ES2306081T3 - Aleta de aumento de sustentacion, movil, de borde de ataque, de un ala principal del grupo sustentador de una aeronave, y ala principal dotada de tal aleta de aumento de sustentacion. - Google Patents
Aleta de aumento de sustentacion, movil, de borde de ataque, de un ala principal del grupo sustentador de una aeronave, y ala principal dotada de tal aleta de aumento de sustentacion. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2306081T3 ES2306081T3 ES05701562T ES05701562T ES2306081T3 ES 2306081 T3 ES2306081 T3 ES 2306081T3 ES 05701562 T ES05701562 T ES 05701562T ES 05701562 T ES05701562 T ES 05701562T ES 2306081 T3 ES2306081 T3 ES 2306081T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- flap
- leading edge
- mobile
- bird
- wing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
- B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
- B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
- B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Catching Or Destruction (AREA)
- Toys (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Specific Sealing Or Ventilating Devices For Doors And Windows (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Flap móvil (16) de borde de ataque de un ala principal (4) del grupo sustentador de una aeronave (1), comprendiendo dicho flap un revestimiento aerodinámico (18) que presenta una zona frontal (24) sensible a los impactos de pájaros, así como un revestimiento trasero (28) solidario, por una parte, a un borde (22a) de fuga de una porción extradós (22) del revestimiento aerodinámico (18) y, por otra parte, a un borde (20a) de fuga de una porción intradós (20) de este revestimiento (18), comprendiendo dicho flap igualmente una pluralidad de nervaduras (32, 34, 40) espaciadas a lo largo de una dirección longitudinal (X'') de borde de ataque, y además entre dos nervaduras directamente consecutivas, una única pared rígida (42) desviadora de trayectoria de pájaro montada de manera fija, por una parte, en el revestimiento aerodinámico (18) y, por otra parte, en el revestimiento trasero (28), siendo esta pared (42) capaz de desviar la trayectoria de un pájaro después de un impacto de éste contra dicha zona (24) de impacto, y porque, en sección tomada según un plano cualquiera ortogonal a la dirección longitudinal (X'') de borde de ataque, dicha pared rígida desviadora (42) forma con un cuerda geométrica (26) del flap un ángulo (alfa1) de un valor inferior a 45º.
Description
Aleta de aumento de sustentación, móvil, de
borde de ataque, de un ala principal del grupo sustentador de una
aeronave, y ala principal dotada de tal aleta de aumento de
sustentación.
La presente invención se refiere de forma
general a una aleta de aumento de sustentación, o flap, móvil de
borde de ataque de un ala principal del grupo sustentador de una
aeronave, comprendiendo este flap móvil particularmente un
revestimiento aerodinámico que presenta una zona frontal sensible a
los impactos de pájaros. Este tipo de flap móvil es concebido de
forma que limita los daños que podría sufrir después del impacto de
un pájaro en vuelo de crucero, en el suelo durante operaciones de
maniobra de la aeronave, o incluso durante las fases de despegue y
de aterrizaje.
Este flap móvil está destinado a constituir todo
o parte del borde de ataque del ala principal, aunque se mantenga
preferentemente la solución que pretende prever varios flaps móviles
en una misma ala principal.
Así, la invención se refiere igualmente a un ala
principal de grupo sustentador de aeronave que dispone de al menos
un flap móvil de borde de ataque de este tipo.
El documento EP0361286 está considerado como la
técnica anterior más próxima.
En las aeronaves, cada una de las dos alas
principales del grupo sustentador está equipada generalmente de
flaps móviles hipersustentadores, montados en el borde de ataque y
en el borde de fuga del ala.
De forma conocida, los flaps se despliegan para
las fases de aterrizaje y de despegue con el fin de aumentar la
fuerza de sustentación a velocidad baja o media. Por otro lado, en
vuelo de crucero a gran velocidad, los flaps móviles se meten para
limitar la resistencia al avance de la aeronave. Además, siempre de
forma conocida por el experto en la técnica, el desplazamiento de
cada flap se efectúa con ayuda de mecanismos alojados en la parte
delantera de una porción central principal del ala, cooperando estos
mecanismos con unas nervaduras de introducción de esfuerzos del
flap espaciadas a lo largo de una dirección longitudinal de borde de
ataque, y estando particularmente dimensionadas para mantener el
flap en posición durante las diferentes fases de vuelo, así como
para asegurar la transmisión de los esfuerzos aerodinámicos.
Tal flap móvil de borde de ataque debe ser
concebido de manera que pueda resistir el impacto de un pájaro que
se abalanza sobre él en vuelo de crucero, en el suelo durante
operaciones de maniobra de la aeronave, o incluso durante las fases
de despegue y de aterrizaje. En otros términos, el flap debe ser
suficientemente resistente para que el deterioro de este último,
generado durante este tipo de impacto, no conduzca más que a unas
consecuencias mínimas y no catastróficas para el ala en
cuestión.
