ES2297361T3 - Mecanismo para suprimir oscilaciones de ciclo limite en superficies de control aerodinamicas servocontroladas. - Google Patents
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Abstract
Disposición de una superficie de control aerodinámica servocontrolada (1) fijada a una estructura (4), equipada con servoaccionadores (5) y cuyos soportes del eje de rotación (2) o el eje articulado determinan holgura debido a las tolerancias de fabricación y el desgaste de los cojinetes o elementos de unión (3), caracterizada dicha disposición de una superficie de control (1) porque incluye un mecanismo para eliminar oscilaciones de ciclo límite, incluyendo dicho mecanismo para eliminar oscilaciones de ciclo límite: - un elemento elástico (10), muelle o barra de torsión, fijado a la estructura (4) donde la superficie de control (1) está articulada, - una varilla articulada (12) conectada rígidamente al extremo libre del elemento elástico (10), incluyendo dicha varilla articulada (12) un rodillo (13) en su extremo libre, y - una excéntrica (9) integral con la superficie de control (1), siendo el rodillo (13) de la varilla (12) un rodillo seguidor (13) de la excéntrica (9), de tal forma que el rodillo seguidor (13) contacte permanentemente la excéntrica (9), y las desviaciones de la superficie de control (1) con juntamente con el perfil de la excéntrica (9) producen deformación angular no lineal continua del elemento elástico (10), definiendo dicha deformación angular un par de fuerza en la superficie de control (1) que se reduce cuando las desviaciones de la superficie de control (1) aumentan, siendo "0" para desviaciones positivas y negativas de la superficie de control (1) que exceden de un valor angular predeterminado.
Description
Mecanismo para suprimir oscilaciones de ciclo
límite en superficies de control aerodinámicas servocontroladas.
Como expresa el título de esta memoria
descriptiva, la presente invención se refiere a un mecanismo para
eliminar oscilaciones de ciclo límite en sistemas de control
aerodinámico servocontrolados, que proporciona destacadas
características relevantes y ventajosas sobre otros dispositivos
usados hoy día para la misma finalidad.
Estas superficies aerodinámicas están
articuladas o generalmente unidas a una estructura fija y su
rotación controlada por el piloto o por sistemas automáticos de
control de vuelo produce momentos y fuerzas aerodinámicas que
estabilizan y controlan la nave, tal como timones de profundidad,
timones de dirección y alerones.
Las superficies de control aerodinámico son
propensas a experimentar inestabilidad dinámica en vuelo. Estos son
algunos de los factores que contribuyen a producir dicha
inestabilidad dinámica en vuelo:
- -
- optimización del peso de las superficies de control y superficies primarias a las que están conectadas, cuyo resultados son estructuras más ligeras y menos rígidas.
- -
- velocidad de vuelo: el aumento de la velocidad de vuelo incrementa 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 debido a inercia más grande. Estos factores concurrentes son obvios durante la creación de aeronaves muy grandes y de nueva generación.
- -
- servoaccionadores y soportes de los servoaccionadores: su rigidez es un elemento fundamental al estabilizar la dinámica de las superficies de control. Sin embargo, el equilibrio entre rigidez e inercia empeora a medida que aumenta el tamaño de la superficie de control.
- -
- holgura en las conexiones de los servoaccionadores y en la superficie de control que soporten el eje de bisagras o la línea de bisagras.
No deberá haber inestabilidad dinámica en las
superficies de control aerodinámico en condiciones normales ni
siquiera cuando haya fallos. La probabilidad de que se produzca
inestabilidad deberá ser más baja que la especificada en la
normativa o requisitos aplicables y adecuados para la operación
segura de la nave. Como hemos indicado anteriormente, en los
aviones modernos con superficies de control servocontroladas, los
servoaccionadores desempeñan un papel crucial en la estabilidad
dinámica.
