ES2327865T3 - Mejoras en sondas multifuncionales de aeronaves. - Google Patents
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Abstract
Un montaje de sonda de avión, que comprende: un elemento hueco (16) de sonda, alargado, con forma generalmente cónica, adaptado para proyectarse hacia fuera desde una aeronave (AC) a lo largo de un eje (Ap) de proyección y que se puede girar alrededor de dicho eje (Ap) de proyección; una lumbrera central (20), de presión, formada en dicho elemento de sonda, al menos un par de lumbreras neumáticas interiores (22, 24) formadas en dicho elemento (16) de sonda y que están simétricamente separadas de forma circunferencial de dicha lumbrera central (20) de presión por un primer ángulo; al menos un par de lumbreras neumáticas (26) formadas en dicho elemento (16) de sonda y que están simétricamente separadas de forma circunferencial de dicha lumbrera central (20) de presión mediante un segundo ángulo mayor que dicho primer ángulo; y una paleta separadora (18) en forma de una estructura generalmente triangular que tiene una base y bordes (32) de ataque y (34) de salida, estando la paleta separadora emparejada dentro del elemento (16) de sonda de manera que pueda ser rotada dentro del elemento (16) de sonda como una unidad alrededor de dicho eje (Ap) de proyección, en el cual la paleta separadora (18) define respectivas cámaras individuales dentro del elemento de sonda en comunicación de fluido, respectivamente con dicha lumbrera central (20), dichas lumbreras neumáticas internas (22, 24) y dichas lumbreras neumáticas externas (26), y en el cual dicho borde (32) de ataque de la paleta separadora (18) incluye un canal rebajado (36) a lo largo de dicho borde que establece una de dichas cámaras en comunicación de fluido con dicha lumbrera central (20); y en el cual dichas respectivas cámaras individuales están adaptadas para comunicarse con una instrumentación a bordo de una aeronave para proporcionar datos combinados del ángulo de ataque y la presión del aire.
Description
Mejoras en sondas multifuncionales de
aeronaves.
La presente invención se refiere generalmente a
sondas multifuncionales de detección, de aeronaves, que derivan
información y/o datos de vuelo (por ejemplo, ángulo de ataque,
resbalón de ala, velocidad de aire, altitud y/o velocidad vertical)
a partir de condiciones de presión de corriente de aire del perfil
de vuelo del avión.
Se conocen sondas de multifunción de sensor de
aviones, tales como los montajes de sonda de multifunción de
aviones divulgados en los documentos DE2163045, US5083279 y
US5544526. El montaje divulgado en el DE2163045 comprende un
cabezal de sonda en forma de una cuña truncada en cuya cara de
extremo está dispuesta una pieza corta de tubo para determinar la
presión total y en cuyas caras laterales inclinadas están dispuestas
aberturas mutuamente conectadas por medio de un vano para
determinar la presión estática, así como aberturas sustancialmente
laterales que comienzan desde los dos bordes laterales de la cara
final para determinar la dirección de flujo, aberturas que están
conectadas por medio de canales en el cabezal de sonda a los tubos
de un banco de tubos que están asegurados al lado superior del
cabezal de sonda, que conduce a una pieza de conexión para
dispositivos de medición.
Los montajes de sonda divulgados en el documento
US5544526 (en lo sucesivo la patente '526 de Baltins) están
realizados generalmente en una sonda giratoria de dirección de
corriente de aire que está provista adicionalmente de una lumbrera
de detección de presión dinámica posicionada sustancialmente a medio
camino entre un par de lumbreras neumáticas de detección que están
posicionadas simétricamente con respecto a la línea de presión de
remanso de la sonda. Un conjunto de lumbreras neumáticas de salida
puede estar proporcionado de este modo, cada una de las cuales se
comunica con una respectiva de las lumbreras neumáticas de detección
en la sonda.
