistas esquemáticas en perspectiva que ilustran Ia hipotética superficie cónica de revolución cuya intersección con Ia punta de un estabilizador horizontal de cola y un timón en torno a Ia ranura existente entre ellos determina Ia forma de sus bordes según Ia presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Describiremos una realización detallada de Ia presente invención para el caso en el que el componente de Ia aeronave es un estabilizador de cola y el elemento de control es el timón incorporado en el estabilizador.
En Ia Figura 1 pueden apreciarse las dos partes de un estabilizador horizontal de cola 11 de una aeronave con los timones 13 y las ranuras 21 existentes entre las puntas 15 del estabilizador horizontal de cola 11 y los bordes de los timones 13.
Según se ilustra en las Figuras 2a y 2b los timones 13 pueden deflectarse hacia abajo o hacia arriba para contribuir al control de Ia aeronave durante las maniobras de despegue y aterrizaje.
En Ia Figura 3 se ilustra el sistema conocido en Ia técnica para el sellado de Ia ranura 21 entre los bordes del timón 13 y Ia punta 15 de un estabilizador horizontal de cola 11 que está basado en unos perfiles de goma 23. En los bordes tanto del timón 13 como de Ia punta 15 del estabilizador horizontal de cola 11 se observan, respectivamente, sus paneles superiores e inferiores 41 , 43; 51 , 53 y unas costillas rigidizadoras 45, 55 con forma de C. Los perfiles 23 están unidos a Ia costilla 55 del timón 13 y sus cabezas cubren Ia ranura 21. Como se observa en Ia Figura 4, Ia configuración geométrica de los bordes del timón 13 y de Ia punta 15 del estabilizador horizontal de cola 11 en Ia ranura 21 en el sistema conocido en Ia técnica se corresponde con Ia de una superficie plana 31 con un quiebro final 33.
Los perfiles de goma 23 están dimensionados para sellar una ranura 21 de un tamaño predeterminado con el timón 13 en reposo teniendo en cuenta sus tolerancias de deformación.
Ahora bien, con Ia configuración conocida en Ia técnica de los bordes del timón 13 y Ia punta 15 del estabilizador horizontal de cola 11 el tamaño de Ia ranura 21 varia según el ángulo de deflexión del timón 13, según se indica en Ia siguiente tabla para una ranura de 24mm con el timón 13 en reposo.
Así pues, con ángulos positivos de deflexión del timón 13 el tamaño de Ia ranura 21 se acorta y ello supone Ia aplicación de unos esfuerzos sobre los perfiles de goma 23 que pueden producir unas deformaciones excesivas Io que, junto con el rozamiento continuo y Ia exposición a condiciones ambientales adversas, puede causar su deterioro prematuro.
La idea básica de Ia presente invención es mantener constante el tamaño de ranura 21 para cualquier ángulo de deflexión del timón 13 con Io que se evitan dichos esfuerzos excesivos sobre los perfiles de goma 23 Io que asegura que su duración sea Ia planificada de manera que su cambio solo tenga lugar en las revisiones previstas para ello.
Ello se consigue en una realización preferente de Ia presente invención modificando Ia geometría de los bordes del timón 13 y Ia punta 15 del estabilizador horizontal de cola 11 en Ia ranura 21 de manera que en lugar de estar configurados por superficies planas estén configurados por superficies cónicas de revolución. Siguiendo las Figuras 5, 6, 7, dichas superficies cónicas de revolución 35 resultan de girar en torno al eje de giro 61 del timón 13 una curva formada por una primera sección 63 perpendicular al eje de giro 61 del timón 13 y de pequeña longitud y una segunda sección 65 paralela a Ia dirección de vuelo. Es decir en Ia parte correspondiente a Ia segunda sección 65 Ia generatriz de dicha superficie de revolución está contenida en un plano que pasa por el propio eje de giro 61 y el borde de salida del timón 13 y a su vez esta comprendida en un plano paralelo al plano X-Z de Ia aeronave. En Ia parte correspondiente a Ia primera sección 63 Ia generatriz es un tramo recto perpendicular al eje de giro 61 y entre ambas secciones hay una zona de transición suavizada.
En una realización preferente, Ia longitud de Ia primera sección 63 está comprendida entre el 5-15% de Ia longitud de Ia segunda sección 65.
Con esa geometría, el tamaño de Ia ranura 21 no varia en función del ángulo de deflexión del timón 13.
La realización de los bordes del timón 13 y Ia punta 15 del estabilizador horizontal de cola 11 con Ia geometría mencionada puede llevarse a cabo de forma sencilla mediante máquinas de control numérico.
Por su parte, el control del tamaño de Ia ranura 21 facilita el empleo de distintos tipos de perfiles de sellado al reducir los esfuerzos a los que están sometidos. Estos perfiles de sellado pueden estar realizados en materiales tales como gomas, cauchos y siliconas y comprender, adicionalmente, en su superficie externa una capa de un tejido con bajo coeficiente de fricción, tal como un tejido de teflón, para facilitar el movimiento relativo entre el timón y Ia punta del estabilizador horizontal de cola. Se pueden introducir en Ia realización preferida que hemos descrito aquellas modificaciones que estén comprendidas en el ámbito de las reivindicaciones siguientes.