ES2274658A1 - Mecanismo para suprimir las oscilaciones de ciclo limite en superficies de control aerodinamicas servocontroladas. - Google Patents

Abstract

Mecanismo para suprimir las oscilaciones de ciclo límite en superficies de control aerodinámicas servocontroladas. Las superficies de control aerodinámicas servocontroladas, tal como el timón (1) de un avión, están equipadas con servoactuadores (5). Los soportes de cojinete (3) de la charnela de giro (2) o de abisagrado, dan lugar a la formación de un juego libre por las tolerancias de fabricación, que será más acusado con el desgaste de los cojinetes o elementos de articulación. El mecanismo (8) que nos ocupa, incorpora un elemento elástico (10) fijado a la estructura (4) en la que articula la superficie de control (1), conectado rígidamente a una bieleta (12) portadora de un rodillo (13) seguidor de una leva (9) solidaria a la superficie de control (1). El perfil de la leva (9) produce una continua deformación angular, no lineal, del elemento elástico para determinar un par de fuerzas sobre la superficie de control (1) que es máximo en la posición neutra de ésta y llega a anularse en lasdesviaciones laterales extremas.

Description

Mecanismo para suprimir las oscilaciones de ciclo límite en superficies de control aerodinámicas servocontroladas.

Objeto de la invención

La presente invención, según lo expresa el enunciado de esta memoria descriptiva, se refiere a un mecanismo para suprimir las oscilaciones de ciclo límite en superficies de control aerodinámicas servocontroladas, el cual comporta notables características relevantes y ventajosas frente a otros dispositivos empleados en la actualidad con esta misma finalidad.

Estas superficies aerodinámicas se encuentran abisagradas o en general articuladas a una estructura fija y su rotación dirigida por el piloto o por sistemas de control de vuelo automáticos, genera momentos y fuerzas aerodinámicas que estabilizan y controlan la nave, tal como timones de profundidad, timones de dirección y alerones.

Las superficies de control aerodinámicas son propensas a sufrir inestabilidades dinámicas en vuelo. Estos son algunos de los factores que contribuyen a producir dichas inestabilidades dinámicas en el vuelo:

- Optimización del peso de las superficies de control y las superficies primarias a las que están unidas, cuyos resultados son estructuras más ligeras y menos rígidas.

- Velocidad en vuelo: el incremento de la velocidad en vuelo aumenta la tendencia a la inestabilidad.

- Tamaño de la superficie de control. Cuanto mayor es la superficie de control, mayor es la tendencia a la inestabilidad dinámica debida a una mayor inercia. Estos factores contribuyentes han quedado patentes durante la creación de aeronaves muy grandes y de nueva generación.

- Servoactuadores y soportes de los servoactuadores: su rigidez es un elemento fundamental a la hora de estabilizar la dinámica de las superficies de control. Sin embargo, el balance entre rigidez e inercia empeora al aumentar el tamaño de la superficie de control.

- Juego libre en las uniones de los servoactuadores y en la superficie de control que sostienen la charnela o línea de bisagras.

No debe haber inestabilidades dinámicas en las superficies de control aerodinámicas en situaciones normales o incluso de averías, debiendo ser la probabilidad de que se produzca inferior a lo especificado en las normativas o los requisitos aplicables y adecuados para el funcionamiento seguro de la aeronave. Como hemos indicado anteriormente, en los modernos aviones con superficies de control servocontroladas, los servoactuadores desempeñan un papel crucial en la estabilidad dinámica.

Sin embargo, puede suceder con frecuencia que una superficie de control dinámicamente estable equipada con servoactuadores, pase a ser dinámicamente inestable si no operan los servoactuadores. Puesto que los soportes de la línea de bisagras de la superficie de control y los servoactuadores quedarán expuestos al juego libre a causa de las tolerancias de fabricación y el desgaste de los cojinetes o elementos de articulación similares que faciliten la rotación de la superficie de control, la tendencia natural es que la superficie de control sea dinámicamente inestable siendo la amplitud de las oscilaciones algo superior al juego libre existente en las articulaciones. Esta inestabilidad dinámica conduce al fenómeno normalmente conocido como oscilaciones cíclicas límite de la superficie de control, que a su vez dan como resultado momentos y fuerzas que se transmiten a la aeronave.