De este modo, cuando las presiones neumáticas
dentro de las lumbreras pareadas de detección se equilibran, la
presión neumática en la o las lumbreras de salida en comunicación
con las lumbreras de detección estará esencialmente a una presión
P, que es una función monótona de presión estática (atmosférica)
sobre un amplio rango de velocidades de aire (por ejemplo desde 0,1
Mach hasta velocidades supersónicas). La lumbrera de detección de
presión dinámica, por otra parte, se presentará directamente a la
corriente de aire cuando las presiones dentro de las lumbreras
neumáticas de detección estén equilibradas. Como resultado, una
lumbrera de salida de presión dinámica que se comunica con la
lumbrera de detección de presión dinámica exhibirá una presión
máxima P_{0} de corriente de aire que es una función monótona de
presión de Pitot (de impacto de aire) sobre un amplio rango de
velocidades de aire. Estas presiones P y P_{0} se pueden convertir
matemáticamente de este modo en presiones reales estática
(atmosférica) y de Pitot (de impacto de aire) sin atenuar por ningún
error dependiente del ángulo de ataque del avión y/o del resbalón
de ala. La sonda se puede emplear de este modo para derivar
información de datos de vuelo del ángulo de ataque y/o del resbalón
de ala, además de datos de vuelo primarios, tal como la velocidad
de aire, altitud y/o velocidad vertical.
Se ha descubierto ahora que el diseño de sonda
de multifunción realizado en la patente '526 de Baltins y otros se
puede mejorar proporcionando pares separados circunferencialmente de
lumbreras de detección que están respectivamente dedicadas a la
funcionalidad de ángulo de ataque y a la funcionalidad de detección
de presión de datos de aire. El diseño de sonda de acuerdo con la
presente invención está especialmente bien adecuado para reducir el
impacto del sistema complejo de choque que se desarrolla sobre la
sonda durante un vuelo supersónico. De este modo, se mantienen las
capacidades mejoradas de detección de presión de corriente de
aire.
En un aspecto de la presente invención se
proporciona un montaje de sonda de avión, que comprende un elemento
hueco de sonda, alargado, con forma generalmente cónica, adaptado
para proyectarse hacia fuera desde una aeronave a lo largo de un
eje de proyección y que se puede rotar a lo largo de dicho eje de
proyección; una lumbrera central, de presión, formada en dicho
elemento de sonda, al menos un par de lumbreras neumáticas
interiores formadas en dicho elemento de sonda y que están
simétricamente separadas de forma circunferencial de dicha lumbrera
central de presión por un primer ángulo; al menos un par de
lumbreras neumáticas formadas en dicho elemento de sonda y que
están simétricamente separadas de forma circunferencial de dicha
lumbrera central de presión mediante un segundo ángulo mayor que
dicho primer ángulo; y una paleta separadora en forma de una
estructura generalmente triangular que tiene una base y bordes de
ataque y de salida, estando la paleta separadora emparejada dentro
del elemento de sonda de manera que pueda ser rotada dentro del
elemento de sonda como una unidad alrededor de dicho eje de
proyección, en el cual la paleta separadora define respectivas
cámaras individuales dentro del elemento de sonda en comunicación
de fluido, respectivamente con dicha lumbrera central, dichas
lumbreras neumáticas internas y dichas lumbreras neumáticas
externas, y en el cual dicho borde de ataque de la paleta
separadora incluye un canal rebajado a lo largo de dicho borde que
establece una de dichas cámaras en comunicación de fluido con dicha
lumbrera central; y en el cual dichas cámaras individuales
respectivas están adaptadas para comunicarse con la instrumentación
a bordo de una aeronave para proporcionar datos combinados del
ángulo de ataque y la presión combinada.
