BR102016020505B1

BR102016020505B1 - Mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave

Info

Publication number: BR102016020505B1
Application number: BR102016020505-0A
Authority: BR
Inventors: Marcelo BERTHOUD
Original assignee: Embraer S.A
Priority date: 2016-09-05
Filing date: 2016-09-05
Publication date: 2022-08-02
Also published as: BR102016020505A2; CN107792344A; US10926863B2; US20180065731A1; CN107792344B

Abstract

MECANISMO DE DEFLEXÃO DE PAINÉIS DE FLAPS DE AERONAVE Descreve-se um mecanismo de deflexão (10) de painéis de flaps (40) de aeronave, dito mecanismo de deflexão sendo conectado a uma asa de aeronave (50) por meio de uma primeira estrutura fixa (11) e aos painéis de flaps (40) através de pontos de ligação (20, 20'), de modo a sustentar e defletir os painéis de flaps (40) em posições desejadas, o mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave compreendendo um conjunto de barras articuladas motriz (12) pivotantemente conectadas entre si e associ-ado à primeira estrutura fixa (11), e uma barra articulada movida (13) conec-tada ao painel de flap (40) e a uma segunda estrutura fixa (11'), o conjunto de barras articuladas motriz (12) sendo associado ao painel de flap (40) por pelo menos um ponto de ligação (20) de modo a pivotar combinadamente as barras articuladas motriz (12) deslocando os painéis de flaps (40) em uma trajetória inicial predominantemente retilínea e posteriormente defletida e ao mesmo tempo alinhada a uma direção longitudinal da aeronave, sem a utilização de trilhos e roletes, a barra articulada movida (13) sendo pivotada a partir do movimento dos painéis de flaps (40) pelo conjunto de barras articuladas motriz (12).

Description

[001] A presente invenção refere-se a um mecanismo de deflexão de painéis de flap de aeronaves, particularmente um mecanismo de barras articuladas aplicado na deflexão de painéis de flap de aeronaves.

Descrição do estado da técnica

[002] São conhecidos do estado da técnica, inúmeros mecanismos que possibilitam o acionamento e, mais particularmente, a deflexão de superfícies aerodinâmicas de aeronaves, preferencialmente as superfícies dos flaps.

[003] Mecanismos de flap que utilizam uma hinge line fixa (junta exclusivamente rotativa) para a deflexão dos painéis, possuem restrição cinemática quanto à capacidade de transladar os painéis, característica importante e desejável para melhorar a performance aerodinâmica dos painéis flaps.

[004] A translação dos painéis de flap, quando vistos por cima, na direção longitudinal do avião é denominada direção streamwise, existem ainda soluções conhecidas que permitem combinar os movimentos streamwise e Fowler (aquele em que o painel tende a transladar horizontalmente à medida em que vai se defletindo), porém, fazem isso utilizando componentes como trilhos e roletes, elementos que, embora permitam trajetórias cinemáticas complexas, estão sujeitos a um desgaste excessivo em seus pontos de contato, por conta de folgas, vibrações, deformações e dilatações térmicas. Para atenuar este efeito, além de uma seleção criteriosa dos materiais a serem utilizados são realizados tratamentos mecânicos para o endurecimento superficial dos trilhos, como é o caso da aplicação de carbeto de tungstênio, bastante eficaz, mas de custo muito elevado.

[005] O documento US 4,448,375, por sua vez, descreve um mecanismo treliçado de suporte e movimentação de flaps em uma seção de asa de aeronave. Esse mecanismo compreende uma ligação de quatro barraras com o uso de “swing-link” e atuadores rotativos para realizar o movimento Fowler durante o acionamento do flap. Trata-se de um mecanismo complexo que se baseia em um conceito com elevado número de barras para cumprir sua funcionalidade.

