ES2267271T3 - Superficie unica multieje de control de aeronaves. - Google Patents
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Abstract
Un dispositivo de control aerodinámico (10) para un uso integrado en una aeronave (12) que tiene un miembro sustentador interior (18) dotado de un borde de ataque (20), un par de bordes distales opuestos (22a, 22b) y un borde de salida (24), caracterizado porque: se extiende sustancialmente un miembro exterior movible (30) sobre los bordes de ataque, distales y salida (20, 22a, 22b, 24) del miembro sustentador interior (18) y están separados del mismo, siendo el miembro exterior (30) un miembro unitario ininterrumpido, teniendo el miembro exterior (30) una porción de borde de ataque (32), un par de porciones de bordes distales opuestos (34a, 34b), y una porción de borde de salida (36) que se mueven colectivamente al unísono con respecto del miembro sustentador interior (18) para formar una superficie sustentadora ininterrumpida que se extiende sobre el miembro sustentador interior (18) y el miembro exterior (30) para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave.
Description
Superficie única multieje de control de
aeronaves.
La presente invención versa grosso modo
acerca de superficies de control aerodinámicas de aeronaves, y más
particularmente acerca de una aeronave que tiene un miembro
sustentador interior aerodinámico y un miembro exterior que se
mueve con respecto al miembro sustentador interior.
Se proporcionan una variedad de superficies de
control aerodinámicas a las aeronaves de ala rígida convencional
que incluyen, por ejemplo, aletas hipersustentadoras, timones de
profundidad, alerones, compensadores dinámicos, y timones de
dirección. Estas superficies de control operan cooperativamente para
incrementar o reducir la sustentación en una superficie de control
aerodinámica localizada para conseguir un control de cabeceo,
guiñada y balanceo de la aeronave. Dichas superficies de control se
usan tanto en las aeronaves con ala tradicional como en los diseños
furtivos modernos, tales como el ala en delta y el
F-117.
Estas superficies de control son típicamente
estructuras rígidas que están acopladas de manera rotatoria a las
alas o al cuerpo (o sea, superficies sustentadoras aerodinámicas) de
la aeronave de una forma similar a una bisagra. El accionamiento de
las superficies de control forma típicamente huecos y/o cambios
bruscos en los contornos de las superficies en o alrededor del área
de la bisagra. Dichos huecos y cambios bruscos son indeseables por
un número de razones. Los huecos y cambios bruscos tienden a
incrementar la resistencia de la aeronave, dando lugar a la
potencialidad de que puedan recogerse en los mismos objetos extraños
y/o restos, e incrementan la señal de radar de la aeronave.
Además, las superficies de control
convencionales están normalmente ubicadas en los bordes de salida de
las alas y aletas de la aeronave. Para accionar las superficies de
control, los accionadores asociados y tubería neumática de apoyo
y/o el cableado eléctrico deben también estar ubicados en estos
puntos. Debido a que estos puntos están típicamente restringidos
espacialmente, el ensamblaje y mantenimiento subsiguiente de las
superficies de control y de sus mecanismos accionadores son
operaciones complejas y laboriosas.
El documento
US-A-5.794.893 revela dicho
dispositivo de control y método de la situación previa dentro de la
especialidad.
Es por lo tanto evidente que existe una
necesidad en la especialidad de una superficie de control
aerodinámica de aeronave que mitigue huecos y cambios bruscos de
contorno de la superficie, y mitigue la señal equivalente de radar
del avión, reduzca la complejidad del montaje y las operaciones de
mantenimiento asociadas con los diseños de superficies de control
convencionales.
La presente invención es un dispositivo de
control aerodinámico como se define en la Reivindicación 1, y un
método para el control aerodinámico de una aeronave, como se define
en la Reivindicación 18 de las reivindicaciones adjuntas.
En conformidad con la presente invención, se
proporciona un dispositivo de control aerodinámico para un uso
integrado con una aeronave que tenga un miembro sustentador
interior, teniendo el miembro sustentador interior un borde de
ataque, un par de bordes distales opuestos y un borde de salida. El
dispositivo de control consta de un miembro movible exterior que se
extiende sustancialmente a lo largo de los bordes de ataque, distal,
y salida del miembro sustentador interior y está distanciado del
mismo. El miembro exterior consta de una porción de borde de
ataque, un par opuesto de porciones de bordes distales, y una
porción de borde de salida que se pueden mover unidas en conjunto
con respecto al miembro sustentador interior para formar una
superficie sustentadora sin interrupciones que se extiende sobre el
miembro sustentador interior y el miembro exterior para conseguir
el control aerodinámico deseado de la aeronave.