A este respecto, se indica que un impacto de
pájaro en el flap móvil de borde de ataque es particularmente
nefasto y peligroso cuando este pájaro choca con una parte del
revestimiento aerodinámico del flap llamada "zona frontal
sensible a los impactos de pájaros", correspondiendo esta zona
sensible a la zona más crítica de este revestimiento aerodinámico,
en caso de un impacto de un pájaro que se abalanza sobre este
último. Esta zona del revestimiento aerodinámico, relativamente
poco inclinada con respecto a la vertical y que se extiende de
forma limitada hacia la parte alta y eventualmente hacia la parte
baja desde una unión entre una porción extradós y una porción
intradós del revestimiento aerodinámico, es en efecto calificada de
sensible en la medida en que, cuando es golpeada por un pájaro, el
choque produce una energía muy importante principalmente
transmitida al flap. Por supuesto, esta energía sería capaz de
generar un deterioro considerable del flap si éste no estuviese
concebido suficientemente resistente, y podría igualmente provocar
unas consecuencias desastrosas en el ala de la aeronave. A título
indicativo, se señala que un choque de un pájaro que se abalanza
desde arriba y por debajo de la zona frontal mencionada previamente
producirá una energía más baja, no susceptible de generar unos
efectos destructores. Efectivamente, un pájaro que entra en contacto
con una de las porciones extradós e intradós, desde fuera de la
zona frontal, tendrá su trayectoria desviada por la porción en
cuestión, y los esfuerzos dinámicos relacionados con el choque y
transmitidos al flap móvil no tendrán entonces consecuencias
catastróficas.
En vista de lo que precede, es evidente por lo
tanto que las premisas mencionadas anteriormente llevan
inevitablemente a concebir unos flaps móviles de concepción
compleja, en el sentido en que el espacio útil para amortiguar los
choques de pájaros es necesariamente limitado, particularmente por
la presencia de un dispositivo de protección contra la escarcha.
Además, se señala que la estructura prevista para hacer frente a la
energía de un impacto, que es proporcional al cuadrado de la
velocidad de la aeronave, debe ser incluso más resistente cuando el
revestimiento aerodinámico está realizado en un material poco
dúctil, tal como un material compuesto. En efecto, aunque este tipo
de material se mantiene a menudo por razones evidentes de poca masa
asociada, no participa casi en la absorción de la energía de
impacto. Además, se indica igualmente que, cuando el flap móvil está
realizado enteramente en material compuesto, su fragilidad en el
choque puede conducir fácilmente a su destrucción total.
\newpage
Por consiguiente, en las realizaciones de la
técnica anterior, los flaps móviles de borde de ataque disponen por
lo tanto de estructuras concebidas para limitar los efectos
destructores susceptibles de ser provocados por un impacto de
pájaro en la zona frontal del revestimiento aerodinámico, pero cuya
definición requerida conduce a una complejidad estructural que
genera unos inconvenientes no despreciables en términos de coste y
de masa global del flap.
La invención, por lo tanto, tiene por objeto
proponer un flap móvil de borde de ataque de un ala principal del
grupo sustentador de una aeronave que comprende particularmente un
revestimiento aerodinámico que presenta una zona frontal sensible a
los impactos de pájaros, remediando este flap móvil al menos
parcialmente los inconvenientes mencionados anteriormente relativos
a las realizaciones de la técnica anterior.
El objeto de la presente invención es igualmente
presentar un ala principal del grupo sustentador de una aeronave que
comprende al menos un flap móvil de borde de ataque de este
tipo.
Para hacerlo, la invención tiene por objeto un
flap móvil de borde de ataque de un ala principal del grupo
sustentador de una aeronave, comprendiendo este flap un
revestimiento aerodinámico que presenta una zona frontal sensible a
los impactos de pájaros, así como un revestimiento trasero
solidario, por una parte, a un borde de fuga de una porción
extradós del revestimiento aerodinámico y, por otra parte, a un
borde de fuga de una porción intradós de este revestimiento,
comprendiendo el flap igualmente una pluralidad de nervaduras
espaciadas a lo largo de una dirección longitudinal de borde de
ataque. Según la invención, el flap comprende además, entre dos
nervaduras directamente consecutivas, una única pared rígida
desviadora de trayectoria de pájaro montada de manera fija, por una
parte, en el revestimiento aerodinámico y, por otra parte, en el
revestimiento trasero, siendo capaz esta pared de desviar la
trayectoria de un pájaro después de un impacto de éste contra la
zona de impacto. Por otro lado, en sección tomada según un plano
cualquiera ortogonal a la dirección longitudinal de borde de
ataque, la única pared rígida desviadora forma con una cuerda
geométrica del flap un ángulo de un valor inferior a 45º.
Ventajosamente y de manera contraria a las
realizaciones de la técnica anterior, el efecto buscado y alcanzado
por la presente invención es limitar la energía de choque creada
durante la colisión entre un pájaro y el flap móvil de borde de
ataque y después transmitida a este mismo conjunto, asegurando una
desviación apropiada de la trayectoria de este pájaro. En otros
términos, durante el choque de un pájaro contra el flap móvil, la
desviación operada implica que no es solamente una parte de la
energía cinética asociada al pájaro la que es transmitida a este
flap móvil.
Por consiguiente, el flap móvil de borde de
ataque está en condiciones de presentar una concepción simplificada
y aligerada con respecto a las encontradas anteriormente, siendo
capaz de resistir a los efectos destructores que pueden ser
generados por el impacto de un pájaro que se abalanza sobre la zona
frontal. Así, el flap según la invención permite evitar las
consecuencias catastróficas que tal choque sería susceptible de
provocar.
En efecto, se señala que en un primer caso en el
que el revestimiento aerodinámico está realizado en un material
poco dúctil tal como un material compuesto, cuando un pájaro golpea
la zona frontal del revestimiento aerodinámico del flap móvil, el
pájaro agrieta y después perfora localmente esta zona frontal. En
este primer caso, el deterioro observado es tal que el
revestimiento aerodinámico no participa casi en la absorción de la
energía cinética del choque. No obstante, inmediatamente después de
la perforación de la zona frontal, el pájaro entra en contacto con
la pared rígida que desvía entonces la trayectoria de este pájaro.