Más preferiblemente, cada una de las lumbreras
neumáticas exteriores de detección está espaciada
circunferencialmente de la lumbrera central de detección de presión
dinámica sustancialmente 90º (es decir, separadas
circunferencialmente unas de otras aproximadamente 180º, de manera
que estén opuestas de manera sustancialmente latitudinal) mientras
cada una de las lumbreras neumáticas exteriores de detección está
espaciada circunferencialmente de la lumbrera central de detección
de presión dinámica aproximadamente 90º. De tal manera que la
funcionalidad del ángulo de ataque puede mantenerse completamente
independiente de la funcionalidad de la detección de los datos de
presión del aire del montaje de sonda.
Éstos y otros aspectos y ventajas de la presente
invención quedarán más claros después de tener cuidadosamente en
consideración la descripción detallada de las realizaciones a modo
de ejemplo preferidas de la misma, que siguen a continuación.
Se hará referencia de aquí en delante a los
dibujos que se acompañan, en los que números de referencia iguales
a lo largo de las diversas figuras denotan elementos estructurales
parecidos, y en los que:
la figura 1 es una vista parcial en perspectiva
de una sección delantera de un avión que muestra un montaje
preferido de sensor de acuerdo con la presente invención;
la figura 2 es una vista parcial en corte
transversal tomada a través del fuselaje de avión a lo largo de las
líneas 2-2 en la figura 1, como se ve desde el flujo
entrante de corriente de aire, que muestra de una manera ampliada
un montaje preferido de sensor de la presente invención;
la figura 2A es una vista parcial trasera en
perspectiva del montaje de sensor representado en la figura 2;
la figura 3 es una vista en perspectiva,
parcialmente en despiece ordenado, del montaje preferido de sensor
de la presente invención representado en la figura 2;
la figura 4 es una vista lateral en perspectiva,
a escala ampliada, de la paleta giratoria neumática de detección
que se emplea en el montaje preferido de sensor de la presente
invención;
la figura 5 es una vista frontal en perspectiva,
a escala ampliada, de la paleta giratoria neumática de detección
representada en la figura 4;
la figura 6 es una vista inferior en planta de
la paleta giratoria neumática de detección representada en la
figura 4; y
la figura 7 es una vista partida en perspectiva
de la paleta giratoria neumática de detección representada en
la
figura 4.
figura 4.
La figura 1 que se acompaña muestra en vista en
perspectiva una porción de un avión AC que tiene un montaje 10 de
sonda de sensor de avión de acuerdo con la presente invención,
emparejado a una sección delantera FS de fuselaje. El montaje de
sonda se proyecta hacia fuera desde el fuselaje FS de avión a lo
largo de un eje A_{P} de proyección como para estar expuesto
perpendicularmente a la corriente de aire durante el vuelo. A este
respecto, aunque el montaje 10 de sonda de sensor de avión está
representado en la figura 1 proyectándose hacia abajo desde el
avión AC, por supuesto se entenderá que se puede proyectar
lateralmente desde el avión AC si se desea. De este modo, como el
montaje de sensor divulgado y reivindicado en la patente relacionada
'526 de Baltins y otros, el montaje 10 de sonda de esta invención
se puede proyectar desde el avión virtualmente en cualquier
orientación deseada como para desacoplar los efectos de los giros de
avión de eje múltiple. De este modo, se puede desear una
orientación de proyección lateral del montaje 10 de sonda si el
ángulo de ataque está destinado a ser medido con la mínima
influencia posible a partir del ángulo de resbalón de ala del avión.
Alternativamente, se puede desear una orientación de proyección
descendente como se muestra en las figuras de los dibujos que se
acompañan si el ángulo de resbalón de ala del avión está destinado a
ser medido con la mínima influencia posible a partir del ángulo de
ataque del avión.
Los datos de presión/dirección de corriente de
aire obtenidos por el montaje 10 de sonda de esta invención se
pueden transferir al instrumental de vuelo a bordo del avión y/o a
sistemas de director de vuelo mediante líneas neumáticas/eléctricas
convencionales conectadas al alojamiento 14 de sensor (véase la
figura 2). A este respecto, las funciones y estructuras internas
del alojamiento 14 pueden estar de acuerdo con la patente '526 de
Baltins y otros, y de este modo se puede omitir aquí una descripción
detallada de las mismas.