En el ejemplo de realización preferido de la
presente invención, el dispositivo de control consta de una sección
de transición flexible. La sección de transición se extiende entre
el miembro sustentador interior y el miembro exterior para formar
una superficie sustentadora sin interrupciones que se extiende sobre
el miembro sustentador interior y el miembro exterior para
conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave. La sección
de transición puede estar formada de un material elastomérico. La
sección de transición está sujeta al miembro exterior y a la
superficie sustentadora interior de forma que no produce ningún
cambio brusco de contorno de la superficie, tales como escalones o
huecos. Así, la superficie sustentadora es continua y lisa. El
contorneado selectivo de la superficie sustentadora, mediante el
movimiento del miembro exterior, permite el control del cabeceo, de
la guiñada y del balanceo de la aeronave. Por lo tanto, se contempla
que la presente invención facilite el control de la aeronave
mediante una única superficie multieje.
Preferiblemente, el dispositivo de control
aerodinámico consta de una pluralidad de accionadores que acoplan
mecánicamente el miembro exterior con la superficie sustentadora
interior para mover selectivamente el miembro exterior con respecto
al miembro sustentador interior. Los accionadores pueden ser
dispositivos eléctricos, hidráulicos y neumáticos y combinaciones
de los mismos.
En el ejemplo de realización preferido de la
presente invención, el miembro exterior es un miembro unitario
ininterrumpido y abarca lateralmente el miembro sustentador
interior. Adicionalmente, el miembro exterior es sustancialmente
rígido y puede estar formado de materiales compuestos no metálicos.
En contraste, la sección de transición consta de un material
elastomérico.
Se contempla que la aeronave en la que la
presente invención se practica puede tener una forma de ala en
delta. Se contemplan otras formas de aeronave que incluyen diseños
más tradicionales que tengan un fuselaje con alas fijas. Otros
ejemplos de realización de la presente invención incluyen incorporar
el dispositivo de control aerodinámico descrito anteriormente a un
fuselaje y alas de una aeronave, así como a una aeronave tipo ala
volante. Las alas de la aeronave están provistas de extremos de
alas. Los bordes distales del miembro sustentador interior y las
porciones de los bordes distales del miembro exterior están
dispuestos en los extremos de las alas.
Además, se proporciona un método de control
aerodinámico de una aeronave que consta de un paso inicial de
proporcionar una aeronave como se ha explicado anteriormente. El
control aerodinámico de la aeronave se establece moviendo
selectivamente el miembro exterior con respecto al miembro
sustentador interior, contorneando así la superficie sustentadora.
El miembro exterior se mueve selectivamente con respecto al miembro
sustentador interior mediante una pluralidad de accionadores que
acoplan mecánicamente el miembro exterior al miembro sustentador
interior.
El movimiento vertical del miembro exterior con
respecto al miembro sustentador interior da como resultado el
control del cabeceo de la aeronave. La aeronave define un eje
lateral y un movimiento rotatorio del miembro exterior alrededor de
este eje también da como resultado un control del cabeceo de la
aeronave. Además, la aeronave define un eje longitudinal y un
movimiento rotatorio del miembro exterior alrededor de este eje da
como resultado un control de la guiñada y del balanceo de la
aeronave.
Como tal, basado en lo anterior, la presente
invención mitiga las ineficiencias y limitaciones asociadas a los
sistemas de control aerodinámico de las aeronaves de la situación
previa de la especialidad. Resulta de gran importancia porque la
sección de transición une el miembro exterior y el miembro
sustentador interior de una manera continua y suave, y se mitigan
los huecos y cambios bruscos indeseables de contorno de las
superficies. Así se mitigan los huecos y cambios bruscos en los
contornos de las superficies de la aeronave que se dan en las
superficies de control convencionales. Como tal, la presente
invención tiende a reducir la resistencia, reducir o eliminar la
potencialidad de que objetos extraños queden atrapados, y disminuir
la señal equivalente de radar de la aeronave, en comparación con
aeronaves de control convencional.
Además, las superficies de control convencional
están ubicadas habitualmente en los bordes de salida de las alas y
aletas de la aeronave. Para accionar las superficies de control, los
accionadores asociados y la tubería neumática de apoyo y/o cableado
eléctrico deben estar alojados en estas ubicaciones restringidas
espacialmente. El montaje y el mantenimiento del miembro exterior
integrado en la aeronave de la presente invención son relativamente
simples en comparación a las operaciones complejas y laboriosas
asociadas a las superficies de control convencionales debido a su
integración en espacios constreñidos. Se contempla que la sección de
transición sea extraíble, permitiendo por lo tanto acceso libre
desde el exterior de la aeronave a los accionadores contenidos en la
misma.
