ES2282561T3 - Estructura de perfil de ala de un avion. - Google Patents

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Abstract

Estructura de perfil de ala de un avión, con un ala que presenta un dispositivo hipersustentador (12), en la que está prevista una superficie aerodinámica portante, colocada por arriba y por debajo, sobre la construcción interior del dispositivo hipersustentador (12) y realizada con un casco superior e inferior (4, 5) de revestimiento que termina en el borde delantero y posterior (1, 2) del dispositivo hipersustentador (12) y que se extiende en la dirección de su envergadura, estando fijado el dispositivo hipersustentador (12) de forma articulada en la parte posterior del ala en al menos tres puntos de fijación y estando moldeados en el casco superior e inferior (4, 5) de revestimiento varios resaltes (6, 7) en forma de ranuras, dispuestos a distancia entre sí en dirección (3) de la envergadura, cuyo desarrollo está definido comenzando en el borde posterior (2) en dirección a una línea central (8) del perfil de la construcción interior y su moldeado tiene forma decreciente con la reducciónde la distancia respecto al borde delantero (1).

Description

Estructura de perfil de ala de un avión.
La invención se refiere a una estructura de perfil de ala de un avión según el preámbulo de la reivindicación 1. Su aplicación se refiere a mejoras aerodinámicas en el ala del avión, con las que se evita en gran medida en la zona del borde posterior de una superficie de sustentación o de un dispositivo hipersustentador (flap de aterrizaje y/o alerón) la aparición de fuerzas de reacción en la estructura de perfil de ala debido a la curvatura del ala y/o debido a la curvatura del dispositivo hipersustentador activado. El comportamiento frente a la deformación del ala o del dispositivo hipersustentador se debe estabilizar mediante su zona del borde posterior del ala sin medidas mecánico-estructurales adicionales.
Para el control de un avión en vuelo se usan superficies aerodinámicas activas de ajuste (superficies de control, timón) que están integradas de forma conocida (con frecuencia) en la zona del borde posterior de ala de ambas alas. Para el control del balanceo se prevé un alerón que está sujetado normalmente mediante dos articulaciones de bisagra a la respectiva ala y que se acciona hacia arriba o hacia abajo por el borde posterior del ala (según se pretenda influir en la situación de vuelo). Todas las superficies de control tienen en común que presentan una longitud pequeña en relación con la envergadura del ala y una profundidad grande en comparación con la profundidad del ala. Estas superficies de control se pueden sujetar normalmente al ala mediante dos articulaciones de bisagra (según el modelo de la figura adjunta 5) y, por tanto, quedan apoyadas de una forma estática determinada. Debido a la longitud relativamente pequeña del timón permanece asimismo pequeña la diferencia de deformación respecto a la línea de curvatura del ala. En un apoyo de este tipo no se obliga al timón a curvar el ala (no hay deformación en la dirección z del ala), por lo que en la estructura del timón no se originan fuerzas de reacción que se presentan, por ejemplo, al apoyarse el timón en el flap de aterrizaje con tres bisagras. Se tendrá que considerar esta desventaja, si resulta necesario (según el modelo de la figura adjunta 6) el uso de superficies delgadas de control con una unión continua de bisagra (mediante una sujeción de bisagra con tres o más bisagras). En este caso se observa una superficie de control que presentará una longitud aproximada de cuatro metros (aproximadamente 4 m) y una profundidad aproximada de cuarenta centímetros (aproximadamente 0,4 m). Esta superficie de control del timón (denominada también "tab" por los técnicos) debe estar sujetada al ala o al flap de aterrizaje mediante varias (más de dos) bisagras para garantizar una sujeción perfecta desde el punto de vista aerodinámico, en la que se logra una uniformidad de las dos líneas de curvatura y de la línea de bisagra (denominada también "hingeline" por los técnicos).