Como quizás se ve más claramente en las figuras
2 y 3 que se acompañan, el montaje 10 de sonda está generalmente
compuesto del alojamiento 14, un elemento hueco 16 de sonda
generalmente cónico, un collar 14-1 de montaje y
una paleta separadora 18. El collar 14-1 de montaje
está proporcionado de modo que el montaje 10 de sonda se puede
montar en estructuras S de soporte asociadas con el fuselaje FS del
avión de tal manera que el alojamiento 14 está dentro del fuselaje
FS y el elemento 16 de sonda se extiende hacia fuera desde él a lo
largo del eje A_{P} de proyección. La paleta separadora 18 está
posicionada enteramente dentro del hueco del elemento 16 de sonda y
está fijada a él de tal manera que gira como una unidad con el
elemento 16 de sonda alrededor del eje A_{P} de proyección.
El elemento hueco 16 de sonda con forma cónica
está montado en el alojamiento 14 para movimientos giratorios
alrededor del eje A_{P} de proyección de sonda. El elemento 16 de
sonda está provisto de una lumbrera central 20 de detección de
presión dinámica que está alineada con la línea de presión de
remanso del elemento de sonda (o la línea de presión más alta de
corriente de aire que incide en la superficie del elemento de sonda)
coincidente con el eje A_{P} de proyección del elemento de sonda.
La lumbrera 20 de detección tiene forma, más preferiblemente, de
ranura alargada, estando dispuesto el eje de alargamiento
generalmente en la dirección del eje A_{P} de proyección.
Pares proximales y distales de lumbreras
neumáticas 22 y 24 de detección, respectivamente, están provistos
en el elemento 16 de sonda estando cada uno separado
circunferencialmente de forma simétrica de la lumbrera central 20
de presión dinámica. A este respecto, cada una de las lumbreras 22,
24 de detección está separada circunferencialmente, preferiblemente
de forma simétrica, de la lumbrera 20 sustancialmente 45º (es decir,
de modo que los pares de lumbreras internas proximales y distales
22 y 24 de presión, respectivamente, están separados
circunferencialmente entre sí sustancialmente 90º). Cada una de las
lumbreras 22, 24 tiene forma, más preferiblemente, de ranura
alargada cuya extensión longitudinal está dispuesta generalmente en
la dirección del eje A_{P} de proyección. Además, como se muestra
particularmente en la figura 2, las lumbreras proximales y distales
22 y 24, respectivamente, están alineadas longitudinalmente entre
sí.
Un par de lumbreras neumáticas exteriores 26 de
presión también está provisto en el elemento 16 de sonda. Más
preferiblemente, cada una de las lumbreras exteriores 26 de presión
está separada circunferencialmente de forma simétrica de la
lumbrera central 20 de presión aproximadamente 90º (es decir, de
modo que las lumbreras 26 de presión están opuestas entre sí de
forma sustancialmente latitudinal en la superficie exterior del
elemento 16 de sonda). Como se muestra en la figura 2, el par
exterior de lumbreras 26 de presión está posicionado proximalmente
en la superficie exterior del elemento 16 de sonda con relación a
los pares de lumbreras 22 y 24 situados más distalmente. Como las
lumbreras 20, 22 y 24 discutidas previamente, las lumbreras 26
tienen forma, más preferiblemente, de ranuras alargadas cuya
extensión longitudinal está dispuesta generalmente en la dirección
del eje A_{P} de proyección. A este respecto, cada una de las
lumbreras 20, 22 y 24 se estrecha más preferiblemente hacia el
extremo de vértice del elemento cónico 16 de sonda. Esto es, las
lumbreras 20, 22 y 24 se estrechan hasta un punto como para tener
un ángulo incluido sustancialmente constante esto es, como para
estrecharse hasta el mismo punto que el elemento 16 de sonda.