De esta forma, por razón de su inclinación relativamente escasa con
respecto a la cuerda geométrica, esta pared desviadora limita
entonces considerablemente la energía de choque, y por lo tanto los
esfuerzos dinámicos transmitidos al flap móvil.
El valor de 45º mencionado anteriormente
constituye efectivamente un límite superior más allá del cual una
colisión con un pájaro generaría una energía de choque demasiado
importante para que la pared rígida pueda cumplir su función de
desviación sin romperse, por supuesto en el caso de que esta pared
dispusiese de un espesor no restrictivo en términos de masa
asociada.
Por lo tanto, hay que comprender que la
disposición propuesta por la invención permite reducir la energía
de choque transmitida a la estructura de tal forma que la pared
rígida no necesite estar sobredimensionada, ni tampoco estar
asociada a una estructura anexa rígida aparatosa y de masa
importante.
A título indicativo y como será explicado de
manera más detallada después, cuando el flap ocupa una posición
integralmente metida con respecto a una porción central principal
del ala, la cuerda geométrica de este flap se tiene que entender
como que es una línea ficticia confundida con una cuerda geométrica
del ala que corresponde por su parte de forma conocida al segmento
de recta que une el punto más delantero del flap integralmente
metido y el punto más trasero de esta ala principal, en una sección
del ala tomada según un plano cualquiera ortogonal a la dirección
longitudinal de borde de ataque.
En un segundo caso en el que el revestimiento
aerodinámico está realizado en un material más dúctil tal como un
material metálico, por ejemplo el aluminio, el impacto de un pájaro
en la zona frontal conduce a esta última a deformarse localmente
hasta que entra en contacto con la pared rígida desviadora. Así, la
deformación del revestimiento aerodinámico permite absorber una
parte importante de la energía cinética del choque. A continuación,
la energía residual es disipada de forma análoga a la expuesta antes
para el primer caso, a saber, por apoyo del pájaro contra la pared
rígida desviadora inclinada, provocando este apoyo la desviación de
la trayectoria del pájaro. Naturalmente, en este segundo caso, el
apoyo del pájaro contra la pared desviadora es realizado con el
revestimiento aerodinámico interpuesto entre ellos dos.
Los dos casos precedentes han sido expuestos
suponiendo que el choque del pájaro en la zona frontal, encontrado
en vuelo de crucero, en el suelo durante operaciones de maniobra de
la aeronave o incluso durante las fases de despegue y de
aterrizaje, es de una intensidad suficientemente importante para
provocar las deformaciones mencionadas anteriormente. Sin embargo,
para unos choques de intensidad media que no generan tales
deformaciones del revestimiento aerodinámico, por ejemplo cuando la
aeronave evoluciona a baja velocidad, la transmisión de los
esfuerzos aerodinámicos no causa por supuesto ningún problema, en la
medida en que la totalidad de la energía cinética del choque es
absorbida por este revestimiento aerodinámico, sin que la pared
rígida desviadora necesite ser solicitada mecánicamente.
Además, se señala que la fijación muy juiciosa
de la única pared desviadora a la vez en el revestimiento
aerodinámico y en el revestimiento trasero, permite ventajosamente
obtener un cajón entre dos nervaduras directamente consecutivas,
procediendo únicamente a la adjunción de la pared desviadora citada
antes. Por consiguiente, el flap se encuentra considerablemente
reforzado por la presencia de este cajón formado igualmente con
ayuda de una parte de la porción intradós del revestimiento
aerodinámico y del revestimiento trasero, pero ventajosamente no
necesita recurrir a unos medios costosos en términos de masa
adicional generada.
De forma preferida, en sección tomada según un
plano cualquiera ortogonal a la dirección longitudinal de borde de
ataque, la pared rígida desviadora forma con la cuerda geométrica
del flap un ángulo comprendido entre unos 25º y unos 35º. Unas
evaluaciones han demostrado efectivamente que este margen de valor
era óptimo, en el sentido en el que permitía asegurar una
desviación de la trayectoria de un pájaro sin que eso generase una
energía de choque demasiado importante.
Preferentemente, para cada grupo de dos
nervaduras directamente consecutivas espaciadas a lo largo de la
dirección longitudinal de borde de ataque, una única pared rígida
desviadora de trayectoria de pájaro está prevista entre estas dos
nervaduras. De esta manera, es ventajosamente la totalidad del flap
móvil de borde de ataque la que está protegida contra los impactos
de pájaros que se abalanzan sobre la zona frontal sensible del
revestimiento aerodinámico.
Preferentemente, la única pared rígida está
montada de manera fija, por una parte, en la porción intradós del
revestimiento aerodinámico y, por otra parte, en una parte superior
del revestimiento trasero, de manera que forma un cajón con ayuda
de una parte de la porción intradós del revestimiento aerodinámico y
del revestimiento trasero, como se ha mencionado antes. Así, la
única pared rígida desviadora de trayectoria de pájaro está
dispuesta de manera que se eleva yendo hacia la parte trasera.
Además, una sección del cajón, tomada según un
plano cualquiera ortogonal a la dirección longitudinal de borde de
ataque, dispone preferentemente de una forma casi triangular.
