ES2335840B1 - Empenaje de aeronave. - Google Patents
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Abstract
Empenaje de aeronave. Forma en planta del
empenaje de una aeronave que comprende bordes de ataque (21) y
bordes de salida (22) curvilíneos, con una configuración del
empenaje de la aeronave en la cual el eje de charnela (13) tiene un
porcentaje con respecto de la cuerda (50) en cada sección (51) no
constante, siendo los largueros anterior (11) y posterior (12)
rectilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada
sección (51) no constantes, o bien siendo estos largueros (11, 12)
curvilíneos con porcentaje constante o no constante con respecto a
la cuerda (50) en cada sección (51). Asimismo, la invención propone
también una forma en planta del empenaje de una aeronave que
comprende bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) rectilíneos,
en la cual el eje de charnela (13) tiene un porcentaje con respecto
de la cuerda (50) en cada sección (51) no constante, siendo los
larguero s anterior (11) y posterior (12) bien rectilíneos, con
porcentaje constante o no constante con respecto a la cuerda (50) de
cada sección (51), o bien siendo estos largueros (11, 12)
curvilíneos, de porcentaje constante o no.
Description
Empenaje de aeronave.
La presente invención se refiere a la forma en
planta, a la forma del timón y a la estructura interna de empenajes
de aeronave, en concreto para grandes aeronaves de uso civil.
El empenaje de una aeronave típicamente se
compone de un empenaje horizontal y otro vertical. El empenaje
horizontal es el encargado de la estabilidad y el control en
profundidad de la aeronave, mientras que el empenaje vertical se
encarga de la estabilidad y el control lateral de la misma. La forma
en planta de un empenaje es el contorno de la proyección sobre su
plano, dependiendo así las propiedades aerodinámicas en gran medida
de esta forma en planta. El timón del empenaje es la parte móvil del
mismo que permite el control de la aeronave.
La envergadura del empenaje es la dimensión del
empenaje en dirección perpendicular a la corriente incidente,
considerándose una sección de empenaje como una rebanada de empenaje
en la dirección de la corriente de aire incidente. Así, la cuerda en
una sección concreta es la dimensión del empenaje en esa sección,
siendo la cuerda en la raíz y la cuerda en la punta las cuerdas en
el encastre y en la punta del empenaje, respectivamente. La
distribución de cuerdas es la función matemática que expresa la
cuerda en función de la posición a lo largo de la envergadura.
Normalmente, ésta es una función decreciente, siendo constante para
el caso de los empenajes rectangulares.
La sustentación aerodinámica es la fuerza
aerodinámica soportada por el empenaje, en la dirección
perpendicular a la corriente de aire incidente. La resistencia
aerodinámica es la fuerza aerodinámica soportada por el empenaje en
la dirección de la corriente incidente.
Algunos de los factores importantes a tener en
cuenta en las primeras fases del estudio de un avión son: el área
encerrada por la forma en planta o superficie total, la distancia
del empenaje al centro de gravedad del avión y la superficie del
timón con respecto a la superficie total. Fijados estos parámetros,
el diseño consiste en optimizar el empenaje minimizando su peso, su
resistencia aerodinámica, sus costes de fabricación y mejorando la
eficiencia del timón.
Existen distintas formas en planta posibles para
los empenajes de una aeronave. Las formas en planta más sencillas
son en forma rectangular o en forma trapezoidal. Históricamente se
fabricaron alas (no empenajes) con formas en planta elípticas, ya
que la teoría aerodinámica de alas predice que esta forma en planta
minimiza la resistencia aerodinámica. En la actualidad se sabe que
una forma en planta elíptica es más cara de fabricar y más pesada
que una forma en planta trapezoidal y que el detrimento en
resistencia aerodinámica es pequeño.
Las formas en planta rectangular y trapezoidal
de los empenajes son las más empleadas debido a que presentan una
gran rigidez y simplicidad estructural, al tiempo que son formas en
planta fáciles de analizar por ordenador y baratas de fabricar. Sin
embargo, para aplicaciones que requieran altas prestaciones no
ofrecen un óptimo multidisciplinar si se tiene en cuenta tanto el
peso como la resistencia aerodinámica y los costes de
fabricación.
Clásicamente, la estructura interna del empenaje
de una aeronave comprende dos largueros principales, un larguero
anterior y un larguero posterior, distribuidos a lo largo de la
envergadura, cerrando la estructura o cajón del empenaje de la
aeronave. La posición de los largueros anterior y posterior en cada
sección es un porcentaje constante de la cuerda en cada sección.
Así, un porcentaje típico de la posición del larguero anterior sería
el 20% de la cuerda en cada sección, mientras que un porcentaje
típico de la posición del larguero posterior sería el 55% de la
cuerda en cada sección. Existen empenajes con tres o más largueros,
pero siempre cumplen que su posición es un porcentaje constante de
la cuerda en cada sección.
De modo similar, el eje de charnela del timón
(timón de profundidad o timón de dirección) tiene un porcentaje
constante a lo largo de la envergadura, típicamente del 70% de la
cuerda en cada sección. Debido a su función de eje alrededor del
cual gira el timón, el eje de charnela ha de ser rectilíneo, si bien
no es necesario, siendo éste objeto de la presente patente, que
tenga un porcentaje constante de la cuerda en cada sección.
La optimización multidisciplinar de un empenaje
de aeronave (a partir de ahora optimización multidisciplinar)
consiste en modificar su forma en planta, el tamaño del timón, la
posición de su eje de charnela y la posición de sus largueros de
modo que se optimice simultáneamente su peso, su resistencia
aerodinámica, la eficiencia de su timón y sus costes de
fabricación.