La paleta separadora 18 está quizás más
claramente representada en las figuras 4-7 que se
acompañan. A este respecto, la paleta separadora 18 tiene, más
preferiblemente, forma de estructura de una pieza con forma
triangular que está calibrada y dimensionada entre sus bordes
convergentes 32, 34 de ataque y de salida, respectivamente, como
para encajar apretadamente dentro del interior cónico del elemento
16 de sonda. El extremo de vértice de la paleta separadora 18 está
por lo tanto provisto de una sección cónica 30 que está asentada
contra la superficie interior del elemento 16 de sonda en su
respectivo extremo de vértice.
El borde 32 de ataque de la paleta separadora 18
está provisto de un canal rebajado alargado 36 de borde de ataque
que está en comunicación alineada de fluido con la lumbrera central
20 de presión cuando la paleta separadora 18 está emparejada
operativamente al elemento 16 de sonda. Las condiciones de presión
dentro del canal 36 de borde de ataque se comunican con los
componentes de detección de presión (por ejemplo contenidos dentro
del alojamiento 14 y/o parte de los sistemas de vuelo a bordo del
avión) mediante un canal 36-1. A este respecto, un
conducto tubular 36-2 está insertado preferiblemente
en una porción del canal 36-1 para facilitar la
conexión con los componentes operativos de detección de presión no
mostrados.
Un par de realces laterales opuestos 38 se
extienden hacia fuera desde cada lado lateral del separador 18 de
paleta entre sus bordes 32, 34 de ataque y de salida. Los realces
laterales 38 terminan en una superficie 38-1,
curvada de forma convexa, cuyas generatrices corresponden a la de la
superficie interior del elemento 16 de sonda, con forma cónica.
Específicamente, las superficies 38-1 de los realces
38 están en contacto con el interior del elemento 16 de sonda
cuando la paleta separadora 18 está emparejada con él. Este contacto
entre los bordes terminales 38-1, curvados de forma
convexa, y el elemento 16 de sonda permite que el calor generado
por resistencia eléctrica sea transferido al elemento 16 de sonda y
por ello sirva para impedir la acumulación de hielo en vuelo cerca
de las lumbreras 26.
Los realces laterales 38 definen colectivamente
un vano pasante 38-2, con forma generalmente
triangular, que se extiende transversalmente con relación al plano
de la paleta separadora 18 (es decir, como se definió entre sus
bordes 32, 34 de ataque y de salida, respectivamente) entre las
superficies 38-1. Cuando la paleta separadora 18
está posicionada dentro del elemento hueco 16 de sonda, las
lumbreras exteriores 26 de presión están en comunicación alineada
de fluido con el vano pasante 38-2. Las condiciones
de presión detectadas por las lumbreras exteriores 26 de presión, y
por consiguiente presentes en el vano pasante 38-2
en comunicación de fluido con ellas, se puede transferir al
instrumental/sensores de presión operativos a bordo mediante un
conducto tubular 38-3 (véase la figura 7).
Un par de paletas laterales planas 40 se
extienden de forma sustancialmente perpendicular desde respectivos
lados de la paleta separadora 18. Los bordes terminales
40-1 están curvados de forma convexa como para
corresponder íntimamente con las generatrices de la superficie
interior cilíndrica del elemento 16 de sonda. A este respecto,
estos bordes terminales 40-1, curvados de forma
convexa, están en contacto con la superficie interior del elemento
hueco 16 de sonda cuando la paleta separadora 18 está albergada
dentro de él. Este contacto entre los bordes terminales
40-1 y el elemento 16 de sonda permite que el calor
generado por resistencia eléctrica sea transferido al elemento 16
de sonda y por ello sirva para impedir la acumulación de hielo en
vuelo cerca de las lumbreras 22 y/o 24. Lo que es más, se observará
que las paletas laterales 40 están dispuestas como para ser
subyacentes a las lumbreras neumáticas proximales 22 de detección
definidas en el elemento 16 de sonda.