Ventajosamente, la aeronave construida en
conformidad con la presente invención tiende a mitigar los efectos
de los rayos u otros fenómenos eléctricos que entren en contacto con
la aeronave. En aeronaves que tengan superficies sustentadoras
convencionales (o sea, timones de profundidad, compensadores
dinámicos, etc.), al ser alcanzadas por ondas electromagnéticas, la
descarga eléctrica tiende a concentrarse en varias regiones
alrededor de la aeronave. Esto se debe en parte a la naturaleza
discontinua de las superficies sustentadoras con respecto a su
integración con el resto de la aeronave. Dichas concentraciones
tienen el potencial de dañar equipos electrónicos a bordo. El
dispositivo de control aerodinámico de la presente invención, sin
embargo, tiene relativamente pocas piezas componentes y están
integradas suavemente con el resto de la aeronave. Adicionalmente,
el miembro exterior se extiende a lo largo de una porción
significativa de la aeronave, especialmente en el caso en el que es
de un diseño unitario ininterrumpido, y distribuye la descarga
eléctrica en vez de concentrar la descarga eléctrica
localmente.
En consecuencia, la presente invención
representa un avance significativo en la especialidad.
Estas, igual que otras características de la
presente invención, se harán más evidentes tras hacer referencia a
los dibujos, donde:
la Figura 1 es una vista en planta de un ejemplo
de realización de la aeronave de la presente invención;
la Figura 2 es una vista de corte transversal de
la aeronave mostrada en la Figura 1 a lo largo del eje
A-A con el miembro exterior en un estado no
deflectado;
la Figura 3 es una vista de corte transversal de
la aeronave mostrada en la Figura 1 a lo largo del eje
A-A con el miembro exterior movido verticalmente
hacia abajo;
la Figura 4 es una vista de corte transversal de
la aeronave mostrada en la Figura 1 a lo largo del eje
A-A con el miembro exterior rotado en sentido
contrario a las agujas del reloj alrededor del eje
longitudinal
Y;
Y;
la Figura 5 es una vista en planta parcialmente
ampliada de la aeronave de la Figura 1 mostrada sin la sección de
transición y con accionadores ilustrados simbólicamente;
la Figura 6 es una vista de corte transversal
parcialmente ampliada de la aeronave, como se muestra en la Figura
5, a lo largo del eje B-B con el miembro exterior en
un estado no deflectado;
la Figura 7 en una vista de corte transversal
parcialmente ampliada de la aeronave, como se muestra en la Figura
5, a lo largo del eje B-B con el miembro exterior
movido verticalmente hacia arriba;
la Figura 8 es una vista de corte transversal
parcialmente ampliada de la aeronave, como se muestra en la Figura
5, a lo largo del eje B-B con el miembro exterior
rotado en sentido contrario a las agujas del reloj alrededor del
eje longitudinal Y;
la Figura 9 es un gráfico que representa los
datos de coeficiente del momento de cabeceo asociados con un
ejemplo de realización modélico de la presente invención;
la Figura 10 es un gráfico que representa los
datos de coeficiente del momento de guiñada asociados con un
ejemplo de realización modélico de la presente invención;
la Figura 11 es un gráfico que representa los
datos de coeficiente del momento de balanceo asociados con un
ejemplo de realización modélico de la presente invención;
la Figura 12 es una vista en planta de un
ejemplo alternativo de la presente invención.
Haciendo referencia ahora a los dibujos, donde
lo mostrado tiene como único objetivo ilustrar un ejemplo de
realización preferido de la presente invención, y no para limitar
esta, las Figuras 1-8 ilustran una aeronave que
está construida en conformidad con la presente invención. Como se
describirá de forma más detallada más adelante, la aeronave consta
de un miembro exterior para el control aerodinámico de la misma.
Además, las Figuras 9-11 presentan datos de pruebas
asociados con un ejemplo de realización modélico de la presente
invención.
En conformidad con la presente invención, se
proporciona un dispositivo de control aerodinámico 10 para un uso
integrado con una aeronave 12 que tiene un miembro sustentador
interior 18. El miembro sustentador interior 18 consta de una
cubierta superior 26 y una inferior 28. El miembro sustentador
interior consta adicionalmente de un borde de ataque 20, un par de
bordes opuestos distales 22a-b, y un borde de salida
24. El dispositivo de control 10 consta de un miembro exterior
extraíble 30 que se extiende sustancialmente sobre los bordes de
ataque, distales y salida 20, 22a-b, 24 del miembro
sustentador interior 18 y que está separado del mismo. El miembro
exterior 30 consta de porciones de bordes de ataque, distales y
salida 32, 34a-b, 36. Las porciones de bordes de
ataque, distales y salida 32, 34a-b, 36 son movibles
en conjunto colectivamente con respecto al miembro de sustentación
interior 18. Preferiblemente, el dispositivo de control 10 consta
adicionalmente de una sección de transición flexible 38 que tiene
superficies superior e inferior 40, 42. La superficie superior 40
de la sección de transición 38 se extiende entre el miembro exterior
30 y la cubierta superior 26 del miembro sustentador interior 18.