[006] Esta característica construtiva implica diretamente em um aumento do peso do conjunto, principalmente quando consideradas as redundâncias (duplicações) necessárias para atender aos requisitos de segurança e certificação. É fato que quanto maior o número de elementos de um sistema maior a sua taxa de falha, logo menor a sua robustez e menor a sua confiabilidade. É fato, também, que o aumento no número de componentes e juntas contribui diretamente para o aumento das folgas existentes no sistema e também para o aumento do somatório de tolerâncias (que se traduzem em erros) de fabricação e montagem, além disso, induz à uma redução na rigidez do conjunto quando submetido à esforços; esta última tem impacto direto na performance aerodinâmica da aeronave pois influencia o posicionamento do flap em relação à asa e o seu comportamento dinâmico.

Objetivos da invenção

[007] Assim, a presente invenção tem como objetivo prover um mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, mais especificamente um mecanismo de barras articuladas para defletir superfícies de flaps de uma aeronave.

[008] É também um objetivo da presente invenção, prover um mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave que movimente tais painéis de flap na direção longitudinal da aeronave (streamwise) ao mesmo tempo em que esses painéis de flaps descrevem uma trajetória retilínea antes de defletir (Fowler) para uma posição desejada, sem a utilização de trilhos e roletes.

Breve descrição da invenção

[009] A presente invenção tem como objeto, um mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, dito mecanismo de deflexão sendo conectado a uma asa de aeronave por meio de uma primeira estrutura fixa e aos painéis de flaps através de pontos de ligação), de modo a sustentar e defletir os painéis de flaps em posições desejadas, o mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave sendo caracterizado pelo fato de que compreende um conjunto de barras articuladas motriz pivotantemente conectadas entre si e associado à primeira estrutura fixa, e uma barra articulada movida conectada ao painel de flap e a uma segunda estrutura fixa, o conjunto de barras articuladas motriz sendo associado ao painel de flap por pelo menos um ponto de ligação de modo a pivotar combinadamente as barras articuladas motriz deslocando os painéis de flaps em uma trajetória inicialmente retilínea e posteriormente defletida e ao mesmo tempo alinhada a uma direção longitudinal da aeronave, sem a utilização de trilhos e roletes, a barra articulada movida sendo pivotada a partir do movimento dos painéis de flaps pelo conjunto de barras articuladas motriz.

Descrição resumida dos desenhos

[010] A presente invenção será, a seguir, mais detalhadamente descrita com base em um exemplo de execução representado nos desenhos. As figuras mostram:

[011] Figura 1 - é uma vista esquemática de uma asa de aeronave contendo painéis de flaps defletidos;

[012] Figura 2 - é uma vista exemplificativa do movimento dos painéis de flaps na direção longitudinal da aeronave (streamwise);

[013] Figura 3 - é uma vista exemplificativa da trajetória retilínea e de deflexão (Fowler) que os painéis de flaps descrevem;

[014] Figura 4 - é uma vista esquemática do mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, objeto da presente invenção, associado à fuselagem da aeronave e ao painel de flap a ser movimentado;

[015] Figura 5 - é uma vista esquemática do mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, objeto da presente invenção, associado a um painel de flap;

[016] Figura 6A - é uma vista do mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, objeto da presente invenção, quando o painel de flap a ele associado está na posição recolhida;

[017] Figura 6B - é uma vista esquemática do mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, objeto da presente invenção, quando o painel de flap a ele associado está na posição recolhida ilustrada na figura 6A;

[018] Figura 7A - é uma vista do mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, objeto da presente invenção, quando o painel de flap a ele associado está na posição intermediária;

[019] Figura 7B - é uma vista esquemática do mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, objeto da presente invenção, quando o painel de flap a ele associado está na posição intermediária ilustrada na figura 7A;

[020] Figura 8A - é uma vista do mecanismo de deflexão de painéis de flaps de aeronave, objeto da presente invenção, quando o painel de flap a ele associado está na posição de deflexão máxima;

[021] Figura 8B - é uma vista esquemática do mecanismo de painéis de flaps de aeronave, objeto da presente invenção, quando o painel de flap a ele associado está na posição de deflexão máxima ilustrada na figura 8A.