A este respecto, una única pared rígida
desviadora de trayectoria de pájaro está prevista preferentemente
para cada grupo de dos nervaduras directamente consecutivas
espaciadas a lo largo de la dirección longitudinal de borde de
ataque, de manera que se forma una pluralidad de cajones que
constituyen juntos una viga que se extiende según la dirección
longitudinal de borde de ataque.
Ventajosamente, esta viga puede por lo tanto
asegurar lo esencial de la resistencia en los esfuerzos producidos
durante el choque de un pájaro que se abalanza sobre la zona frontal
del revestimiento aerodinámico, y que conduce a una deformación de
esta última. Por otra parte, después del impacto con un pájaro, la
viga presenta una resistencia en flexión y en torsión notablemente
más importante que la observada con los flaps móviles de la
técnica
anterior.
anterior.
La invención tiene igualmente por objeto un ala
principal del grupo sustentador de una aeronave que comprende al
menos un flap móvil de borde de ataque tal como el que acaba de ser
descrito.
Otras ventajas y características de la invención
aparecerán después en la descripción detallada no limitativa.
Esta descripción será hecha respecto a los
dibujos adjuntos entre los que:
- la figura 1 representa una vista en
perspectiva de una aeronave que dispone de alas principales cada una
susceptible de estar equipada con al menos un flap móvil de borde de
ataque según la invención;
- la figura 2 representa una vista en
perspectiva parcialmente en despiece ordenado de un flap móvil de
borde de ataque de un ala principal del grupo sustentador de
aeronave, según un modo de realización preferido de la presente
invención; y
\newpage
- la figura 3 es una vista en corte transversal
tomada según el plano P de la figura 2, siendo este plano P
ortogonal a la dirección longitudinal de borde de ataque, y elegido
de cualquier forma entre dos nervaduras directamente
consecutivas.
En referencia a la figura 1, se ve una aeronave
1 que dispone de un grupo sustentador 2 constituido por una
pluralidad de elementos de grupo sustentador, entre los que se
encuentra una deriva vertical 6 y dos empenajes horizontales 7
situados en la parte trasera de esta aeronave, así como dos alas
principales 4 cada una susceptible de ser equipada con al menos un
conjunto de borde de ataque según la invención, como va a ser
expuesto de manera detallada después.
En toda la descripción que viene a continuación,
por convención, se llama X a la dirección longitudinal de la
aeronave 1, Y a la dirección orientada transversalmente con respecto
a la aeronave, y Z a la dirección vertical, siendo estas tres
direcciones ortogonales entre ellas.
Por otra parte, los términos "parte
delantera" y "parte trasera" hay que considerarlos con
respecto a una dirección de avance de la aeronave encontrada
después del empuje ejercido por los motores de la aeronave, estando
representada esta dirección esquemáticamente por la flecha 3.
En lo que concierne a las alas principales 4,
éstas comprenden, cada una, una porción central principal 8 que
constituye casi la integridad del ala, y que está situada en la
parte trasera de un borde 10 de ataque, que puede por su parte
integrar uno o varios flaps móviles (no representados en esta figura
1). Aquí incluso, en toda la descripción que viene a continuación,
por convención, se llama X' a la dirección longitudinal de borde de
ataque, Y' a la dirección orientada transversalmente con respecto al
borde 10 de ataque del ala 4, y Z' a la dirección vertical, siendo
estas tres direcciones ortogonales entre ellas. En el ejemplo
mostrado en la figura 1, dado a título ilustrativo y en el que la
aeronave dispone de alas principales en flecha, las direcciones X e
Y' por una parte y las direcciones X' e Y por otra parte no son
paralelas entre ellas, contrariamente a las direcciones Z y Z'. No
obstante, en tal caso, los planos XY y X'Y' permanecen casi
paralelos.
Así, es efectivamente el borde 10 de ataque de
cada una de las dos alas principales 4 lo que puede ser realizado
con ayuda de al menos un flap móvil de borde de ataque objeto de la
presente invención, y cuyo modo de realización preferido va a ser
descrito ahora.
En referencia conjuntamente a las figuras 2 y 3,
se ve un flap móvil 16 de borde de ataque que se extiende por
ejemplo a lo largo de casi toda la longitud del ala 4 en cuestión,
por supuesto según la dirección longitudinal X' de borde de ataque.
Por razones evidentes de claridad de las figuras 2 y 3, la porción
central principal 8 del ala 4 no ha sido representada, pero ésta
puede naturalmente estar realizada según cualquier configuración
conocida por el experto en la técnica.
El flap móvil 16 de borde de ataque comprende un
revestimiento aerodinámico 18, eventualmente realizado con ayuda de
varios elementos solidarizados y que se extienden según la dirección
X', y que define una porción intradós 20 así como una porción
extradós 22. Además, como se indica en la figura 3, el revestimiento
18 presenta una zona frontal 24 sensible a los impactos de pájaros,
siendo esta zona 24 tal como la descrita en la técnica anterior.
Más precisamente pero siempre a título indicativo, extendiéndose
ésta entre un punto A correspondiente al punto más delantero del
revestimiento 18 en fase de crucero cuando el flap 16 está metido
integralmente (tal como está representado en esta figura 3), y un
punto B correspondiente al punto más delantero del revestimiento 18
en fase de aterrizaje cuando el flap 16 está integralmente
desplegado.
Además, se señala que el punto A se sitúa en una
cuerda geométrica 26 del flap 16 que se confunde con la cuerda
geométrica del ala principal 4, mientras que el punto B se sitúa en
la porción extradós 22.