Una sujeción exacta desde el punto de vista aerodinámico se puede apreciar entonces básicamente (según el modelo de la figura 6) sólo al apoyarse estos elementos del ala en tres puntos, produciendo este apoyo ya en una posición del tab de cero grado fuerzas correspondientes de reacción en la estructura de perfil de ala del timón (tab) unido por bisagra. Estas fuerzas de reacción en la superficie de control no sólo se derivan de la curvatura del ala, sino también de la curvatura de la superficie de control alrededor de su eje rígido en un "borde vertical" (eje con momento grande de inercia), si ésta se desvía en caso de una línea curvada de bisagra (hingeline).
La figura adjunta 7 proporciona al observador una imagen de qué fuerzas de reacción actuarán en caso de desviarse el timón (tab) alrededor de una línea curvada de bisagra. En esta figura 7 se representa, por ejemplo, la aparición de fuerzas de presión-reacción en la estructura de perfil del tab en caso de una desviación negativa del tab. En función de la dirección de actuación se originan entonces en la estructura de perfil de tab del timón, unido por bisagras, altas tensiones de presión y de tracción que pueden provocar un fallo de la estabilidad de ésta y, por tanto, requieren medidas adicionales como la estabilización de la estructura mediante el montaje de puntales longitudinales adicionales y/o nervaduras o su refuerzo que estaría en correlación con un aumento del peso. Además se necesitan mayores fuerzas de actuación, aumentarán las fuerzas de apoyo en las bisagras y la rigidez del timón repercutirá desventajosamente en el comportamiento frente a la deformación del ala o del flap de aterrizaje. Si se quieren evitar los problemas analizados que se originan a partir de la sujeción del timón al ala o al flap de aterrizaje mediante tres articulaciones de bisagra (en caso de apoyarse estos elementos del ala en tres puntos), sería lógico sujetar el timón en cuestión mediante varias articulaciones de bisagra e incorporar así de cierto modo en el timón (tab) una flexibilidad alrededor del eje Z del tab. Esto significa que, según la representación de la figura adjunta 8, el timón (tab) se adaptará tanto en la posición de cero grado como en estado desviado a la línea de bisagra (hingeline) curvada previamente por el ala, sin que se puedan originar fuerzas de reacción. En el mundo técnico se conoce que las configuraciones presentadas se materializan de forma conocida en aviones de pasajeros del tipo "Airbus", exceptuando el modelo "A300".
Para llevar a cabo la sujeción de un dispositivo hipersustentador (ligero y de un material compuesto reforzado de fibras de carbono (CFK)) situado en la parte trasera del ala, que (en un avión de gran capacidad) discurrirá, por ejemplo, por todo lo largo del borde posterior del ala y mediante la que se debe evitar en gran medida durante el vuelo la aparición de fuerzas de reacción (tensiones de presión o tracción) en la estructura de perfil (reforzada de fibras de carbono) del dispositivo hipersustentador, que se atribuyen de forma causal a la curvatura del ala y/o a la curvatura del dispositivo hipersustentador activado durante su movimiento del flap o del timón (en función de la dirección de actuación), el técnico buscará soluciones más adecuadas, para las que el estado de la técnica no le tiene preparado ningún prototipo. Se necesitan soluciones aerodinámicas más ventajosas (respecto al estado de la técnica), mediante las que se reducen las fuerzas de apoyo y actuación en un flap de aterrizaje y/o en un alerón (en general, en un dispositivo hipersustentador, por ejemplo, con una construcción reforzada de fibras de carbono), de modo que resulta posible reducir (también) el peso en las zonas de generación de la fuerza de los elementos del ala unidos de forma móvil mediante bisagras.
El documento US4830315 muestra resaltes en forma de ranuras en el borde posterior de un ala para reducir separaciones del flujo.
Por consiguiente, la invención tiene el objetivo de dar a conocer una estructura de perfil de ala de un avión con mejoras aerodinámicas, con la que se evita en gran medida en la zona del borde posterior de una superficie de sustentación o de uno (de varios) dispositivos hipersustentadores (flap de aterrizaje y/o alerón) la aparición de fuerzas de reacción en la estructura de perfil de ala debido a la curvatura del ala y/o debido a la curvatura del dispositivo hipersustentador activado. Se debe lograr una reducción de las fuerzas de apoyo y actuación, de modo que se logre un ahorro del peso en las zonas de generación de la fuerza de los elementos del ala unidos de forma móvil mediante bisagras.
