ES2228077T3 - Estabilizador vertical y timon de direccion de avion. - Google Patents
Estabilizador vertical y timon de direccion de avion.Info
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Abstract
Un estabilizador vertical y timón de dirección de avión, teniendo el estabilizador vertical (12) una placa extrema (16) en su extremo superior que cubre el extremo superior del timón de dirección (14) y que hace contacto y se encuentra muy próxima al mismo en todas las desviaciones del timón de dirección aumentando con ello las curvas de la curva de sustentación del estabilizador vertical (12) y del timón de dirección (14).
Description
Estabilizador vertical y timón de dirección de
avión.
La invención se refiere a un estabilizador
vertical y timón de dirección de aviones y está particularmente
relacionada con una disposición de estabilizador vertical y timón de
dirección de aviones que mejorará la eficacia del estabilizador
vertical y del timón de dirección.
El documento USA 5.518.210 describe un aparato
para cerrar herméticamente el hueco entre la superficie de control y
la superficie aerodinámica en la que está montado, cuando la
superficie de control está en una posición desviada, disminuyendo
con ello la resistencia aerodinámica.
De acuerdo con la invención, una disposición de
estabilizador vertical y timón de dirección de aviones comprende un
placa extrema montada en el extremo superior del estabilizador
vertical, y aguas arriba del timón de dirección, la placa extrema
está dispuesta para hacer contacto con el extremo superior del timón
de dirección y se encuentra muy próxima al mismo en todas las
desviaciones del timón de dirección, aumentando con ello las
pendientes de la curva de sustentación del estabilizador vertical y
del timón de dirección.
Disponiendo dicha placa extrema, se aumentan las
pendientes de la curva de sustentación del estabilizador vertical y
del timón de dirección y se incrementa la fuerza lateral máxima
generada por el timón de dirección, haciendo posible de este modo
que se reduzca el tamaño del estabilizador vertical y del timón de
dirección, al tiempo que se proporciona la fuerza lateral
previamente conseguida por una disposición mayor. Esto, a su vez, es
útil porque puede reducirse el momento de flexión en la raíz del
estabilizador vertical cuando se compara con el de un estabilizador
vertical más alto para una fuerza lateral dada.
Se prefiere que la placa extrema se extienda
aguas arriba del timón de dirección vertical a través de una parte
sustancial de la cuerda del extremo superior del estabilizador
vertical.
La placa extrema puede tener un borde de ataque
muy inclinado hacia atrás.
Preferiblemente, el extremo superior del timón de
dirección se une herméticamente contra la placa extrema en todas las
desviaciones del timón de dirección. De ese modo, se optimiza la
eficacia del timón de dirección en todas las posiciones
desviadas.
En general, el timón de dirección pivotará
alrededor de una bisagra inclinada. Para reducir al mínimo la
holgura o mantener contacto con cierre hermético entre el extremo
superior del timón de dirección y la placa extrema en todas las
desviaciones del timón de dirección, la placa extrema forma de
preferencia un dihedro adecuadamente seleccionado.
La placa extrema puede tener forma de delta en
planta, siendo preferiblemente la delta esbelta y teniendo
preferiblemente un ángulo que es mayor que el requerido para
asegurar que el extremo superior del timón de dirección permanezca
cubierto por la placa extrema en todas las desviaciones del timón de
dirección.
En la realización preferida, la placa extrema
tiene un ajuste angular con relación al flujo de aire incidente para
reducir al mínimo su resistencia en la condición de crucero del
avión. En tal caso, la placa extrema puede ajustarse con un ángulo
negativo (es decir, ángulo de ataque hacia abajo) con el plano de
referencia horizontal de un fuselaje sobre el cual el estabilizador
vertical está montado en el uso. Una vez que el avión ha alcanzado
una condición de crucero, la placa extrema presentará normalmente un
ángulo neutro con la dirección del flujo de aire relativo,
reduciendo con ello al mínimo la resistencia.
Se describirá ahora un estabilizador vertical y
un timón de dirección de aviones de acuerdo con la invención, a
título de ejemplo, con referencia a los dibujos que se acompañan, en
los que:
La figura 1 muestra una vista lateral de una
disposición de estabilizador vertical y timón de dirección de
acuerdo con la invención mostrada parcialmente arrancada;
La figura 2 es una vista de extremo desde atrás
del estabilizador vertical y del timón de dirección mostrados en la
figura 1; y
La figura 3 es una vista en planta del
estabilizador vertical y del timón de dirección que muestra la
configuración en delta de la placa extrema.
Un fuselaje 10 lleva un estabilizador vertical 12
en su extremo trasero y un timón de dirección 14 está articulado al
estabilizador vertical 12 de manera conocida.
El extremo superior del estabilizador vertical 12
lleva una placa extrema en forma de delta 16 que tiene un ángulo
dihedro de \Gamma. La placa extrema 16 tiene una línea de cuerda
18 que está inclinada formando ángulo con un plano de referencia
horizontal 20 del fuselaje 10, por ejemplo de -2 grados.