Se señala que la "cuerda geométrica 26" del
ala 4, y por lo tanto del flap 16, se tiene que entender como que
es el segmento de recta ficticio que une el punto más delantero y el
punto más trasero de la sección del ala 4 cuando el flap está
metido integralmente como se muestra en la figura 3, estando tomada
esta sección según un plano cualquiera ortogonal a la dirección X'.
En otros términos, la cuerda 26 es el segmento de recta que une un
punto (el punto A) que establece la unión delantera entre un
intradós y un extradós del ala y un punto (no representado) que
establece la unión trasera entre estos mismos intradós y extradós,
siempre en una sección cualquiera del ala 4 tomada según un plano
Y'Z'.
Un revestimiento trasero 28 del flap 16 cierra
una parte trasera de éste. Efectivamente, este revestimiento
trasero 28 es solidario, por una parte, a un borde 20a de fuga de la
porción intradós 20 del revestimiento 18 y, por otra parte, a un
borde 22a de fuga de la porción extradós 22 de este mismo
revestimiento 18. Se precisa que el revestimiento trasero 28, que
se extiende según la dirección X', dispone de forma conocida de una
curvatura hacia la parte delantera que le permite conformarse a una
parte de geometría complementaria que pertenece a la porción
central principal del ala 4, y deslizarse sobre ella. Además, un
larguero 30 de sección en forma de L que se extiende según la
dirección X' puede estar interpuesto entre el borde 20a de fuga de
la porción intradós 20 y una parte inferior del revestimiento 28,
con el fin de reforzar el enlace mecánico entre estos dos
elementos.
Los revestimientos 18 y 28, que forman un
espacio cerrado longitudinalmente a lo largo de la dirección X',
están igualmente solidarizados a dos nervaduras 32 de extremo que
cierran de una y otra parte el espacio mencionado antes, con ayuda
de medios convencionales y conocidos por el experto en la técnica.
Por otro lado, los revestimientos 18 y 28 están también
solidarizados a unas nervaduras 34 de introducción de esfuerzos.
Estas nervaduras 34 de introducción de esfuerzos disponen en una
parte inferior de medios 36 de sujeción que permiten asegurar el
enlace entre el flap 16 y los mecanismos de desplazamiento de este
último. Así, unos orificios 38 están practicados en el revestimiento
trasero 28, con el fin de que los medios 36 de sujeción puedan
atravesarlo.
Por otra parte, los revestimientos 18 y 28
pueden igualmente estar solidarizados a una o varias nervaduras
intermedias 40, siendo éstas en efecto susceptibles de estar
interpuestas entre dos nervaduras cualesquiera 32, 34 directamente
consecutivas, con el objeto de aumentar la rigidez del flap 16.
A la vista de lo que precede, se ve por lo tanto
que el flap móvil 16 de borde de ataque según el primer modo de
realización preferido de la presente invención comprende una
pluralidad de nervaduras 32, 34 y 40, comúnmente llamadas
nervaduras transversales del flap móvil. Éstas están espaciadas a lo
largo de la dirección X', y preferentemente todas orientadas
verticalmente, según la dirección Y' del borde 10 de ataque.
La particularidad de la invención reside en el
hecho de que, entre dos nervaduras cualesquiera 32, 34 y 40
directamente consecutivas, el flap móvil 16 comprende una única
pared rígida 42 desviadora de trayectoria de pájaro montada de
manera fija entre estas dos mismas nervaduras, y eventualmente
montada igualmente de manera fija en estas dos últimas. Como se
indicó previamente, la pared rígida desviadora 42 sirve para desviar
la trayectoria de un pájaro después de un impacto de éste contra la
zona 24 de impacto, cuando este impacto conduce a una deformación
del revestimiento 18 así como a un apoyo del pájaro contra la pared
rígida 42.
Como se puede percibir mejor en la figura 3, la
pared rígida 42 dispone de un borde inferior delantero 43
ligeramente curvado hacia el interior del flap, y montado de manera
fija en la porción intradós 20 del revestimiento 18, por ejemplo
por remachado o empernado. Esta pared 42 casi plana y
preferentemente paralela a la dirección X' se extiende hacia la
parte trasera elevándose hasta un borde superior trasero 45, y queda
preferentemente tangente a una parte superior del revestimiento
trasero 28. Así, el borde superior trasero 45 está montado por lo
tanto de manera fija en el revestimiento trasero 28, por ejemplo por
remachado o empernado, cerca del borde 22a de fuga de la porción
extradós 22.
A este respecto, en toda sección tomada según un
plano Y'Z' entre dos nervaduras cualesquiera directamente
consecutivas 32, 34, 40, un ángulo \alpha1 formado entre la pared
rígida 42 y la cuerda geométrica 26 es inferior a 45º, y
preferentemente del orden de 30º como está representado en la figura
3.
Con tal disposición, la pared desviadora 42
forma con la porción intradós 20 y el revestimiento 28 un cajón 44,
que, en sección tomada según un plano cualquiera ortogonal a la
dirección X', dispone preferentemente de una forma casi triangular.
Además, es por supuesto evidente que, cuando una pared desviadora 42
está prevista para cada grupo de dos nervaduras 32, 34 y 40
directamente consecutivas del flap 16, los cajones 44 dispuestos
sucesivamente constituyen juntos entonces una viga única (no
referenciada) que se extiende según la dirección X', a lo largo de
toda la longitud del flap 16. Así, esta viga de sección triangular
confiere excelentes características de resistencia en flexión y
torsión, y está realizada por lo tanto con ayuda de una parte de la
porción intradós 20 del revestimiento 28, así como con ayuda de las
paredes rígidas desviadoras 42.