Descrição detalhada da invenção

[022] De acordo com uma concretização preferencial e como pode ser visto nas figuras 1 a 8B, o mecanismo de deflexão 10 de painéis de flaps 40 de aeronave, objeto da presente invenção, tem a função de deslocar os painéis de flaps 40, dispostos nas asas da aeronave 50 (figura 1), em uma trajetória inicial predominantemente retilínea e posteriormente defletida (movimento Fowler) como ilustrado na figura 3 e ao mesmo tempo alinhada a uma direção longitudinal da aeronave (movimento streamwise) conforme ilustrado na figura 2.

[023] Para tanto, como pode ser visto na figura 4, o mecanismo de deflexão 10 é conectado a uma asa de aeronave 50 por meio de uma primeira estrutura fixa 11 e aos painéis de flaps 40 através de pontos de ligação 20, 20’. Desta forma, o mecanismo de deflexão sustenta e deflete os painéis de flaps 40 nas posições desejadas descritas acima.

[024] Mais especificamente e como pode ser visto na figura 5, o mecanismo de deflexão 10 de painéis de flaps 40 de aeronave compreende um conjunto de barras articuladas motriz 12 pivotantemente conectadas entre si e associado à primeira estrutura fixa 11 e uma barra articulada movida 13 conectada ao painel de flap 40 e a uma segunda estrutura fixa 11’.

[025] As figuras 6A, 6B, 7A, 7B, 8A e 8B ilustram o mecanismo de deflexão 10 deslocando um painel de flap 40. As figuras 6A e 6B ilustram o painel de flap 40 na posição recolhida na asa da aeronave 50, as figuras 7A e 7B ilustram o painel de flap 40 na posição intermediária e as figuras 8A e 8B ilustram o painel de flap 40 na posição de deflexão máxima. Em todas essas posições, os componentes do mecanismo de deflexão 10 que serão mais detalhadamente descritos a seguir são os mesmos, apenas os posicionamentos das barras articuladas mudam para modificar a posição do painel de flap 40 de acordo com a demanda da aeronave.

[026] Assim, considerando as figuras 6A a 8B, o conjunto de barras articuladas motriz 12 é associado ao painel de flap 40 por pelo menos um ponto de ligação 20 de modo a pivotar, combinadamente, as barras articuladas motriz 12 deslocando os painéis de flaps 40 em uma trajetória inicialmente retilínea e posteriormente defletida e ao mesmo tempo alinhada a uma direção longitudinal da aeronave.

[027] Este conjunto de barras articuladas motriz 12 é formado por uma barra articulada atuadora 121 articuladamente associada à primeira estrutura fixa 11 e a uma barra articulada central 122, e uma barra articulada condutora 123 articuladamente associada à barra articulada central 122 e à segunda estrutura fixa 11’.

[028] A barra articulada atuadora 121 é formada por barras paralelas unidas nas extremidades por articulações, a primeira articulação 14 é uma articulação do tipo forquilha formada por uma extremidade da barra articulada atuadora 121 e uma extremidade da primeira estrutura fixa 11, contendo um pino 15 passante. A segunda articulação 16 consiste em um pivotamento na extremidade da barra articulada atuadora 121 oposta à primeira articulação 14, na qual a barra articulada atuadora 121 é articulada à barra articulada central 122.

[029] A barra articulada condutora 123 é também formada por barras paralelas unidas nas extremidades por articulações, a terceira articulação 17 consiste em um pivotamento na extremidade da barra articulada condutora 123 na qual a barra articulada condutora 123 é articulada à barra articulada central 122, enquanto que a quarta articulação 18 é uma articulação do tipo forquilha formada pela extremidade da barra articulada condutora 123 oposta à extremidade pivotada à barra articulada central 122 e um ponto de articulação 19 da segunda estrutura fixa 11’. Essa quarta articulação 18 contém um pino 15’ passante.