Sin embargo, frecuentemente sucede que una
superficie de control dinámicamente estable equipada con
servoaccionadores es dinámicamente inestable si los
servoaccionadores no operan. Dado que los soportes de la línea de
bisagras de la superficie de control y los servoaccionadores
estarán expuestos a holgura como resultado de las tolerancias de
fabricación y el desgaste de los cojinetes y elementos similares de
unión que facilitan la rotación de la superficie de control, la
tendencia natural es que la superficie de control sea dinámicamente
inestable, el rango de oscilaciones sea algo más alto que la
holgura existente en las juntas. Esta inestabilidad dinámica da
lugar al fenómeno normalmente conocido como oscilaciones cíclicas
límite de la superficie de control, que, a su vez, dan lugar en
momentos y fuerzas que son transmitidos a la aeronave.
Dependiendo del rango y la frecuencia de estas
oscilaciones de ciclo límite resultantes, las vibraciones de la
aeronave pueden perturbar a la tripulación y los pasajeros o, si son
suficientemente grandes, pueden poner en peligro la seguridad del
vuelo. Por otra parte, aunque estas oscilaciones sean tan pequeñas
que la tripulación no logre observarlas, darán lugar a un aumento
de daño debido a fatiga y mayor desgaste de las partes
afectadas.
Aunque hoy día se están haciendo grandes
esfuerzos con el fin de reducir la holgura, es inevitable que exista
debido a desgaste. Para eliminar oscilaciones de ciclo límite, hay
que realizar un mantenimiento costoso que garantiza que la holgura
se mantenga dentro de ciertos mínimos. Se recurre a otros tipos de
medidas, tales como equilibrar el peso de la superficie de control
añadiendo contrapesos, u otros, que incrementan la rigidez
estructural, lo que implica desventajas debido a peso.
Se han descrito varios dispositivos en la
técnica anterior con la finalidad de evitar las oscilaciones y la
inestabilidad producidas por holgura en superficies de control de
vuelo en aviones.
En particular, la patente US4173322 describe un
aparato para evitar el flúter y las oscilaciones de superficies de
control incluyendo un accionador hidráulico de retorno por muelle
con un muelle de retorno y un brazo de traslación.
Además, la patente US4498647 describe un
dispositivo de empuje mecánico para la sujeción y el control de
superficies, que proporciona suficiente fuerza de fijación en la
posición neutra y evita oscilaciones e inestabilidad, incluyendo
una barra de torsión, una manivela y articulaciones accionadas.
En términos generales, el mecanismo para
eliminar oscilaciones de ciclo límite en superficies de control
aerodinámico servocontroladas, objeto de la invención, logra este
efecto sin necesidad de un mayor equilibrio másico de las
superficies, mayor rigidez estructural, o reducida holgura de los
cojinetes o elementos de junta, y usando medios completamente
diferentes de los existentes en la técnica anterior.
El mecanismo en cuestión incluye un elemento
elástico, tal como un muelle o barra de torsión, que está fijado a
la estructura o estabilizador al que se conecta la superficie de
control o timón. Este elemento elástico tiene en su extremo activo
una varilla de conexión articulada o palanca radial que termina en
un rodillo que de esta forma sigue aplicando constantemente presión
contra el perfil de una excéntrica que está conectada rígidamente a
la superficie de control. Cuando la superficie de control se
flexiona, el rodillo produce deformación angular del elemento
elástico, variando el momento o la fuerza de reacción elástica
dependiendo del perfil de la excéntrica. De esta manera, cuando la
superficie de control se gira alrededor del eje articulado, la
forma de la excéntrica regula el par de fuerza en el timón de manera
que:
- a)
- la superficie de control puede girar alrededor del eje articulado en el rango de desviaciones especificadas sin producir obstrucción o limitación de movimiento.
- b)
- el elemento elástico hace que el rodillo seguidor de la excéntrica esté continuamente en contacto con su perfil en todo el rango de desviaciones positivas y negativas de la superficie de control o timón.