La totalidad de los elementos constitutivos del
flap móvil 16 de borde de ataque, exceptuadas las paredes rígidas
desviadoras 42, están por ejemplo realizados con ayuda de un
material poco dúctil, tal como un material compuesto. En tal caso,
las paredes rígidas 42 que se suceden a lo largo de la dirección X'
pueden entonces estar realizadas en un material metálico tal como
el aluminio o sus aleaciones. Las elecciones de materiales que
acaban de ser indicadas permiten entonces ventajosamente ofrecer un
compromiso completamente satisfactorio entre la resistencia mecánica
y la masa del flap móvil 16.
Por supuesto, diversas modificaciones pueden ser
aportadas por el experto en la técnica al flap móvil 16 de borde de
ataque que acaba de ser descrito, únicamente a título de ejemplo no
limitativo.
Claims (8)
1. Flap móvil (16) de borde de ataque de un ala
principal (4) del grupo sustentador de una aeronave (1),
comprendiendo dicho flap un revestimiento aerodinámico (18) que
presenta una zona frontal (24) sensible a los impactos de pájaros,
así como un revestimiento trasero (28) solidario, por una parte, a
un borde (22a) de fuga de una porción extradós (22) del
revestimiento aerodinámico (18) y, por otra parte, a un borde (20a)
de fuga de una porción intradós (20) de este revestimiento (18),
comprendiendo dicho flap igualmente una pluralidad de nervaduras
(32, 34, 40) espaciadas a lo largo de una dirección longitudinal
(X') de borde de ataque, y además entre dos nervaduras directamente
consecutivas, una única pared rígida (42) desviadora de trayectoria
de pájaro montada de manera fija, por una parte, en el revestimiento
aerodinámico (18) y, por otra parte, en el revestimiento trasero
(28), siendo esta pared (42) capaz de desviar la trayectoria de un
pájaro después de un impacto de éste contra dicha zona (24) de
impacto, y porque, en sección tomada según un plano cualquiera
ortogonal a la dirección longitudinal (X') de borde de ataque, dicha
pared rígida desviadora (42) forma con un cuerda geométrica (26) del
flap un ángulo (\alpha1) de un valor inferior a 45º.
2. Flap móvil (16) de borde de ataque según la
reivindicación 1, caracterizado porque, en sección tomada
según un plano cualquiera ortogonal a la dirección longitudinal (X')
de borde de ataque, dicha pared rígida desviadora (42) forma con la
cuerda geométrica (26) un ángulo (\alpha1) comprendido entre unos
25º y unos 35º.
3. Flap móvil (16) de borde de ataque según la
reivindicación 1 o la reivindicación 2, caracterizado porque,
para cada grupo de dos nervaduras directamente consecutivas (32, 34,
40) espaciadas a lo largo de la dirección longitudinal (X') de borde
de ataque, una única pared rígida (42) desviadora de trayectoria de
pájaro está prevista entre dichas dos nervaduras.
4. Flap móvil (16) de borde de ataque según una
cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado
porque dicha única pared rígida (42) está montada de manera fija,
por una parte, en dicha porción intradós (20) del revestimiento
aerodinámico (18) y, por otra parte, en una parte superior del
revestimiento trasero (28), con el fin de formar un cajón (44) con
ayuda de una parte de la porción intradós (20) del revestimiento
aerodinámico (18) y del revestimiento trasero (28), y de forma que
dicha única pared rígida (42) desviadora de trayectoria de pájaro
esté dispuesta de manera que se eleva yendo hacia la parte
trasera.
5. Flap móvil (16) de borde de ataque según la
reivindicación 4, caracterizado porque una sección de dicho
cajón (44), tomada según un plano cualquiera ortogonal a la
dirección longitudinal (X') de borde de ataque, dispone de una forma
casi triangular.
6. Flap móvil (16) de borde de ataque según la
reivindicación 4 o la reivindicación 5, caracterizado porque
una única pared rígida (42) desviadora de trayectoria de pájaro está
prevista para cada grupo de dos nervaduras directamente consecutivas
(32, 34, 40) espaciadas a lo largo de la dirección longitudinal (X')
de borde de ataque, de manera que se forma un pluralidad de cajones
(44) que constituyen juntos una viga que se extiende según la
dirección longitudinal (X') de borde de ataque.
7. Flap móvil (16) de borde de ataque según una
cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado
porque el revestimiento aerodinámico (18) está realizado con ayuda
de un material poco dúctil.