Dependiendo de la amplitud y la frecuencia de estas oscilaciones de ciclo límite resultantes, las vibraciones de la aeronave pueden perturbar a la tripulación y pasajeros o, si son lo suficientemente grandes, comprometer la seguridad del vuelo. Por otra parte, estas oscilaciones, incluso si son tan pequeñas que la tripulación no llega a percibirlas, derivarán en un incremento de daños por fatiga y mayor desgaste de las partes afectadas.

Antecedentes de la invención

Aunque actualmente se están realizando grandes esfuerzos para reducir la holgura, es inevitable que exista debido al desgaste. Anular las oscilaciones de ciclo límite requiere un costoso mantenimiento que garantice que la holgura se mantenga dentro de unos mínimos, o recurrir a otro tipo de medidas como equilibrar el peso de la superficie de control, añadiendo contrapesos, o bien, aumentar la rigidez estructural, lo que conlleva una sanción por peso.

Descripción de la invención

En líneas generales, el mecanismo para suprimir las oscilaciones del ciclo límite en superficies de control aerodinámicas servocontroladas, objeto de la invención, consigue este efecto sin realizar un mayor equilibrado de masas de la superficie, una mayor rigidez estructural, o un juego libre reducido de los cojinetes o elementos de articulación.

El mecanismo que nos ocupa lleva incorporado un elemento elástico, tal como un muelle o barra de torsión, que está fijado a la estructura o estabilizador al que está unida la superficie de control o timón. Este elemento elástico lleva en su extremo activo una bieleta o palanca radial que termina en un rodillo que queda así constantemente aplicado a presión contra el perfil de una leva que se encuentra rígidamente unida a la superficie de control. Cuando se deflecta la superficie de control, el rodillo produce una deformación angular del elemento elástico, variando la fuerza o momento de reacción elástica dependiendo del perfil de la leva. De esta manera, al girar la superficie de control en torno a la charnela, la forma de la leva regula el par de fuerzas sobre el timón para que:

a)

La superficie de control puede girar en torno a la charnela en la gama de desviaciones prescrita sin que se produzcan atascos o limitaciones del movimiento.

b)

El elemento elástico obliga al rodillo seguidor de la leva a estar continuamente en contacto con su perfil en la gama completa de desviaciones, positivas y negativas, de la superficie de control o timón.

c)

La deformación del elemento elástico no está linealmente relacionada con la rotación de la superficie de control, sino que:

- su deformación sea siempre mayor que un umbral prescrito y siempre en el mismo sentido.

- La fuerza normal de contacto a presión, con la que el rodillo ataca a la leva, genera un momento alrededor del eje de charnela que varía de forma no lineal al desviar angularmente la superficie de control. El momento es máximo en torno a la posición neutra, reduciéndose hasta anularse en términos prácticos para las desviaciones angulares de la superficie de control, positivas y negativas, que sobrepasen los umbrales prescritos, ya que el perfil de la leva en sus zonas extremas, es circular concéntrico al eje de charnela.

De esta manera, el elemento elástico carga la superficie de control con un par en torno a la línea de bisagras, que es máximo en la posición neutra de la superficie de control, reduciéndose a continuación y de forma progresiva a "0" al aumentar las deflexiones positivas y negativas de la superficie de control, en la forma prescrita.

Mediante esta carga elástica, que actúa además de las acciones aerodinámicas sobre la superficie de control, ésta es forzada contra el servoactuador paliando de este modo el efecto de la holgura de los elementos de articulación en las oscilaciones de ciclo límite. Cualquier oscilación puede quedar suprimida acorde con la invención, con grandes beneficios en cuanto a peso, resistencia aerodinámica, o coste frente a los sistemas conocidos, tal como los anteriormente referidos de equilibrado de masas, aumento de rigidez, cargas originadas por superficie de control aerodinámico, o sistemas basados en servosistemas activos.

Para facilitar la comprensión de las características de la invención y formando parte integrante de esta memoria descriptiva, se acompañan unas hojas de planos en cuyas figuras, con carácter ilustrativo y no limitativo se ha representado lo siguiente:

Breve descripción de los dibujos

Figura 1.- Es una vista esquemática en perspectiva del mecanismo para suprimir las oscilaciones de ciclo límite en superficies de control aerodinámicas servocontroladas, objeto de la invención, aplicado a un timón asistido por un servoactuador vinculado al estabilizador de un avión.

