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.
\global\parskip0.500000\baselineskip
1
\tabulBorde delantero
2
\tabulBorde posterior
3
\tabulDirección de la envergadura
4
\tabulCasco superior de revestimiento, casco superior
5
\tabulCasco inferior de revestimiento, casco inferior
6
\tabulPrimer resalte, en forma de ranura
7
\tabulSegundo resalte, en forma de ranura
8
\tabulLínea central del perfil
9
\tabulZona extrema del borde posterior
10a
\tabulPrimera línea ficticia del perfil
10
\tabulSegunda línea ficticia del perfil
11
\tabulTercera línea ficticia del perfil
12
\tabulFlap de aterrizaje
13
\tabulBorde extremo (del segundo resalte 6)
13a
\tabulPunta
14
\tabulBorde extremo (del primer resalte 6)
15
\tabulLarguero cajón
16
\tabulTravesaño del borde extremo
17
\tabulBisagra
18
\tabulTimón (tab)
t
\tabulProfundidad del perfil
L
\tabulEje del borde extremo
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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.
Applications Claiming Priority (2)
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Family Cites Families (18)
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|---|---|---|---|---|
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| US1764842A (en) * | 1929-02-15 | 1930-06-17 | Jones Clifford Clarke | Airfoil |
| US2038337A (en) * | 1934-10-29 | 1936-04-21 | Ralph D Ballmann | Airplane wing |
| US2896880A (en) * | 1954-01-13 | 1959-07-28 | Raymond D Vogler | Rotary spoilers for use in lateral control of an airplane |
| US2973170A (en) * | 1957-06-27 | 1961-02-28 | Clarence J Rodman | Wing structure |
| US3144220A (en) * | 1962-02-23 | 1964-08-11 | Mathias H Kittelson | Control apparatus |
| US4084029A (en) * | 1977-07-25 | 1978-04-11 | The Boeing Company | Sine wave beam web and method of manufacture |
| US4830315A (en) * | 1986-04-30 | 1989-05-16 | United Technologies Corporation | Airfoil-shaped body |
| US4909655A (en) * | 1989-02-06 | 1990-03-20 | Grumman Aerospace Corporation | Interleaved tab assembly for connecting structural members |
| US4893964A (en) * | 1989-02-06 | 1990-01-16 | Grumman Aerospace Corporation | Interlocking structural members utilizing overlying composite strips |
| US5088665A (en) * | 1989-10-31 | 1992-02-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Serrated trailing edges for improving lift and drag characteristics of lifting surfaces |
| GB9116787D0 (en) * | 1991-08-01 | 1991-09-18 | Secr Defence | Article having an aerofoil section with a distensible expansion surface |
| WO1997021931A1 (de) * | 1995-12-12 | 1997-06-19 | Roche Ulrich | Verfahren zur ausbildung einer oberfläche für den kontakt mit einem strömenden fluid und körper mit entsprechend ausgebildeten oberflächenbereichen |
| JP3647612B2 (ja) * | 1997-07-24 | 2005-05-18 | 富士重工業株式会社 | 航空機の前縁構造及びその製造方法 |
| US6105904A (en) * | 1998-03-30 | 2000-08-22 | Orbital Research Inc. | Deployable flow control device |
| US6220550B1 (en) * | 1998-03-31 | 2001-04-24 | Continuum Dynamics, Inc. | Actuating device with multiple stable positions |
| DE19858435C1 (de) * | 1998-12-17 | 2000-06-29 | Daimler Chrysler Ag | Deckhaut-Steg-Struktur |
| US6116540A (en) * | 1999-05-12 | 2000-09-12 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft vertical tail with shadowed base |
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