La superficie inferior 42 de la sección de transición 38 se extiende
entre el miembro exterior 30 y la cubierta inferior 28 del miembro
sustentador interior 18. Así, el miembro exterior 30 está
interpuesto verticalmente entre las cubiertas superior e inferior
26, 28 del miembro sustentador interior 18. El miembro exterior 30
es susceptible de sujeción al miembro sustentador interior 18, de
tal modo que las porciones de bordes de ataque, distales y salida
32, 34a-b, 36 sean movibles verticalmente en una
dirección uniforme con respecto al miembro sustentador interior
18.
Resulta significativo que la aeronave define un
eje lateral y que el miembro exterior 30 puede rotar alrededor de
este eje. Las porciones de bordes de ataque y salida 32, 36 son
movibles verticalmente en direcciones opuestas con respecto al
miembro sustentador interior 18. Dicho movimiento vertical opuesto
rota al miembro exterior 30 alrededor del eje lateral.
Similarmente, la aeronave define un eje longitudinal y las porciones
de bordes distales opuestos 34a-b del miembro
exterior 30 son movibles verticalmente en direcciones opuestas con
respecto al miembro sustentador interior 18. Las cubiertas superior
e inferior 26, 28 del miembro sustentador interior 18, las
superficies superior e inferior 40, 42 de la sección de transición
38, y el miembro exterior 30 definen colectivamente una superficie
sustentadora continua que puede ser contorneada selectivamente
mediante el movimiento del miembro exterior 30 con respecto al
miembro sustentador interior 18 para conseguir el control
aerodinámico deseado de la aeronave 12. La sección de transición 38
está sujeta al miembro exterior 30 y al miembro sustentador
interior 18 de forma que no se produzca ningún cambio brusco del
contorno de la superficie, tales como huecos. Así, la superficie
sustentadora es continua y lisa. El contornear selectivamente la
superficie sustentadora, mediante el movimiento del miembro
exterior, permite el control del cabeceo, guiñada y balanceo de la
aeronave 12. Por lo tanto, se contempla que la presente invención
facilite el control de la aeronave mediante una única superficie
multieje.
En el ejemplo de realización preferido de la
presente invención, el dispositivo de control aerodinámico 10
consta de una pluralidad de accionadores 44 que acoplan
mecánicamente el miembro exterior 30 con el miembro sustentador
interior 18 para mover selectivamente el miembro exterior 30 con
respecto al miembro sustentador interior 18. Preferiblemente, los
accionadores 44 soportan la mayoría de las cargas asociadas con
soportar al miembro exterior 30. Así, la sección de transición 38
soporta poca o ninguna carga asociada al miembro exterior 30. Está
contemplado que los accionadores 44 estén seleccionados de entre
aquellos bien conocidos para una persona de destreza normal en la
especialidad y que puedan ser, por ejemplo, dispositivos
electromecánicos, hidráulicos o neumáticos. Además, una persona de
destreza normal en la especialidad se dará cuenta de los métodos
apropiados para la sujeción de los accionadores 44.
Preferiblemente, el miembro exterior 30 es
sustancialmente rígido y puede estar hecho, por ejemplo, de un
material compuesto no metálico. En contraste, la sección de
transición 38 está formada de un material elastomérico. En la
práctica, el tipo de material utilizado para el miembro exterior 30
se contempla que sea seleccionado de entre aquellos bien conocidos
para una persona de destreza normal en la especialidad.
El miembro exterior 30 está formado por un
miembro unitario ininterrumpido y se extiende lateralmente a lo
ancho del miembro sustentador interior 18. Aunque, en el ejemplo de
realización mostrado en las Figuras 1-9, el miembro
exterior 30 se extiende completamente alrededor del miembro
sustentador interior 18, el miembro exterior 30 no tiene por qué
circunscribir completamente al miembro sustentador interior 18 de
esta forma. Adicionalmente, aunque el miembro exterior 30 está
mostrado como un miembro único, está contemplado que el miembro
exterior 30 pueda estar formado por varios componentes que actúen
cooperativamente. En cualquiera de los ejemplos de realización,
está contemplado que los accionadores 44 controlen el/los
movimiento(s) del miembro exterior 30. Aunque no se muestra,
en la práctica, los accionadores 44 se comunican con el dispositivo
de control central 48 y son gobernados por el mismo, que puede
adoptar la forma, por ejemplo, de un procesador de ordenador. El
dispositivo de control central 48 estaría conectado a un conjunto de
controles para los pilotos 50.