Figura 2.- Es una vista en perspectiva y a mayor escala, del mismo mecanismo de la figura 1, sin incluir la leva.

Figura 3.- Es una vista en perspectiva, a mayor escala, del mismo timón de la figura 1 para observar claramente la charnela de giro y el herraje donde se conecta el actuador, así como la posición de la leva.

Figura 4.- Es una vista esquemática de funcionamiento del mecanismo objeto de la invención.

Descripción de la forma de realización preferida

Haciendo referencia a la numeración adoptada en las figuras, podemos ver cómo el mecanismo para suprimir las oscilaciones de ciclo límite en superficies de control aerodinámicas servocontroladas, que la invención propone, está aplicado en este caso al control del timón 1 que articula en la línea de charnela 2, pasante por los soportes de cojinete 3 vinculados al elemento fijo o estabilizador 4 del avión.

El timón 1 está gobernado por el actuador 5 anclado entre los soportes 6 y 7 solidarios respectivamente al estabilizador y al timón, siendo estos anclajes articulados al constituirse los soportes en horquillas de anclaje.

El mecanismo para suprimir las oscilaciones de ciclo límite en este timón 1, está referenciado en general con el número 8 y su geometría se ve más claramente en la figura 2. En la figura 1 se muestra esquemáticamente el lugar de ubicación de este mecanismo que actúa sobre la leva 9 solidaria del timón y dispuesta perpendicularmente al eje de charnela 2.

El mecanismo 8 está formado por el elemento elástico 10, materializado en este caso por una barra de torsión, la cual está anclada por uno de sus extremos al disco 11 o elemento fijado sin posibilidad de movimiento a la parte fija de la estructura o estabilizador 4, como se observa en la figura 1. El punto de anclaje de la barra de torsión 10 es de sección cuadrada para inmovilización total de la barra 10. El extremo activo o móvil de la barra de torsión 10 lleva calada la bieleta 12 o palanca radial rematada en forma de horquilla para montar entre sus ramas el rodillo 13 seguidor del perfil de la leva 9, no representada en la figura 2 por pertenecer al timón 1 al ser solidaria de él como se observa en la figura 3.

La referencia 14 de la figura 2 designa el cojinete de apoyo del extremo de la barra de torsión 10 para controlar su giro.

Debido a la precarga de la barra de torsión 10, o elemento torsional elástico, el rodillo seguidor 13 siempre contacta a presión con el perfil o pista de rodadura de la leva 9, produciendo un momento de giro siempre del mismo signo sobre la leva, independientemente de que se origine con desplazamiento angular del timón en uno u otro sentido.

Analizando ahora la figura 4 podemos ver esquemáticamente el funcionamiento del mecanismo, lográndose un par (F x a) sobre el timón 12 cuando éste, está deflectando un ángulo \alpha. Se puede apreciar también que la bieleta 12 está desviada con un ángulo \beta (que siempre tendrá el mismo signo). El par mencionado es máximo en la posición neutra del timón (\alpha = 0), siendo "0" cuando el rodillo seguidor 13 alcanza los tramos circulares del perfil de leva 9 ya que la normal al punto de tangencia del rodillo en estos tramos es pasante por el centro, o intersección con el eje de charnela.

Claims (1)

1. Mecanismo para suprimir las oscilaciones de ciclo límite en superficies de control aerodinámicas servocontroladas, equipadas éstas con servoaccionadores y cuyos soportes de la charnela de giro o de abisagrado, determinan un juego libre por las tolerancias de fabricación y el desgaste de los cojinetes o elementos de articulación, caracterizado porque incorpora un elemento elástico (10), muelle o barra de torsión, fijado a la estructura (4) en la que articula la superficie de control (1), al que está conectado rígidamente una bieleta (12) dotada en su extremo de un rodillo (13) seguidor de una leva (9) solidaria de la superficie de control (1) y con un perfil que produce una continua deformación angular, no lineal, del elemento elástico (10) determinante de un par de fuerzas sobre la superficie de control, que disminuye al aumentar las desviaciones de la superficie de control (1), haciéndose "0" para desviaciones positivas y negativas que sobrepasen un valor angular preestablecido.