Este objetivo se consigue mediante las medidas indicadas en la reivindicación 1. En las demás reivindicaciones se indican configuraciones convenientes de estas medidas.
La invención se explica detalladamente en un ejemplo de realización por medio de los dibujos. Muestran:
Fig. 1 la construcción principal de un timón con un resalte en forma de ranura moldeado en cada caso en el casco superior e inferior de revestimiento,
Fig. 2 una vista de los resaltes en forma de ranuras, superpuestos de modo ajustado, con representación de la anchura de su superficie de ensamblaje,
Fig. 3 la vista según la figura 2 en dirección de la profundidad del perfil,
Fig. 4 la construcción (interior visible) del timón según la figura 1 en el corte transversal,
Fig. 5 el apoyo móvil, realizado con dos bisagras, de un timón (tab) en un flap de aterrizaje o en un ala,
Fig. 6 el apoyo móvil, realizado con tres bisagras, de un timón (tab) en un flap de aterrizaje o en un ala,
Fig. 7 la vista según la figura 5 en caso de una desviación negativa del timón con representación de la dirección de acción de fuerzas de reacción que solicitan a la estructura,
Fig. 8 la representación individual de un timón apoyado de forma móvil con bisagras mediante varias bisagras en el ala o en el flap de aterrizaje (según el modelo de las figuras 5 y 7) con representación de fuerzas de reacción (en las tres direcciones) que solicitan a la estructura,
Fig. 9 la vista de un timón (FINTAB de CFK) apoyado de forma móvil con bisagras por todo el borde posterior del ala o de los flaps de aterrizaje en el ala o en el flap de aterrizaje.
Respecto a las soluciones según las figuras 5 a 8, ya se han dado explicaciones al inicio, por lo que no son necesarias más aclaraciones. Sólo se ha de añadir que en la figura 5 se vuelven a producir los problemas aerodinámicos conocidos en caso de un apoyo deseado de un timón largo (tab) en dos sujeciones de bisagra. En la figura 6 se observa una sujeción aerodinámica (realizada con bisagras) del timón (tab) al flap de aterrizaje o al ala mediante un apoyo móvil con bisagras en tres puntos, produciendo este apoyo ya en la posición del tab de cero grado fuerzas de reacción en la estructura. En la figura 7 se representa la desviación del timón (tab) alrededor de una línea curvada de bisagra, mediante la que se presentarán fuerzas de presión y tracción en la estructura del tab en caso de una desviación negativa del tab. En la figura 8 se representa un timón individual (tab), por medio del que se dirige la atención del observador hacia las características de rigidez optimizadas y necesarias de un timón para evitar la aparición de fuerzas de reacción, si se ha hecho una sujeción aerodinámica (realizada exactamente) del timón (tab) al flap de aterrizaje o al ala mediante el apoyo en varios puntos. Con estas soluciones presentadas se pretende que el observador profundice su conocimiento sobre la problemática (analizada al principio) para reconocer, por una parte, la posibilidad de eliminar las desventajas inherentes al estado conocido de la técnica y, por la otra parte, para dirigir su curiosidad hacia el concepto de solución presentado a continuación por medio de un ejemplo de realización.
Se ha de mencionar en primer lugar que con las mejoras aerodinámicas en una estructura de perfil de ala de un avión, dispuesta en la zona del borde posterior de una superficie de sustentación o de uno (de varios) dispositivos hipersustentadores (flap de aterrizaje y/o alerón), se evita en gran medida la aparición de fuerzas de reacción en la estructura de perfil de ala debido a la curvatura del ala y/o debido a la curvatura del dispositivo hipersustentador activado. Por consiguiente, se prevé usar una estructura de perfil de ala realizada según el modelo de la figura 1. Esta estructura de perfil de ala [para, por ejemplo, un timón (tab) o el borde posterior de un timón, de un flap de aterrizaje o de un ala] está realizada con una superficie aerodinámica portante, colocada, por arriba y por debajo, sobre la construcción interior (denominada así en general) de un ala o de un dispositivo hipersustentador.