Como se puede ver, en el ejemplo de realización
de la presente invención mostrado en las Figuras
1-9, el miembro sustentador interior 18 tiene forma
de ala en delta. Como se puede ver, los bordes de ataque 20a, 20b
están dispuestos angularmente. Los bordes de ataque 20a, 20b
encajan con los bordes distales 22a, 22b y los bordes distales 22a,
22b encajan con los bordes de salida 24a, 24b. Se contemplan otras
formas de aeronaves, incluyendo aquellas que tengan un fuselaje más
tradicional con una forma de ala fija. La Figura 12 muestra un
ejemplo de realización alternativo de la presente invención, en el
caso de un diseño tradicional que tenga un fuselaje 14 con alas
fijas 46a-b. Cada una de las alas
46a-b consta de un miembro sustentador interior 18.
Sobre cada miembro sustentador interior 18 se extiende
sustancialmente un miembro exterior 30. En tal ejemplo de
realización, se contempla que cada miembro exterior 30 pueda pasar
por el fuselaje 14 para formar un miembro unitario ininterrumpido.
Aunque el miembro exterior 30 se muestra en las alas 16, el miembro
exterior puede estar integrado con otras superficies sustentadoras
aerodinámicas, tales como, por ejemplo, colas y canards.
Adicionalmente, se proporciona un método de
control aerodinámico de una aeronave 10 que consta de un paso
inicial que proporciona una aeronave 10, como se ha descrito
anteriormente. El control aerodinámico de la aeronave 10 se
consigue mediante el movimiento selectivo de las porciones de bordes
de ataque, laterales y salida 32, 34a-b, 36 del
miembro exterior 30 con respecto al miembro sustentador interior 18,
contorneando así la superficie sustentadora. El miembro exterior 30
se mueve selectivamente con respecto al miembro sustentador interior
18 mediante una pluralidad de accionadores 44 que acoplan
mecánicamente el miembro exterior 30 con el miembro sustentador
interior 18.
Haciendo referencia ahora a las Figuras 2 y 6,
el miembro exterior 30 se muestra en un estado deflectado. Así
mismo, las superficies superior e inferior 40, 42 de la sección de
transición 38 se muestran en un estado sin flexionar. El miembro
exterior 30 puede ser movido verticalmente de manera uniforme con
respecto al miembro sustentador interior 18 para así lograr el
control del cabeceo de la aeronave 12. La Figura 3 muestra el
miembro exterior 30, que incluye las porciones de bordes de ataque,
distales y salida 32, 34a-b, 36, deflectadas hacia
abajo a lo largo del eje Z. La Figura 7 muestra el miembro exterior
30 deflectado hacia arriba a lo largo del eje Z. La aeronave 12
define un eje lateral (eje X) y el miembro exterior 30 puede ser
rotado alrededor de este eje. Así, el miembro exterior 30 puede ser
rotado hacia delante y hacia atrás. Este movimiento rotatorio del
miembro exterior 30 también tiene como resultado un control del
cabeceo de la aeronave 10.
Además, la aeronave 12 define un eje
longitudinal (eje Y) y el miembro exterior 30 puede ser rotado
alrededor de este eje. Haciendo referencia ahora a las Figuras 4 y
8, el miembro exterior 30 se muestra rotado en sentido contrario a
las agujas del reloj alrededor del eje longitudinal Y de la aeronave
12. Este movimiento rotatorio tiene como resultado un control de la
guiñada y del balanceo de la aeronave 12.
Las cubiertas superior e inferior 26, 28 del
miembro sustentador interior 18, las superficies superior e inferior
40, 42 de la sección de transición 38, y el miembro exterior 30
definen colectivamente la superficie sustentadora de la aeronave
10. El uso de la sección de transición 38 para integrar el miembro
exterior 30 con el miembro sustentador interior 18 da como
resultado una superficie sustentadora continua y lisa. Como se puede
ver en las Figuras 3, 4, 7 y 8, al mover o deflectar el miembro
exterior 30 con respecto al miembro sustentador interior 18, las
superficies superior e inferior 40, 42 de la sección de transición
38 adquieren una forma de S. El contorno de la superficie de la
cubierta superior 26 del miembro sustentador interior 18 continúa
suavemente a lo largo de la superficie superior 40 de la sección de
transición 38 y encaja con el miembro exterior 30. Se observa una
continuidad similar con la cubierta inferior 28, la superficie
inferior de la sección de transición 42 y el miembro exterior 30.
Así, la presente invención evita huecos y cambios bruscos de
contorno de la superficie que pueden estar presentes en aviones
controlados convencionalmente.