- c)
- la deformación del elemento elástico no está linealmente relacionada con la superficie de rotación, sino más bien:
- -
- su deformación siempre es mayor que un umbral especificado y siempre tiene lugar en la misma dirección.
- -
- la fuerza de contacto a presión normal, con que el rodillo ataca la excéntrica, produce momento alrededor del eje de rotación que varía de forma no lineal dado que la superficie de control se desvía angularmente. El momento es máximo alrededor de la posición neutra y se reduce hasta que se elimina en términos prácticos en desviaciones angulares positivas y negativas de las superficies de control, que exceden de los umbrales especificados, dado que el perfil de la excéntrica en sus zonas de extremo es concéntricamente circular al eje de rotación.
De esta forma, el elemento elástico carga la
superficie de control con un par alrededor de la línea de bisagras,
que es máximo en la posición neutra de la superficie de control, y
posteriormente se reduce progresivamente a "0" dado que las
deflexiones positivas y negativas de la superficie de control
aumentan, de la manera especificada.
Por medio de esta carga elástica, que actúa en
la superficie de control aparte de las acciones aerodinámicas, la
superficie de control es empujada contra el servoaccionador
reduciendo de esta forma el efecto de la holgura de los elementos
de junta en las oscilaciones de ciclo límite. Cualquier oscilación
puede ser eliminada según la invención, con grandes beneficios
relativos al peso, resistencia aerodinámica, o costo con respecto a
los sistemas conocidos, tal como dicho equilibrio de masa, aumento
de la rigidez, cargas producidas por una superficie de control
aerodinámico, o sistemas basados en servosistemas activos.
Para proporcionar una mejor comprensión de las
características de la invención y formando parte integral de esta
memoria descriptiva, se acompañan algunas hojas de dibujos cuyas
figuras representan lo siguiente de manera ilustrativa y no
restrictiva:
La figura 1 es una vista esquemática en
perspectiva del mecanismo para eliminar oscilaciones de ciclo límite
en superficies de control aerodinámico servocontroladas, objeto de
la invención, aplicadas a un timón con ayuda de un servoaccionador
conectado a un estabilizador de un aeroplano.
La figura 2 es una vista en perspectiva y en
mayor escala del mismo mecanismo que el de la figura 1, sin incluir
la excéntrica.
La figura 3 es una vista en perspectiva en mayor
escala del mismo timón que en la figura 1 con el fin de mostrar
claramente el eje de rotación y los conectores donde el accionador
está conectado, así como la posición de la excéntrica.
La figura 4 es una vista esquemática de la
operación del mecanismo objeto de la invención.
Haciendo referencia a la numeración utilizada en
las figuras, podemos ver cómo el mecanismo para eliminar
oscilaciones de ciclo límite en superficies de control aerodinámico
servocontroladas, que la invención propone, se aplica en este caso
al control del timón (1) que se une en la línea de eje articulado
(2), que pasa a través de los soportes (3) conectados al elemento
fijo o el estabilizador (4) del aeroplano.
El timón (1) es controlado por el accionador (5)
anclado entre los soportes (6) y (7) respectivamente integrales con
el estabilizador y el timón. Estos anclajes están articulados dado
que incluyen los tirantes ahorquillados.
El mecanismo para eliminar las oscilaciones de
ciclo límite en este timón (1) se designa en general con el número
(8) y su forma se ve más claramente en la figura 2. La figura 1
representa esquemáticamente el lugar donde está situado este
mecanismo que acciona la excéntrica (9) integral con el timón y
dispuesta perpendicularmente al eje de rotación (2).