[030] A barra articulada central 122 consiste em um corpo maciço, de formato substancialmente triangular de modo que um primeiro vértice 21 é articulado com um ponto de ligação 20’ disposto no painel de flap 40, um segundo vértice 22 é articulado com a barra de articulação atuadora 121 e um terceiro vértice 23 é articulado com a barra de articulação condutora 123.

[031] O mecanismo de deflexão 10 compreende, ainda, uma barra articulada movida 13 que é independente do conjunto de barras articuladas motriz 12, mas que é pivotada a partir do movimento dos painéis de flaps 40 pelo conjunto de barras articuladas motriz 12.

[032] Essa barra articulada movida 13 é uma barra única contendo uma primeira extremidade 131 articuladamente associada ao painel de flap 40 por pelo menos um ponto de ligação 20 disposto em linha com o ponto de ligação 20 associado à barra articulada central 122 do conjunto de barras articuladas 12, e uma segunda extremidade 132 articuladamente associada à segunda estrutura fixa 11’, alinhada à articulação da barra articulada condutora 123 com a segunda estrutura fixa 11’.

[033] As figuras 6A e 6B ilustram o posicionamento do mecanismo de deflexão 10 quando o painel de flap 40 a ele associado está na posição recolhida, isto é, dentro do seu compartimento na asa da aeronave 50. Nesta posição, a barra articulada central 122 está próxima à primeira estrutura fixa 11 e a barra articulada movida 13 está substancialmente perpendicular ao painel de flap 40.

[034] A barra articulada atuadora 121 é associada a um elemento atuador (não ilustrado), que pode ser um atuador rotativo ou linear, de modo que, quando o painel de flap 40 precisa ser deslocado, a barra articulada atuadora 121 é rotacionada em sentido horário em resposta a um comando do elemento atuador, deslocando retilineamente a barra articulada central 122 distanciando-a da primeira estrutura fixa 11, ao mesmo tempo em que a barra articulada condutora 123 é rotacionada no sentido anti-horário em torno da sua articulação com a segunda estrutura fixa 11’. Ao ser deslocada retilineamente, a barra articulada central 122 desloca, também retilineamente, o painel de flap 40 que, por sua vez, transfere movimento à barra articulada movida 13 que é rotacionada em torno de sua articulação com a segunda estrutura fixa 11’.

[035] Esse deslocamento leva o painel de flap 40 para a posição intermediária ilustrada nas figuras 7A e 7B. Nesta posição, a barra articulada central 122 está afastada da primeira estrutura fixa 11 e a barra articulada movida 13 deixou de estar substancialmente perpendicular ao painel de flap 40.

[036] Seguindo comandos, o elemento atuador (não ilustrado) continua a rotacionar a barra articulada atuadora 121 em sentido horário continuando o deslocamento retilíneo da barra articulada central 122 e do painel de flap 40, até que a segunda articulação 16 eleva o segundo vértice da barra articulada central 122, promovendo, então, a deflexão do painel de flap 40 no sentido anti-horário devido à rotação da barra articulada movida 13 em torno de sua articulação com a segunda estrutura fixa 11’.

[037] Nesta posição, como ilustram as figuras 8A e 8B, o painel de flap 40 está na posição de deflexão máxima e os movimentos Fowler e Streamwise já foram realizados. Usualmente, esta deflexão máxima é alcançada durante os procedimentos de pouso da aeronave.

[038] O mecanismo de deflexão 10 compreende, ainda, um par de painéis protetores 51 paralelos entre si e dispostos lateralmente ao mecanismo, isto é, lateralmente às barras articuladas com o objetivo de protegê-las e, ainda, dar melhor maior rigidez ao mecanismo. Os painéis protetores 51 são fixados à primeira e à segunda estruturas fixas 11, 11’ e acompanham o contorno dos planos laterais deste mecanismo de deflexão 10.