En este punto se señala que por dispositivo hipersustentador (por ejemplo, en este caso) se entiende un flap de aterrizaje o un timón de dirección, preferentemente un alerón, con una superficie aerodinámica de ajuste. Además, el término "construcción interior" se refiere en general, respecto a las figuras 1 a 4, a un timón de dirección (representado a modo de ejemplo en la figura 1) o a un flap de aterrizaje que está formado básicamente (además de por otros elementos adicionales no considerados aquí) por los componentes: el larguero cajón 15 y el travesaño 16 del borde extremo que están situados en paralelo en la dirección de la envergadura del flap de aterrizaje o del timón de dirección y separados entre sí en la dirección de la profundidad t del perfil. En la zona del larguero cajón y del travesaño del borde extremo se fijan por arriba y por abajo los cascos mencionados 4, 5 de revestimiento para obtener la superficie aerodinámica controlable mencionada (estructura de superficie de control). Esta última está formada concretamente por un casco superior e inferior 4, 5 de revestimiento (casco superior e inferior) que finaliza en el borde delantero y posterior 1, 2 del ala o del dispositivo hipersustentador y se extiende en la dirección de su envergadura, estando dispuesto en el dispositivo hipersustentador en la parte trasera del ala. En los cascos superiores e inferiores 4, 5 están moldeados varios resaltes 6, 7 en forma de ranuras (por ejemplo, según la figura 9), dispuestos a distancia entre sí en la dirección 3 de la envergadura (posible) del ala y (evidentemente) del dispositivo hipersustentador [flap de aterrizaje y/o timón de dirección (alerón)]. El desarrollo en forma de ranura de los resaltes 6, 7 (por ejemplo, según el modelo de la figura 1) debe comenzar definitivamente en el borde posterior 2 (de los cascos 4, 5 de revestimiento) y discurrir en dirección de una línea central 8 (ficticia) del perfil (línea de esqueleto) de la construcción interior.
Se ha de señalar que los resaltes mencionados 6, 7 que (como ya se dijo) se moldean tanto en el casco superior como inferior 4, 5 con un desarrollo igual y una configuración igual en la misma dirección, presentan una forma de parábola (parabólica) en V, abierta hacia la línea central 8 del perfil, y están moldeados en el respectivo dispositivo hipersustentador (el flap de aterrizaje y/o el timón de dirección) o (posiblemente también) en el ala. En este caso se piensa, por ejemplo, en elementos aerodinámicos cónicos con forma de parábola, configurados como resaltes 6, 7, que se pueden observar claramente en las figuras 1, 3 y 4. Estos resaltes 6, 7 están dispuestos en el espacio libre (extendido entre la interrupción de los travesaños), suponiéndose la existencia de una interrupción (no analizada en detalle) del travesaño 16 del borde extremo (dispuesto en la dirección de la envergadura).
Estos resaltes 6, 7 cubren por pares la respectiva interrupción mediante un resalte 6, 7 curvado en forma de parábola que se separa (de la superficie de revestimiento) por encima del casco superior 4 de revestimiento (casco superior) y por debajo del casco inferior 5 de revestimiento (casco inferior) y que tiene en el origen de la parábola una forma final cónica, ya que también está previsto que el travesaño 16 del borde extremo esté interrumpido en varios lugares. A lo largo del desarrollo (analizado a continuación) de los resaltes 6, 7 en la dirección de la profundidad del perfil se encuentra el desarrollo (casi idéntico) de esta curvatura hacia arriba en forma de parábola, cuyo moldeado de forma decreciente está configurado en gran medida con una variación decreciente gradual (en forma de parábola decreciente continuamente y abierta hacia arriba) con la reducción de la distancia respecto al borde delantero 1 (del casco superior o inferior).