El mecanismo (8) está formado por el elemento
elástico (10), materializado en este caso por una barra de torsión,
que está anclado por uno de sus extremos al disco (11) o el elemento
fijo sin la posibilidad de movimiento a la parte fija de la
estructura o estabilizador (4), según se ve en la figura 1. El punto
de fijación de la barra de torsión (10) tiene una sección cuadrada
para total inmovilización de la barra (10). El extremo activo o
móvil de la barra de torsión (10) tiene la varilla de conexión
articulada (12) o una palanca radial que termina en una horquilla
insertada con el fin de montar entre sus bifurcaciones el rodillo
seguidor (13) del perfil de la excéntrica (9), no representado en
la figura 2, dado que corresponde al timón (1) puesto que es
integral con él, como se representa en la figura 3.
La referencia 14 de la figura 2 designa el
cojinete de soporte del extremo de la barra de torsión (10) con el
fin de controlar su rotación.
Debido a la precarga de la barra de torsión
(10), o elemento torsional elástico, el rodillo seguidor (13)
siempre contacta a presión baja el perfil o pista de rodillo de la
excéntrica (9), produciendo momento de rotación siempre del mismo
signo en la excéntrica, independientemente de si el movimiento
angular del timón es producido en una dirección u otra.
Analizando ahora la figura 4, podemos ver
esquemáticamente la operación del mecanismo, obteniendo un par (F x
a) en el timón (12) cuando el timón se flexiona un ángulo \alpha.
También se puede que la varilla de conexión articulada (12) se ha
desviado con un ángulo \beta (que siempre tendrá el mismo signo).
Dicho par es máximo en la posición neutra del timón (\alpha = 0),
siendo "0" cuando el rodillo seguidor (13) llega a las
secciones circulares del perfil de excéntrica (9) dado que la
normal en el punto tangente del rodillo en estas secciones pasa a
través del centro o intersección con el eje de rotación.
Claims (3)
1. Disposición de una superficie de control
aerodinámica servocontrolada (1) fijada a una estructura (4),
equipada con servoaccionadores (5) y cuyos soportes del eje de
rotación (2) o el eje articulado determinan holgura debido a las
tolerancias de fabricación y el desgaste de los cojinetes o
elementos de unión (3), caracterizada dicha disposición de
una superficie de control (1) porque incluye un mecanismo para
eliminar oscilaciones de ciclo límite, incluyendo dicho mecanismo
para eliminar oscilaciones de ciclo límite:
- -
- un elemento elástico (10), muelle o barra de torsión, fijado a la estructura (4) donde la superficie de control (1) está articulada,
- -
- una varilla articulada (12) conectada rígidamente al extremo libre del elemento elástico (10), incluyendo dicha varilla articulada (12) un rodillo (13) en su extremo libre, y
- -
- una excéntrica (9) integral con la superficie de control (1), siendo el rodillo (13) de la varilla (12) un rodillo seguidor (13) de la excéntrica (9), de tal forma que el rodillo seguidor (13) contacte permanentemente la excéntrica (9), y las desviaciones de la superficie de control (1) con juntamente con el perfil de la excéntrica (9) producen deformación angular no lineal continua del elemento elástico (10), definiendo dicha deformación angular un par de fuerza en la superficie de control (1) que se reduce cuando las desviaciones de la superficie de control (1) aumentan, siendo "0" para desviaciones positivas y negativas de la superficie de control (1) que exceden de un valor angular predeterminado.
2. Disposición de una superficie de control
aerodinámica servocontrolada (1) según la reivindicación 1,
caracterizada porque el elemento elástico (10) está fijado a
la estructura (4) por medio de un disco (11), realizándose la unión
del elemento elástico (10) al disco (11) por medio de un punto de
fijación que tiene una sección cuadrada.
3. Disposición de una superficie de control
aerodinámica servocontrolada (1) según cualquiera de las
reivindicaciones 1 o 2, caracterizada porque el elemento
elástico (10) está conectado a la varilla articulada (12) por medio
de un cojinete de soporte (14) y la deformación angular del elemento
elástico (1) es controlada por dicho cojinete de soporte (14).
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