[039] É também objeto desta invenção, uma aeronave compreendendo pelo menos um mecanismo de deflexão 10 de painéis de flaps 40 e preferencialmente dois mecanismos de deflexão 10 por painel de flaps 40. Ditos mecanismos de deflexão 10 sendo fixados na porção inferior dos painéis de flaps 40 e associados também à porção inferior da fuselagem da aeronave 50.

[040] Tendo sido descrito um exemplo de concretização preferido, deve ser entendido que o escopo da presente invenção abrange outras possíveis variações, sendo limitado tão somente pelo teor das reivindicações apensas, aí incluídos os possíveis equivalentes.

Claims

1. Mecanismo de deflexão (10) conectado entre uma asa de uma aeronave (50) e um painel de flap (40) associado à asa e capaz de se desdobrar entre uma posição recolhida onde o painel de flap (40) está alinhado com a asa (50) e uma posição de deflexão máxima onde o painel de flap (40) está defletido em relação à asa (50), dito mecanismo de deflexão (10) compreendendo: uma primeira e segunda estruturas fixas (11, 11’) adaptadas para serem fixadas à asa da aeronave (50); pontos de ligação (20, 20’) dianteiro e traseiro longitudinalmente alinhados um ao outro a um eixo longitudinal da aeronave e fixados em um lado inferior do painel de flap (40); e um conjunto de barras articuladas motriz (12) pivotantemente conectando os pontos de ligação (20, 20’) do painel de flap (40) à primeira e segunda estruturas fixas (11, 11’) de modo a sustentar e defletir os painéis de flap (40) durante movimento entre posições recolhida e defletida, em que o mecanismo de deflexão (10) sendo caracterizado pelo fato de que o conjunto de barras articuladas motriz (12) compreende uma barra articulada movida (13) posicionada afrente do conjunto de barras articuladas motriz (12) e pivotadamente conectando a frente do painel de flap (40) à segunda estrutura fixa (11’), em que a barra articulara movida (13) é capaz de ser pivotada em resposta ao movimento do painel de flap (40) entre posições recolhida e defletida, por meio do conjunto de barras articuladas motriz (12); e uma barra articulada central (122) a qual é articuladamente conectada a pelo menos um ponto de ligação (20, 20’) e associa o conjunto de barras articuladas motriz (12) ao painel de flap (40) para permitir o deslocamento do painel de flap (40) entre posições recolhida e defletida em uma trajetória inicial predominantemente retilínea e posteriormente uma trajetória defletida enquanto simultaneamente permanece alinhada a direção longitudinal da aeronave.

2. Mecanismo de deflexão, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a barra articulada movida (13) é independente do conjunto de barras articuladas motriz (12).

3. Mecanismo de deflexão, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o conjunto de barras articuladas motriz (12) é formado por uma barra articulada atuadora (121) pivotavelmente associada à primeira estrutura fixa (11) e à barra articulada central (122), e uma barra articulada condutora (123) pivotavelmente associada à barra articulada central (122) e à segunda estrutura fixa (11’).

4. Mecanismo de deflexão, de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que a barra articulada atuadora (121) é, ainda, associada a um elemento atuador de modo a ser pivotada em sentido horário em resposta a um comando do elemento atuador.

5. Mecanismo de deflexão, de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que a barra articulada movida (13) é associada ao painel de flap (40) por pelo menos um ponto de ligação (20) disposto em linha com o ponto de ligação (20) associado à barra articulada central (122) do conjunto de barras articuladas (12).

6. Mecanismo de deflexão, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende um par de painéis protetores (51) paralelos entre si e dispostos lateralmente ao mecanismo, os painéis protetores (51) sendo fixados à primeira e à segunda estruturas fixas (11, 11’).