Preferiblemente, la sección de transición 38
consta de un material elastomérico. El material debería ser flexible
y no obstante duradero para soportar las condiciones a las que
estará expuesto durante el vuelo. Se contempla que el material se
escoja entre aquellos bien conocidos para una persona de destreza
normal en la especialidad y, por ejemplo, puede ser goma o
silicona. En el ejemplo de realización preferido, las superficies
superior e inferior 40, 42 de la sección de transición 38 son
extraíbles, permitiendo, por lo tanto, libre acceso desde el
exterior de la aeronave 12 a los accionadores 44 contenidos en la
misma. El método de sujeción de la sección de transición 38 se
escoge de entre los bien conocidos para una persona de destreza
normal en la especialidad.
Para obtener datos de prueba del túnel de
viento, se construyeron cuatro aeronaves modelos de prueba en
conformidad con la presente invención. Estos modelos de prueba eran
similares en configuración a aquellos mostrados en las Figuras
1-8. Se contempla que los modelos de aeronaves
usados para generar los datos del túnel de viento representen un
ejemplo de realización de la presente invención y se comenta en este
documento únicamente por razones ilustrativas. Se construyó un
modelo de prueba a escala reducida para representar las siguientes
dimensiones de tamaño natural: envergadura máxima (W) de 12,19 m (40
pies) paralelos al eje X; longitud (L) de 11,58 m (38 pies) a lo
largo del eje Y; profundidad del ala X-Y (A) del
miembro exterior 30 de 30,48 cm (1 pie); profundidad del ala
X-Y (B) del miembro exterior 30 de 45,72 cm (1,5
pies); profundidad del ala X-Y (C) del miembro
exterior 30 de 45,72 cm (1,5 pies); profundidad del ala
X-Y (D) de la sección de transición 38 de 30,48 cm
(1 pie); profundidad del ala X-Y (E) de la sección
de transición 38 de 76,2 cm (2,5 pies); y profundidad del ala
X-Y (F) de la sección de transición 38 de 76,2 cm
(2,5 pies); profundidad del ala X-Y (G) del miembro
exterior 30 de 45,72 cm (1,5 pies); y profundidad del ala
X-Y (H) de la sección de transición 38 de 45,72 cm
(1,5 pies). El modelo representaba una escala natural
X-Y con una superficie de ala de aproximadamente
86,86 m^{2} (935 pies cuadrados).
Los modelos de prueba variaban en función de la
deflexión del miembro exterior 30. El primer modelo se construyó
sin ninguna deflexión. Los modelos segundo y tercero se construyeron
con todo el miembro exterior 30 verticalmente deflectado 15,24 cm
(seis [6] pulgadas) hacia arriba y hacia abajo, respectivamente. En
el cuarto modelo de prueba, el miembro exterior rígido 30 se rotó
alrededor del eje Y, de tal modo que la porción del borde distal
22b se deflectó hacia arriba 15,24 cm (seis [6] pulgadas) y la otra
porción de borde distal 22a se deflectó hacia abajo 15,24 cm (seis
[6] pulgadas).
Haciendo referencia ahora al gráfico presentado
en la Figura 9, el eje vertical representa el coeficiente del
momento de cabeceo y el eje horizontal representa el ángulo de
ataque de la aeronave. Como se puede ver, hay trazadas tres curvas
de datos de pruebas. La curva del medio representa el coeficiente
del momento de cabeceo del modelo de aeronave sin ninguna deflexión
del miembro exterior 30. La curva superior traza el coeficiente del
momento de cabeceo que se corresponde con el modelo con el miembro
exterior 30 deflectado hacia arriba 15,24 cm (seis [6] pulgadas). La
curva inferior traza el coeficiente del momento de cabeceo que se
corresponde con el modelo con el miembro exterior 30 deflectado
hacia abajo 15,24 cm (seis [6] pulgadas).
Un coeficiente del momento de cabeceo igual a
cero corresponde a una aeronave que está en crucero sin maniobrar.
Por ejemplo, haciendo referencia a la curva del medio, los datos
indican que la aeronave podría volar a cuatro grados de ángulo de
ataque sin ningún movimiento o deflexiones de los miembros de
control porque la curva cruza el eje del coeficiente del momento de
cabeceo con un valor de cero a cuatro grados de ángulo de ataque.
Haciendo referencia a la curva superior, los datos indican que la
aeronave podría volar a veinticinco grados de ángulo de ataque con
15,24 cm (seis pulgadas) de movimiento vertical o deflexión del
miembro exterior 30, porque la curva cruza el eje del coeficiente
del momento de cabeceo con un valor de cero a veinticinco grados de
ángulo de ataque. Así, el vuelo compensado a cualquier ángulo de
ataque entre cuatro y veinticinco grados se puede conseguir con un
movimiento de menos de 15,24 cm (seis pulgadas) hacia arriba del
miembro de control. Así mismo, el vuelo compensado de menos de
cuatro grados de ángulo de ataque puede conseguirse con un
movimiento de menos de 15,24 cm (seis pulgadas) hacia abajo del
miembro de control.