Visto en detalle, el moldeado mencionado de los resaltes 6, 7 está configurado con una forma decreciente y variable mediante la reducción de la distancia respecto al borde delantero 1 (de los cascos 4, 5 de revestimiento), siendo variable porque en el caso del ala, por una parte, el desarrollo de los resaltes 6, 7, moldeados en el casco superior e inferior 4, 5 de revestimiento de la respectiva ala, finaliza cerca del canto posterior 2 de los cascos 4, 5 de revestimiento o en el centro de la profundidad t del perfil (del ala) [en general: sin sobrepasar el centro de la profundidad t del perfil del ala]. Por la otra parte, está previsto en el respectivo dispositivo hipersustentador (flap de aterrizaje o timón de dirección) que el desarrollo de los resaltes 6, 7, moldeados en el casco superior e inferior 4, 5 de revestimiento del respectivo dispositivo hipersustentador, sobrepase (visto en general) al menos el centro de la profundidad t del perfil (del respectivo dispositivo hipersustentador). En este sentido se considera que el desarrollo de los resaltes 6, 7 finaliza en una primera y segunda línea ficticia 10a, 10 del perfil que está situada cerca del canto delantero 1 del casco superior e inferior 4, 5 y que discurre en paralelo en la dirección 3 de la envergadura del respectivo dispositivo hipersustentador.
El moldeado de los resaltes 6, 7 dispuestos por pares (en dirección de la línea central 8 del perfil) finaliza por el lado del borde extremo en un borde extremo 13, 14 que termina en punta y que, según la figura 1, termina en la (llamada) primera y segunda línea ficticia 10a, 10 del perfil que discurre (en la dirección de la envergadura del flap de aterrizaje o del timón de dirección) y que está situada, por ejemplo, cerca del larguero cajón 15 o que es tangente directamente a la superficie trasera (no visible por fuera de la construcción interior y no cubierta por el revestimiento) de la zona del larguero. Por consiguiente, el desarrollo del primer resalte 6 finaliza (visto en general) aproximadamente en la prolongación de un eje ficticio L del borde extremo que está situado en perpendicular sobre la línea central 8 del perfil y que es tangente a una punta 13a (situada cerca del larguero cajón 15 o tangente a éste), en la que desemboca la zona del borde extremo 13 del segundo resalte estrechado.
En la figura 1 se puede observar también (sin más) que en el casco superior 4 de revestimiento (casco superior) está moldeado un primer resalte 6 y en el casco inferior 5 de revestimiento (casco inferior), un segundo resalte 7.
Ambos resaltes 6, 7, instalados por pares, están ensamblados entre sí de forma justa, apoyados uno sobre otro, a lo largo de un eje z del tab en una zona extrema 9 de borde posterior (dispuesta por encima de la superficie de apoyo del revestimiento del travesaño 16 del borde extremo) del ala o del respectivo dispositivo hipersustentador, que está delimitada por el borde posterior 2 y por una (llamada) tercera línea central ficticia 11 del perfil que está situada cerca de este último y que discurre en paralelo a éste, y que discurre en la dirección 3 de su envergadura [en dirección x (del eje) del tab].
Si se mira (previamente) la figura 9, se puede observar también en esta figura que por motivos de mantenimiento de la estabilidad y aerodinámicos se moldean en los respectivos dispositivos hipersustentadores o (posible) en el ala (según el modelo de la figura 1) varios resaltes 6, 7, dispuestos por pares, que reforzarán los cascos 4, 5 de revestimiento en la dirección z (del eje) del tab y que están moldeados según el modelo del primer resalte 6 a partir del casco superior 4 de revestimiento y según el modelo del segundo resalte 7, a partir del casco inferior 5 de revestimiento.