8. Ala principal (4) del grupo sustentador de
una aeronave (1), caracterizada porque comprende al menos un
flap móvil (16) de borde de ataque según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| BE2004/0037 | 2004-01-22 | ||
| BE2004/0037A BE1015867A3 (fr) | 2004-01-22 | 2004-01-22 | Ensemble de bord d'attaque d'un element de voilure d'aeronef et element de voilure equipee d'au moins un tel ensemble. |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2306081T3 true ES2306081T3 (es) | 2008-11-01 |
Family
ID=34800133
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES05701562T Active ES2306081T3 (es) | 2004-01-22 | 2005-01-20 | Aleta de aumento de sustentacion, movil, de borde de ataque, de un ala principal del grupo sustentador de una aeronave, y ala principal dotada de tal aleta de aumento de sustentacion. |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7731128B2 (es) |
| EP (1) | EP1706315B1 (es) |
| JP (1) | JP4531066B2 (es) |
| AT (1) | ATE393728T1 (es) |
| BE (1) | BE1015867A3 (es) |
| BR (1) | BRPI0507038B8 (es) |
| CA (1) | CA2553701C (es) |
| DE (1) | DE602005006384T2 (es) |
| ES (1) | ES2306081T3 (es) |
| WO (1) | WO2005070762A1 (es) |
Families Citing this family (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1757519B1 (en) * | 2005-08-25 | 2010-03-31 | GKN Aerospace Services Limited | Aircraft wing slat |
| DE102005060958A1 (de) * | 2005-12-20 | 2007-06-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Schutzvorrichtung |
| GB0604026D0 (en) * | 2006-02-28 | 2006-04-12 | Airbus Uk Ltd | Aircraft wing |
| ES2315108B1 (es) * | 2006-06-30 | 2010-01-12 | Aibus España, S.L. | Sistema de fijacion de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avion. |
| US7753313B1 (en) * | 2006-09-19 | 2010-07-13 | The Boeing Company | Composite wing slat for aircraft |
| JP4699487B2 (ja) * | 2007-05-25 | 2011-06-08 | 三菱重工業株式会社 | 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減構造 |
| UA103688C2 (uk) | 2009-06-30 | 2013-11-11 | Санофі | Тверді фармацевтичні композиції з фіксованою дозою, що містять ірбесартан і амлодипін, їх отримання і їх терапевтичне застосування |
| US9394046B2 (en) | 2011-11-16 | 2016-07-19 | Ecological Energy Company | Fluid interface device as well as apparati and methods including same |
| CN103466078A (zh) * | 2013-08-23 | 2013-12-25 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种整体可拆卸式缝翼尾缘结构 |
| EP2886449A1 (en) * | 2013-12-23 | 2015-06-24 | Airbus Operations S.L. | Leading edge for an aircraft lifting surface |
| DE102014106743B4 (de) * | 2014-05-13 | 2023-12-21 | Airbus Operations Gmbh | Strömungskörper mit einem darin integrierten Lasteinleitungselement, Verfahren zum Herstellen eines Strömungskörpers und Flugzeug mit einem solchen Strömungskörper |
| EP3204292B1 (en) * | 2014-10-08 | 2020-01-15 | Salver S.p.A. | Process for assembling aircraft control surfaces |
| CN106986003B (zh) * | 2017-03-15 | 2019-09-24 | 西北工业大学 | 一种有单斜板的抗鸟撞飞机尾翼前缘 |
| GB201821332D0 (en) * | 2018-12-31 | 2019-02-13 | Airbus Operations Gmbh | Aircraft flow body |
| EP4140877A1 (en) * | 2019-01-18 | 2023-03-01 | Asco Industries NV | Slat for an aircraft wing, method for manufacturing such a slat |
| US11383821B2 (en) | 2019-03-22 | 2022-07-12 | Airbus Operations Gmbh | Wing leading-edge device and a wing having such a wing leading-edge device |
| DE102019110948A1 (de) * | 2019-04-29 | 2020-10-29 | Airbus Operations Gmbh | Vorderkanten-Bauteil für ein Flugzeug |
| US11230365B2 (en) * | 2019-04-29 | 2022-01-25 | Airbus Operations Gmbh | Leading-edge component for an aircraft |
| US11459085B2 (en) * | 2019-04-30 | 2022-10-04 | Textron Innovations Inc. | Energy attenuation stabilizers and methods |
| CN110304237B (zh) * | 2019-07-15 | 2023-08-25 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞行器机翼及包括该飞行器机翼的飞行器 |
| CN112124560B (zh) * | 2020-09-18 | 2022-05-13 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种飞机翼的前缘结构 |
| CN114476020B (zh) * | 2021-12-20 | 2024-01-16 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种机翼用增升装置及飞机 |
| CN115593613B (zh) * | 2022-11-02 | 2023-08-15 | 江苏新扬新材料股份有限公司 | 一种轻量化抗鸟撞飞机平尾前缘 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1781160A (en) * | 1929-04-02 | 1930-11-11 | Cairns Dev Company | Aerofoil |
| US1956823A (en) * | 1929-06-13 | 1934-05-01 | Cairns Dev Company | Wing structure |
| US2324303A (en) * | 1941-02-25 | 1943-07-13 | Lockheed Aircraft Corp | Airplane antiicing construction |
| US4671471A (en) * | 1984-05-21 | 1987-06-09 | Mitchell Wing, Inc. | Foam reinforced aluminum wing structure |
| DE3832949A1 (de) * | 1988-09-28 | 1990-04-05 | Claudius Dornier Seastar Gmbh | Angestroemtes bauteil von flugkoerpern |
| US5484221A (en) * | 1994-03-07 | 1996-01-16 | Rockwell International Corp. | Panel mounting system |
| US6315395B1 (en) * | 1994-07-29 | 2001-11-13 | Riso Kagaku Corporation | Ink jet apparatus and conductive ink mixture |