El canal 36 de borde de ataque está provisto,
cerca de la base triangular de la paleta separadora 18, de un
sumidero rebajado 42. Un par simétrico de secciones 44 con forma de
cuña, que se extienden lateralmente, cerca del borde de salida de
la paleta separadora 18, incluye respectivos canales 46 de drenaje.
Cada uno de los canales de drenaje tiene un extremo distal
46-1 (véase la figura 7) que se abre en el sumidero
42 y un extremo proximal 46-2 (véase la figura 6)
que está alineado con orificios 48 de drenaje formados en el lado de
salida del elemento 16 de sonda (véase la
figura 2A).
figura 2A).
La base de la paleta separadora 18 está provista
de una chaveta alargada 50 que se extiende entre los bordes 32, 34
de ataque y de salida. La chaveta 50 está calibrada y configurada
para emparejarse con una correspondiente ranura (no mostrada)
asociada con los componentes operativos internos alojados dentro de
la base 14.
Se apreciará que una respectiva cámara de
presión está definida entre la paleta separadora 18 y la superficie
interior del elemento hueco 16 de sonda con forma cónica que está en
comunicación de fluido con las lumbreras neumáticas interiores 22,
24. Esta cámara puede, de este modo, estar conectada operativamente
a través del alojamiento 14 al instrumental/sensores de presión a
bordo del avión por medios no mostrados. De manera similar, las
cámaras definidas por el canal 36 de borde de ataque y el vano
pasante 38-2 pueden estar conectados operativamente
a través del alojamiento 14 al instrumental/sensores de presión a
bordo del avión. Las señales eléctricas indicativas del giro del
elemento de sonda pueden, de igual modo, estar conectadas
operativamente mediante cableado convencional de manera similar a
la descrita en la patente '526 de Baltins y otros anteriormente
citada.
Aunque el montaje 10 de sonda de sensor de la
presente invención se ha mostrado y descrito como una configuración
geométrica generalmente cónica, se entenderá que tal forma
representa una realización actualmente preferida de la invención y
no es limitante con respecto a ella. De este modo, el montaje 10 de
sonda de sensor de la presente invención se puede proporcionar en
otras configuraciones geométricas no cónicas, tales como en forma
de cilindro general, una estructura curvilínea tridimensional, y
similares. Es suficiente decir aquí que la forma geométrica precisa
del montaje 10 de sonda puede ser seleccionada por los expertos en
esta técnica basándose en las funciones y/o el entorno de uso final
deseado de la sonda.
Por lo tanto, aunque la presente invención se ha
descrito con relación a lo que se considera actualmente que es la
realización preferida y más práctica, se ha de entender que la
invención no ha de estar limitada a la realización divulgada, sino
que, por el contrario, está destinada a cubrir diversas
modificaciones y disposiciones equivalentes incluidas dentro del
espíritu y alcance de las reivindicaciones adjuntas.