Si la realización de los dispositivos hipersustentadores [por ejemplo, del flap de aterrizaje o del timón de dirección o del ala (pensando en buenas perspectivas futuras) [(posible) en un avión de gran capacidad] se lleva a cabo según el modelo de la figura 9 mediante una construcción reforzada de fibras de carbono, entonces el ensamblaje de ambos resaltes 6, 7 se debe realizar, por ejemplo, con ayuda de una sustancia adhesiva adecuada (adhesivo en frío o en caliente o adhesivo de uno o varios componentes) o de otro medio adecuado de unión adhesiva que una por arrastre de material y con una fijación inseparable las dos superficies de ensamblaje (superficies de apoyo), moldeadas de forma justa y apoyadas una sobre otra, del primer y segundo resalte 6, 7 dentro de la zona extrema 9 del borde posterior, según muestra la figura 1. En este caso, el ensamblaje de ambos resaltes 6, 7 se realizará con o sin alimentación de calor y con o sin aplicación de fuerza (aplicación de presión en las superficies de ensamblaje). Los resaltes 6, 7 que se van a unir, permanecen en estado fijo en la zona de ensamblaje.
En la figura 2 aparece un extracto de la figura 1. En esta figura 2 se puede observar claramente la zona de ensamblaje de los resaltes 6, 7, situados uno sobre otro, que en la construcción aeronáutica se denominan también "aletas". En este caso, los resaltes 6, 7 en forma de parábola y abiertos hacia la línea central 8 del perfil [no mostrada (en la figura)] en dirección z del (eje) del tab] tienen una geometría ajustada (coordinada) en la dimensión indicada de la anchura de la superficie de ensamblaje, extendida en dirección y [(del eje) del tab], para obtener (en estado seco) un ensamblaje, casi sin zonas huecas, de las superficies de ensamblaje que se van a pegar.
La posición de un par individual de resaltes 6, 7 (aletas) se completa mediante la representación en corte transversal según la figura 3.
En la figura 4 se puede observar el corte longitudinal de un flap de aterrizaje o de un timón de dirección (alerón), en la que se representa el desarrollo de los resaltes 6, 7 en dirección de la profundidad del perfil [en dirección y (del eje) del tab].
Por último se hace referencia aún a la figura 9 que muestra un ejemplo práctico para materializar la solución analizada previamente según las figuras 1 a 4. En la figura 9 se ve un flap de aterrizaje (flap) con un timón 18 (tab), sujetado de forma móvil con bisagra mediante varias bisagras 17, en una construcción reforzada de fibras de carbono, que los técnicos denominan "FINTAB de CFK". Se distingue claramente la sujeción del timón 18 a todo lo largo del borde posterior del flap de aterrizaje (flap). Con independencia de la representación adicional de los actuadores y de las carenas de carril de flap (Flap-Track-Fairings), que no se abordan en detalle, se halla aquí un ejemplo típico de aplicación, al que se le prestará la atención correspondiente posiblemente en un avión de gran capacidad (debido también al ahorro logrado de peso).
Finalmente se puede hacer el resumen siguiente. Partiendo de las soluciones según las figuras 5 a 8, que representan un enfoque de la solución para hallar una solución innovadora mejorada (más adecuada) con el fin de evitar las desventajas, analizadas al principio, de estas soluciones, parece lógico (respecto a dispositivos hipersustentadores) sujetar el flap de aterrizaje del ejemplo, o el timón de dirección (denominado también "tab") mediante varias articulaciones de bisagra e incorporar así de cierto modo en el tab una flexibilidad alrededor del eje z del tab, mediante lo que el tab se debiera adaptar en una posición de cero grado como en el estado desviado a la línea de bisagra prefijada por el ala, sin que se puedan originar fuerzas de reacción (véase figura 8). A partir de este enfoque se intuye la materialización de una superficie de control ligera y sujetada exactamente desde el punto de vista aerodinámico que discurre, por ejemplo, a todo lo largo del borde posterior del ala. Asimismo, se debieran reducir las fuerzas originadas de apoyo y acción, de modo que parece viable ahorrar peso en estas zonas de generación de la fuerza. Las figuras 1 a 4 y 8 muestran una solución adecuada al respecto. En la figura 1 se representa la construcción de una estructura de superficie de control que responde a las exigencias mencionadas. Esta estructura de superficie de control está formada (básicamente por los componentes principales: "larguero cajón 15, casco superior 4 de revestimiento (casco superior), casco inferior 5 de revestimiento (casco inferior), travesaño 16 del borde extremo", completándose la construcción interior de esta parte de la estructura de ala, además de mediante el larguero cajón 15 y el travesaño 16 del borde extremo, mediante otros elementos estructurales (elementos de refuerzo y de unión) (no mostrados en detalle). Para garantizar la flexibilidad alrededor del eje vertical del tab [eje z (del eje) del tab] están moldeados resaltes 6, 7 (aletas) en forma de ranuras que discurren de forma cónica de los cascos 4, 5 de revestimiento al larguero cajón 15. El primer resalte 6 (aleta superior) entra en la estructura del tab y finaliza en un eje L del borde extremo que está situado en perpendicular sobre la línea central 8 del perfil y que es tangente a una zona del borde extremo del segundo resalte 7 (aleta inferior) (que discurre por debajo del primer resalte 6), sobresaliendo el segundo resalte 7 de la estructura del tab. En el espacio libre de la zona del travesaño extremo (del travesaño 16 del borde extremo interrumpido por secciones), los resaltes 6, 7 (aletas) están fabricados de forma ajustada entre sí y ensamblados mediante un adhesivo (véase figura 1).