El extremo superior del timón de dirección 14 se
encuentra muy próximo al lado inferior de la placa extrema 16 y está
preferiblemente en contacto de cierre hermético con la misma. El
ángulo dihedro seleccionado \Gamma asegura que el extremo superior
del timón de dirección permanezca en contacto de cierre hermético
con la placa extrema cuando se desvíe alrededor de su línea de
articulación inclinada. Se apreciará por la figura 3 que un ángulo D
entre bordes de ataque de la placa extrema 16 es suficiente para
asegurar que las placas extremas 16 cubran el timón de dirección 14
en todas las desviaciones del timón de dirección como se indica
mediante líneas de trazos en la figura 3.
Utilizando la construcción de estabilizador
vertical mostrada, se aumentarán las pendientes de la curva de
sustentación del estabilizador vertical y del timón de dirección,
haciendo posible de este modo que el estabilizador vertical y el
timón de dirección proporcionen una pendiente de la curva de
sustentación equivalente a un estabilizador vertical mayor 12a como
se indica en líneas de trazos en la figura 1, con un cambio mínimo
en el área mohada global (es decir, el área superficial expuesta al
flujo de aire). Alternativamente, puede reducirse el tamaño del
estabilizador vertical y del timón de dirección para proporcionar la
misma sustentación que previamente ha sido conseguida por una
disposición mayor.
El uso de la placa extrema 16 mejora la
estabilidad longitudinal del avión y se mejoran las características
de pérdida de sustentación del avión debido al cabeceo en picado
desde la placa extrema que aumentará de manera no lineal con
incidencia.
La propia placa extrema es altamente resistente a
la pérdida de sustentación a causa de que el borde de ataque muy
inclinado hacia atrás genera un flujo de borde de ataque en
torbellino que mantiene la sustentación sobre la placa extrema hasta
grandes ángulos de ataque. En una maniobra de iniciación del picado
(es decir, cuando se empuja la palanca hacia adelante) que da por
resultado un ángulo negativo de ataque, la placa extrema
proporcionará un momento de cabeceo bajo un ángulo de ataque mayor
que para la pérdida de sustentación del estabilizador
horizontal.
El efecto de la placa extrema reducirá también la
resistencia inducida del estabilizador vertical en el motor que no
esté en condiciones y también actuará de conductor contra los rayos
y protegerá al timón de dirección contra los impactos de los rayos
que pudieran dañar componentes tales como accionadores de timón de
dirección, tubos hidráulicos y bisagras de timón de dirección.
Como el uso de la placa extrema 16 hace posible
eficazmente que se reduzca la altura del estabilizador vertical,
habrá una reducción en el momento de flexión de la raíz del
estabilizador vertical para una fuerza lateral dada en comparación
con la que hay cuando se usa el estabilizador vertical más alto 12a
mostrado en líneas de trazos.
Claims (11)
1. Un estabilizador vertical y timón de dirección
de avión, teniendo el estabilizador vertical (12) una placa extrema
(16) en su extremo superior que cubre el extremo superior del timón
de dirección (14) y que hace contacto y se encuentra muy próxima al
mismo en todas las desviaciones del timón de dirección aumentando
con ello las curvas de la curva de sustentación del estabilizador
vertical (12) y del timón de dirección (14).
2. Un estabilizador vertical y timón de dirección
de avión según la reivindicación 1, en que la placa extrema (16) se
extiende aguas arriba del timón de dirección (14) a través de una
parte sustancial de la cuerda del extremo superior del estabilizador
vertical (12).
3. Un estabilizador vertical y timón de dirección
de avión según cualquier reivindicación precedente, en que la placa
extrema (16) tiene un borde de ataque muy inclinado hacia atrás.
4. Un estabilizador vertical y timón de dirección
de avión según cualquier reivindicación precedente, en que el
extremo superior del timón de dirección (14) cierra herméticamente
contra la placa extrema (16) en todas las desviaciones del timón de
dirección.
5. Un estabilizador vertical y timón de dirección
de avión según cualquier reivindicación precedente, en que la placa
extrema (16) tiene un dihedro \Gamma seleccionado para reducir al
mínimo la holgura o mantener contacto de cierre hermético entre el
extremo superior del timón de dirección (14) y la placa extrema (16)
en todas las desviaciones del timón de dirección.
6. Un estabilizador vertical y timón de dirección
de avión según cualquier reivindicación precedente, en que la placa
extrema (16) tiene forma de delta en planta.
7. Un estabilizador vertical y timón de dirección
de avión según cualquier reivindicación precedente, en que la placa
extrema (16) tiene un ajuste angular para reducir al mínimo la
resistencia de la misma en la condición de crucero del avión.
8. Un estabilizador vertical y timón de dirección
de avión según la reivindicación 7, en que la placa extrema (16)
está ajustada con un ángulo negativo con el plano de referencia
horizontal (20) de un fuselaje (10) en que el estabilizador vertical
está montado en el uso.
9. Un empenaje de avión que incluye un
estabilizador vertical (12) y un timón de dirección (14) según
cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8.
10. Un avión que tiene una estabilizador vertical
(12) y un timón de dirección (14) según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 8.
11. Un avión según la reivindicación 10, que
tiene un estabilizador horizontal montado en el estabilizador
vertical o el fuselaje.
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| GBGB9816938.6A GB9816938D0 (en) | 1998-08-05 | 1998-08-05 | An aircraft fin and rudder |
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Publications (1)
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