| US5590854A (en) * | 1994-11-02 | 1997-01-07 | Shatz; Solomon | Movable sheet for laminar flow and deicing |
| AU5923096A (en) * | 1995-05-19 | 1996-11-29 | Mcdonnell Douglas Corporation | Airfoil lift management device |
| GB2324351A (en) * | 1997-04-18 | 1998-10-21 | British Aerospace | Reducing drag in aircraft wing assembly |
| FR2783885B1 (fr) * | 1998-09-25 | 2001-07-27 | Geco As | Structure portante a tourbillon marginal reduit |
| US6655633B1 (en) * | 2000-01-21 | 2003-12-02 | W. Cullen Chapman, Jr. | Tubular members integrated to form a structure |
| US6622973B2 (en) * | 2000-05-05 | 2003-09-23 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | Movable surface plane |
| ES2197727B1 (es) | 2000-07-27 | 2005-04-01 | Construcciones Aeronauticas, S.A. | Borde de ataque de superficies sustentadoras de aeronaves. |
| JP4057331B2 (ja) * | 2002-04-05 | 2008-03-05 | 日本飛行機株式会社 | 衝撃耐久構造体 |
-
2004
- 2004-01-22 BE BE2004/0037A patent/BE1015867A3/fr not_active IP Right Cessation
-
2005
- 2005-01-20 CA CA2553701A patent/CA2553701C/en active Active
- 2005-01-20 JP JP2006550167A patent/JP4531066B2/ja active Active
- 2005-01-20 WO PCT/EP2005/050226 patent/WO2005070762A1/fr active IP Right Grant
- 2005-01-20 EP EP05701562A patent/EP1706315B1/fr active Active
- 2005-01-20 AT AT05701562T patent/ATE393728T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-01-20 US US10/597,316 patent/US7731128B2/en active Active
- 2005-01-20 BR BRPI0507038A patent/BRPI0507038B8/pt active IP Right Grant
- 2005-01-20 DE DE602005006384T patent/DE602005006384T2/de active Active
- 2005-01-20 ES ES05701562T patent/ES2306081T3/es active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| BRPI0507038B8 (pt) | 2018-12-11 |
| DE602005006384T2 (de) | 2009-05-20 |
| CA2553701A1 (en) | 2005-08-04 |
| US20080237401A1 (en) | 2008-10-02 |
| EP1706315A1 (fr) | 2006-10-04 |
| ATE393728T1 (de) | 2008-05-15 |
| BRPI0507038B1 (pt) | 2018-03-06 |
| EP1706315B1 (fr) | 2008-04-30 |
| CA2553701C (en) | 2012-05-29 |
| WO2005070762A1 (fr) | 2005-08-04 |
| JP2007518626A (ja) | 2007-07-12 |
| US7731128B2 (en) | 2010-06-08 |
| JP4531066B2 (ja) | 2010-08-25 |
| BE1015867A3 (fr) | 2005-10-04 |
| DE602005006384D1 (de) | 2008-06-12 |
| BRPI0507038A (pt) | 2007-06-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2306081T3 (es) | Aleta de aumento de sustentacion, movil, de borde de ataque, de un ala principal del grupo sustentador de una aeronave, y ala principal dotada de tal aleta de aumento de sustentacion. | |
| ES2592633T3 (es) | Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado | |
| US10081422B1 (en) | Multicopter with wide span rotor configuration and protective fuselage | |
| ES2376593T3 (es) | Dispositivo de protección de un suelo de veh�?culo. | |
| ES2286957B1 (es) | Dispositivo de pilotaje en guiñada para aeronave. | |
| ES2450054T3 (es) | Panel elástico para aeronaves | |
| ES2275706T3 (es) | Estructura de cuerpo. | |
| ES2301360B1 (es) | Sistema de sellado del hueco existente entre el fuselaje y el timon de altura del estabilizador horizontal orientable de un avion, extendido con una carena aerodinamica de sellado de la abertura existente entre el fuselaje y el estabilizador horizontal orientable. | |
| ES2622172T3 (es) | Disposición para almacenar y lanzar contramedidas | |
| ES2308518T3 (es) | Aleta de aumento de sustentacion movil, de borde de ataque, de un ala principal del grupo sustentador de una aeronave. | |
| CN103129739A (zh) | 飞行器的发动机的悬挂支柱的后部空气动力整流罩 | |
| ES2372035A1 (es) | Dispositivo de protección de zonas sensibles frente a impacto de objetos extraños. | |
| ES2661665T3 (es) | Estructura de aleta de vehículo automóvil | |
| EP2604970B1 (fr) | Véhicule blindé protégé contre les engins explosifs | |
| US20170176149A1 (en) | Blast-protection element | |
| ES2301359A1 (es) | Sistema de sellado de hueco existente entre el fuselaje y el timon de altura de un avion con estabilizador horizontal orientable. | |
| US8117820B1 (en) | Jet engine intake deflector system | |
| ES2260737T3 (es) | Morro de avion con escudo. | |
| ES2636339T3 (es) | Dispositivo de contención modular metálico para carreteras, módulo y procedimiento de instalación | |
| US9573672B2 (en) | Device for protecting the front spar structure of a central casing of an aircraft wing and at least one piece of equipment located in said wing | |
| ES2206391T3 (es) | Dispositivo para la proteccion de un vehiculo contra los efectos de un artefacto explosivo. | |
| ES2389356A1 (es) | Aeronave de pasajeros compuesta en dos aviones independientes, como sistema de seguridad y transporte. | |
| US11597497B2 (en) | Leading edge structure for an aerodynamic surface of an aircraft | |
| ES2228077T3 (es) | Estabilizador vertical y timon de direccion de avion. | |
| ES2659072T3 (es) | Vehículo blindado unido a un chasis |