Claims (11)
1. Un montaje de sonda de avión, que
comprende:
un elemento hueco (16) de sonda, alargado, con
forma generalmente cónica, adaptado para proyectarse hacia fuera
desde una aeronave (AC) a lo largo de un eje (A_{p}) de proyección
y que se puede girar alrededor de dicho eje (A_{p}) de
proyección; una lumbrera central (20), de presión, formada en dicho
elemento de sonda, al menos un par de lumbreras neumáticas
interiores (22, 24) formadas en dicho elemento (16) de sonda y que
están simétricamente separadas de forma circunferencial de dicha
lumbrera central (20) de presión por un primer ángulo; al menos un
par de lumbreras neumáticas (26) formadas en dicho elemento (16) de
sonda y que están simétricamente separadas de forma circunferencial
de dicha lumbrera central (20) de presión mediante un segundo
ángulo mayor que dicho primer ángulo; y una paleta separadora (18)
en forma de una estructura generalmente triangular que tiene una
base y bordes (32) de ataque y (34) de salida, estando la paleta
separadora emparejada dentro del elemento (16) de sonda de manera
que pueda ser rotada dentro del elemento (16) de sonda como una
unidad alrededor de dicho eje (A_{p}) de proyección, en el cual la
paleta separadora (18) define respectivas cámaras individuales
dentro del elemento de sonda en comunicación de fluido,
respectivamente con dicha lumbrera central (20), dichas lumbreras
neumáticas internas (22, 24) y dichas lumbreras neumáticas externas
(26), y en el cual dicho borde (32) de ataque de la paleta
separadora (18) incluye un canal rebajado (36) a lo largo de dicho
borde que establece una de dichas cámaras en comunicación de fluido
con dicha lumbrera central (20); y en el cual dichas respectivas
cámaras individuales están adaptadas para comunicarse con una
instrumentación a bordo de una aeronave para proporcionar datos
combinados del ángulo de ataque y la presión del aire.
2. Un montaje de sonda de avión de acuerdo con
la reivindicación 1, en el cual la lumbrera central (20), las
lumbreras neumáticas interiores (22, 24) y las lumbreras neumáticas
exteriores (26) son ranuras dispuestas generalmente en la dirección
de dicho eje de proyección.
3. Un montaje de sonda de avión de acuerdo con
la reivindicación 2, en el que el elemento (16) de sonda establece
un extremo distal de vértice.
4. Un montaje de sonda de avión de acuerdo con
la reivindicación 3, en el que dichas ranuras que forman dicha
lumbrera central (20) de presión, lumbreras neumáticas interiores
(22, 24) y lumbreras neumáticas exteriores (26) están estrechadas
hacia dicho extremo distal de vértice.
5. Un montaje de sonda de avión de acuerdo con
una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que dicho
primer ángulo es aproximadamente 45%, y en el que dicho segundo
ángulo es aproximadamente 90º.
6. Un montaje de sonda de avión de acuerdo con
una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, que comprende pares
distales (24) y proximales (22) de dichas lumbreras neumáticas
interiores.
7. Un montaje de sonda de avión de acuerdo con
la reivindicación 6, en el que dichas lumbreras neumáticas
interiores de dicho par (22) están alineadas con una respectiva de
dichas lumbreras neumáticas interiores de dicho par distal (24)
generalmente a lo largo de dicho eje (A_{p}) de proyección.
8. Un montaje de sonda de avión de acuerdo con
la reivindicación 1, en el que dicho elemento (16) de sonda incluye
un orificio (48) de drenaje, y en el cual dicha paleta separadora
(18) incluye un sumidero rebajado (42) el cual está abierto a dicho
canal a lo largo del borde, y un canal (46) de drenaje que tiene un
extremo (46-1) en comunicación con dicho sumidero
rebajado (42) y un extremo opuesto en comunicación con dicho
orificio (48).
9. Un montaje de sonda de avión de acuerdo con
las reivindicaciones 1 u 8, en el que dicha paleta (18) de
separador incluye un par de realces laterales (38) que definen
colectivamente un vano pasante (38-2) en
comunicación con dichas lumbreras neumáticas exteriores (26).
10. El montaje de sonda de avión de acuerdo con
la reivindicación 9, en el que dicho vano pasante
(38-2) es de forma generalmente triangular.
11. El montaje de sonda de avión de acuerdo con
la reivindicación 10, en el que dicha paleta (18) de separador
tiene una base y bordes (32) de ataque y (34) de salida, y en el
cual dichos realces (38) se extienden lateralmente hacia fuera
desde lados respectivos de dicha paleta separadora (18).
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