Los resaltes 6, 7 (aletas) en forma de ranuras sirven como elementos elásticos o pliegues de extensión y garantizan la flexibilidad necesaria alrededor del eje vertical del tab [eje z (del eje) del tab]. Discurriendo hacia el larguero cajón 15, la altura de los resaltes 6, 7 (aletas) desciende a lo largo del eje vertical del tab, ya que aquí se encuentra la fibra neutral del tab individual y, por tanto, se producirá una deformación menor. Los resaltes 6, 7 (aletas) refuerzan los cascos 4, 5 de revestimiento en dirección z (del eje) del tab y refuerzan, asimismo, todo el cuerpo de la estructura mediante su unión entre sí. Por tanto, asumen la función de nervadura (transmisión de la fuerza transversal). Mediante el encaje entre sí de los resaltes 6, 7 (aletas) no es necesario hermetizar la zona extensible. El larguero cajón 15 asume en mayor medida la absorción de la torsión y dimensiona, por tanto, con mucha rigidez a la torsión, resultando ideal un perfil cerrado con una construcción compuesta reforzada de fibras de +/- 45º.
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Lista de números de referencia
1
\tabul
Borde delantero
2
\tabul
Borde posterior
3
\tabul
Dirección de la envergadura
4
\tabul
Casco superior de revestimiento, casco superior
5
\tabul
Casco inferior de revestimiento, casco inferior
6
\tabul
Primer resalte, en forma de ranura
7
\tabul
Segundo resalte, en forma de ranura
8
\tabul
Línea central del perfil
9
\tabul
Zona extrema del borde posterior
10a
\tabul
Primera línea ficticia del perfil
10
\tabul
Segunda línea ficticia del perfil
11
\tabul
Tercera línea ficticia del perfil
12
\tabul
Flap de aterrizaje
13
\tabul
Borde extremo (del segundo resalte 6)
13a
\tabul
Punta
14
\tabul
Borde extremo (del primer resalte 6)
15
\tabul
Larguero cajón
16
\tabul
Travesaño del borde extremo
17
\tabul
Bisagra
18
\tabul
Timón (tab)
t
\tabul
Profundidad del perfil
L
\tabul
Eje del borde extremo
\global\parskip0.000000\baselineskip

Claims (13)

1. Estructura de perfil de ala de un avión, con un ala que presenta un dispositivo hipersustentador (12), en la que está prevista una superficie aerodinámica portante, colocada por arriba y por debajo, sobre la construcción interior del dispositivo hipersustentador (12) y realizada con un casco superior e inferior (4, 5) de revestimiento que termina en el borde delantero y posterior (1, 2) del dispositivo hipersustentador (12) y que se extiende en la dirección de su envergadura, estando fijado el dispositivo hipersustentador (12) de forma articulada en la parte posterior del ala en al menos tres puntos de fijación y estando moldeados en el casco superior e inferior (4, 5) de revestimiento varios resaltes (6, 7) en forma de ranuras, dispuestos a distancia entre sí en dirección (3) de la envergadura, cuyo desarrollo está definido comenzando en el borde posterior (2) en dirección a una línea central (8) del perfil de la construcción interior y su moldeado tiene forma decreciente con la reducción de la distancia respecto al borde delantero (1).
2. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 1, caracterizada porque el desarrollo de los resaltes (6, 7), moldeados en el casco superior e inferior (4, 5) de revestimiento del dispositivo hipersustentador, finaliza sin sobrepasar el centro de una profundidad (t) del perfil del dispositivo hipersustentador.
3. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 2, caracterizada porque el desarrollo de los resaltes (6, 7) finaliza cerca del borde posterior (2) de los cascos (4, 5) de revestimiento o en el centro de la profundidad (t) del perfil del dispositivo hipersustentador.
4. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 1, caracterizada porque el desarrollo de los resaltes (6, 7), moldeados en el casco superior e inferior (4, 5) de revestimiento del dispositivo hipersustentador, sobrepasa al menos el centro de la profundidad (t) del perfil del dispositivo hipersustentador.
5. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 4, caracterizada porque el desarrollo del primer resalte (6) por encima del segundo resalte (7) finaliza en una primera línea ficticia (10a) del perfil que está situada cerca del borde delantero (1) del casco superior (4) de revestimiento y que discurre en paralelo en dirección (3) de la envergadura del dispositivo hipersustentador y el desarrollo del segundo resalte (7) finaliza en una segunda línea ficticia (10) del perfil que está situada cerca del borde delantero (1) del casco inferior (5) de revestimiento y que discurre en paralelo en dirección (3) de la envergadura del dispositivo hipersustentador.
6. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 1, caracterizada porque los resaltes (6, 7) están moldeados según el modelo de un primer resalte (6) a partir del casco superior (4) de revestimiento y según el modelo de un segundo resalte (7), a partir del casco inferior (5) de revestimiento, estando ensamblados los dos entre sí de forma justa, apoyados uno sobre otro, en una zona extrema (9) del borde posterior del dispositivo hipersustentador que está delimitada por el borde posterior (2) y por una tercera línea central ficticia (11) del perfil que está situada cerca de este último y que discurre en paralelo a éste, y que discurre en la dirección (3) de su envergadura.
7. Estructura de perfil de ala según una de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizada porque el desarrollo del primer resalte (6) por encima del segundo resalte (7) finaliza aproximadamente en la prolongación de un eje ficticio (L) del borde extremo que está situado en perpendicular sobre la línea central (8) del dispositivo hipersustentador.
8. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 7, caracterizada porque el eje (L) del borde extremo es tangente de igual modo a una punta (13a) asignada a un borde extremo (13), que termina en punta, al principio del segundo resalte (7) de forma decreciente, en el que desemboca el borde extremo (13) del segundo resalte (7) de forma decreciente.
9. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 1, caracterizada porque en el dispositivo hipersustentador están moldeados resaltes correspondientes (6, 7) con una forma de parábola abierta hacia la línea central (8) del perfil.
10. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 9, caracterizada porque los resaltes (6, 7) son elementos aerodinámicos cónicos con forma de parábola.
11. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 1, caracterizada porque el moldeado de forma decreciente de los resaltes (6, 7) está configurado en gran medida con una variación decreciente gradual con la reducción de la distancia respecto al borde delantero (1).
12. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 1, caracterizada porque el moldeado de los resaltes (6, 7) en dirección de la línea central (8) del perfil es por el lado del borde extremo un borde extremo (13, 14) configurado en punta.
13. Estructura de perfil de ala según la reivindicación 6, caracterizada porque la unión ensamblada de los resaltes (6, 7) es una unión fija inseparable por arrastre de material, realizada con un adhesivo adecuado, aplicado entre las dos superficies de ensamblaje, y con o sin aplicación de calor en los resaltes (6, 7) y con o sin aplicación de fuerza sobre la zona de ensamblaje en la zona extrema (9) del borde posterior.
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