Además, los datos de prueba indican que la
desviación o separación entre las curvas superior e inferior es
relativamente constante a un valor de coeficiente del momento de
cabeceo de aproximadamente 0,2. Así, desde un ángulo de ataque de
-2,5 grados hasta 27,5 grados (un ángulo de ataque relativamente
alto), hay disponible un entorno de vuelo para la aeronave moviendo
el miembro exterior 30 hasta 15,24 cm (seis pulgadas) hacia arriba
o hacia abajo. La naturaleza constante de las curvas de coeficiente
del momento de cabeceo es particularmente interesante porque se ha
observado que con algunas superficies de control convencionales
curvas comparables tienden a
converger a altos ángulos de ataque.
converger a altos ángulos de ataque.
Como se ha mencionado anteriormente, los datos
de prueba del túnel de viento se obtuvieron a partir de un modelo
de aeronave que tenía un miembro exterior 30 rotado alrededor del
eje Y, de tal modo que el borde lateral 26a estaba deflectado 15,24
cm (seis [6] pulgadas) hacia arriba y el otro borde lateral 26b
estaba deflectado 15,24 cm (seis [6] pulgadas) hacia abajo.
Los datos de prueba para este modelo se
presentan en las Figuras 10 y 11. Haciendo referencia ahora al
gráfico presentado en la Figura 10, el eje vertical representa un
coeficiente del momento delta de guiñada, y el eje horizontal
representa el ángulo de ataque de la aeronave. El coeficiente del
momento delta de guiñada representa aquella diferencia entre el
coeficiente del momento de guiñada con o sin deflexión del miembro
de control. Haciendo referencia ahora al gráfico presentado en la
Figura 11, el eje vertical representa un coeficiente del momento
delta de balanceo, y el eje horizontal representa el ángulo de
ataque de la aeronave. El coeficiente del momento delta de balanceo
representa aquella diferencia entre el coeficiente del momento de
balanceo con o sin deflexión del miembro exterior.
También pueden ser evidentes para las personas
de destreza normal en la especialidad modificaciones adicionales y
mejoras de la presente invención. Por lo tanto, la combinación
particular de las partes descritas e ilustradas en este documento
solo tiene la intención de representar un ejemplo de realización de
la presente invención, y no se pretende que sirva de limitación
para dispositivos alternativos dentro del ámbito de la especialidad,
como se define en las reivindicaciones adjuntas.
Claims (23)
1. Un dispositivo de control
aerodinámico (10) para un uso integrado en una aeronave (12) que
tiene un miembro sustentador interior (18) dotado de un borde de
ataque (20), un par de bordes distales opuestos (22a, 22b) y un
borde de salida (24), caracterizado porque:
se extiende sustancialmente un miembro exterior
movible (30) sobre los bordes de ataque, distales y salida (20,
22a, 22b, 24) del miembro sustentador interior (18) y están
separados del mismo, siendo el miembro exterior (30) un miembro
unitario ininterrumpido, teniendo el miembro exterior (30) una
porción de borde de ataque (32), un par de porciones de bordes
distales opuestos (34a, 34b), y una porción de borde de salida (36)
que se mueven colectivamente al unísono con respecto del miembro
sustentador interior (18) para formar una superficie sustentadora
ininterrumpida que se extiende sobre el miembro sustentador interior
(18) y el miembro exterior (30) para conseguir el control
aerodinámico deseado de la aeronave.
2. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, que
consta además de una sección de transición flexible (38), que se
extiende entre el miembro sustentador interior (18) y el miembro
exterior (30) para formar una superficie sustentadora ininterrumpida
que se extiende sobre el miembro sustentador interior (18) y el
miembro exterior (30) para conseguir el control aerodinámico deseado
de la aeronave.
3. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde
la sección de transición flexible (38) consta de una porción
superior (40) que se extiende entre el miembro exterior (30) y el
miembro sustentador interior (18) para formar una superficie
sustentadora ininterrumpida que se extiende sobre el miembro
sustentador interior (18) y el miembro exterior (30) para conseguir
el control aerodinámico deseado de la aeronave.
4. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde
la sección de transición flexible (38) está formada de un material
elastomérico.
5. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, que
consta además de una pluralidad de accionadores (44) que acoplan
mecánicamente el miembro exterior (30) con el miembro sustentador
interior (18) para mover selectivamente el miembro exterior (30) con
respecto al miembro sustentador interior (18).
6. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde
la pluralidad de accionadores (44) son dispositivos
electromecánicos.
7. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde
el miembro sustentador interior (18) define un eje vertical, y los
accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados para
mover el miembro exterior (30) en una dirección uniforme con
respecto al miembro sustentador interior (18) a lo largo del eje
vertical.
8. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde
el miembro sustentador interior (18) define un eje vertical, y los
accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados para
mover las porciones de los bordes de ataque y salida (20, 24) del
miembro exterior (30) en direcciones opuestas con respecto al
miembro sustentador interior (18) a lo largo del eje vertical.
9. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde
el miembro sustentador interior (18) define un eje lateral, y los
accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados para
rotar al miembro exterior (30) alrededor del eje lateral.
10. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde
los accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados
para mover las porciones de los bordes distales (34a, 34b) en
direcciones opuestas con respecto al miembro sustentador interior
(18).
11. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 5, donde
el miembro sustentador interior (18) define un eje longitudinal, y
los accionadores (44) tienen las dimensiones y están configurados
para rotar al miembro exterior (30) alrededor del eje
longitudinal.
12. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde
el miembro exterior (30) se extiende lateralmente a lo largo del
miembro sustentador interior (18).
13. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde
el miembro exterior (30) es sustancialmente rígido.
14. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 13, donde
el miembro exterior (30) está hecho de un material de resina
compuesta.
15. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 1, donde
el miembro sustentador interior (18) consiste en un ala (16).
16. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 15, donde
el ala (16) tiene un par de extremos de ala opuestos y las
porciones de bordes distales (34a, 34b) del miembro exterior (30)
están dispuestos respectivamente en el mismo.
17. Un dispositivo de control
aerodinámico (10), como se reivindica en la Reivindicación 14, donde
el ala tiene forma de ala en delta.
18. Un método para el control
aerodinámico de la aeronave (12) que consta de los pasos de:
- (a)
- proporcionar la aeronave (12) con un miembro sustentador interior aerodinámico (18) que tenga un borde de ataque (20), un borde distal (22) y un borde de salida (24);
- (b)
- proporcionar la aeronave (12) con un miembro exterior movible (30) que se extiende sustancialmente sobre los bordes de ataque, distal y salida (20, 22, 24) del miembro sustentador interior (18) y separado del mismo, teniendo el miembro exterior (30) porciones de borde de ataque, distales y salida (32, 34a, 34b, 36) que forman un miembro unitario ininterrumpido, estando hecho el miembro exterior (30) de un material de resina compuesta;
- (c)
- sujetar el miembro exterior (30) al miembro sustentador interior (18) de tal modo que las porciones de los bordes de ataque, distales y salida (32, 34a, 34b, 36) del miembro exterior (30) se puedan mover colectivamente al unísono con respecto al miembro sustentador interior (18) para formar una superficie sustentadora ininterrumpida que se extienda sobre el miembro sustentador interior (18) y el miembro exterior (30); y
- (d)
- mover selectivamente el miembro exterior (30) con respecto al miembro sustentador interior (18), contorneando así la superficie sustentadora para conseguir el control aerodinámico deseado de la aeronave (12).
19. Un método de control aerodinámico,
como se reivindica en la Reivindicación 18, donde el paso (d)
consiste en mover selectivamente el miembro exterior (30) con
respecto al miembro sustentador interior (18) mediante una
pluralidad de accionadores (44) que acoplan mecánicamente el miembro
exterior (30) con el miembro sustentador interior (18).
20. Un método de control aerodinámico,
como se reivindica en la Reivindicación 18, donde la aeronave (12)
define un eje vertical y el paso (d) consiste en mover el miembro
exterior (30) con respecto al miembro sustentador interior (18) a
lo largo del eje vertical para conseguir el control del cabeceo de
la aeronave (12).
21. Un método de control aerodinámico,
como se reivindica en la Reivindicación 18, donde la aeronave (12)
define un eje vertical y donde el paso (d) consiste en mover las
porciones de bordes de ataque y salida (32, 36) del miembro
exterior (30) en direcciones opuestas con respecto al miembro
sustentador interior (18) a lo largo del eje vertical para
conseguir el control del cabeceo de la aeronave (12).
22. Un método de control aerodinámico,
como se reivindica en la Reivindicación 18, donde la aeronave (12)
define un eje longitudinal y donde el paso (d) consiste en rotar el
miembro exterior (30) alrededor del eje longitudinal para conseguir
el control de guiñada de la aeronave (12).
23. Un método de control aerodinámico,
como se reivindica en la Reivindicación 18, donde la aeronave (12)
define un eje longitudinal y donde el paso (d) consiste en rotar el
miembro exterior (30) alrededor del eje longitudinal para conseguir
el control del balanceo de la aeronave (12).
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