Es objeto de la presente patente proponer,
basándose en una optimización multidisciplinar y para un empenaje de
aeronave, formas en planta, formas de timón, posición del eje de
charnela y posición de los largueros innovadoras.
El objetivo de esta invención es optimizar
multidisciplinarmente un empenaje de aeronave. La presente invención
consigue este objetivo mediante una forma en planta innovadora con
bordes de ataque y de salida curvilíneos que disminuyen la
distribución de momentos flectores y por lo tanto el peso.
Adicionalmente, la invención desarrolla una posición del eje de
charnela del timón de porcentaje con respecto a la cuerda en las
secciones no constante. Finalmente, la invención desarrolla además
una estructura interna basada en largueros curvilíneos o largueros
rectilíneos con posición porcentual con respecto a la cuerda en las
secciones no constante.
Otras características y ventajas de la presente
invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de
una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras
que se acompañan.
La Figura 1 muestra en esquema una forma en
planta de empenaje convencional para aeronave.
La Figura 2 muestra en esquema una forma en
planta de empenaje convencional para aeronave en forma rectangular
con el borde de ataque y el borde de salida paralelos.
La Figura 3 muestra en esquema una forma en
planta de empenaje convencional para aeronave en forma trapezoidal,
con el borde de ataque y el borde de salida secantes.
La Figura 4 muestra en esquema una forma en
planta de ala histórica para aeronave en forma elíptica.
La Figura 5 muestra la distribución de la
sustentación a lo largo de la envergadura del empenaje convencional
de una aeronave con forma en planta rectangular y trapezoidal.
La Figura 6 muestra la distribución del momento
a flexión a lo largo de la envergadura del empenaje convencional de
una aeronave con forma en planta rectangular y trapezoidal.
La Figura 7 muestra la posición de los largueros
en el empenaje convencional de aeronave en forma en planta
trapezoidal.
Las Figuras 8 y 9 muestran en esquema formas en
planta de empenaje para aeronave con bordes de ataque y de salida
curvilíneos, según la presente invención.
La Figura 10 muestra la forma en planta,
posición del eje de charnela del timón y posición de los largueros
en el empenaje para aeronave según una primera realización de la
presente invención.
La Figura 11 muestra la forma en planta,
posición del eje de charnela del timón y posición de los largueros
en el empenaje para aeronave según una segunda realización de la
presente invención.
La Figura 12 muestra la forma en planta,
posición del eje de charnela del timón y posición de los largueros
en el empenaje para aeronave según una tercera realización de la
presente invención.
Según se observa en la Figura 1, la forma en
planta del empenaje de una aeronave comprenden un borde de ataque 21
y un borde de salida 22, definiéndose como cuerda la distancia entre
el borde de ataque 21 y el borde de salida 22. Así, existe una
cuerda 10 en la raíz del empenaje, una cuerda 10 en la punta del
empenaje, y una cuerda 50 en una sección situada a una distancia 51
cualquiera de la cuerda 10 de la raíz, siempre con respecto a la
dirección de la corriente de aire incidente, 60. La envergadura 61
del empenaje es la dimensión del empenaje en dirección perpendicular
a la corriente incidente 60.
Convencionalmente, según se observa en las
Figuras 2 y 3, las formas en planta del empenaje de aeronaves, en
particular en grandes aeronaves de uso civil, tienen formas en
planta rectangulares 1 o formas en planta trapezoidales 2, con el
borde de ataque 21 y el borde de salida 22 rectilíneos. Estas formas
en planta simplifican la estimación de las propiedades
aerodinámicas. También existen en la técnica conocida formas en
planta elípticas 70, según se observa en la Figura 4, aplicadas
exclusivamente a alas, no a empenajes, cuyo objetivo era minimizar
su resistencia aerodinámica, y no optimizar de manera
multidisciplinar.
Se puede observar en la Figura 5 la distribución
4 de la sustentación a lo largo de la envergadura 61 del empenaje,
cuando la forma en planta es rectangular 1 siendo los bordes de
ataque 21 y de salida 22 paralelos.
La integral de la curva 4 anterior igual al área
3 encerrada bajo la curva de sustentación 4, nos otorga la
sustentación total del empenaje. Los empenajes se dimensionan y
diseñan en función de la sustentación total que otorgan,
constituyendo ésta una limitación de diseño. Sin embargo, siempre y
cuando se mantenga esta área 3 constante siendo por lo tanto la
sustentación total constante, se puede dotar de una forma distinta a
la curva de sustentación 4 anterior.
\vskip1.000000\baselineskip
Por otro lado, la teoría aerodinámica predice
que la sustentación de una sección varía, entre otros, según los
siguientes parámetros:
- -
- crece con la cuerda 50 de la sección 51;
- -
- decrece con la posición de la sección 51 a lo largo de la envergadura 61, llegando a cero en la punta 40.
\vskip1.000000\baselineskip
Según la teoría de vigas unidimensionales de la
resistencia de materiales, la distribución de los momentos a flexión
a lo largo de la envergadura 61 del empenaje, se obtiene integrando
la distribución de sustentación 4 multiplicada por el brazo de esa
sustentación hasta la sección 51 en la cual se está calculando el
momento a flexión.
Según lo anterior, la distribución del momento a
flexión 6 resultante en una estructura en planta rectangular 1 del
empenaje de una aeronave es la que se muestra en la Figura 6.
Por otro lado, el peso estructural del empenaje
de una aeronave depende entre otros factores del momento a flexión
al que está sometida cada sección 51. Una forma en planta con
cuerdas más grandes en la raíz 10 y más pequeñas en la punta 40,
manteniendo la sustentación total constante, al tener una
distribución de sustentación más cercana a la raíz, conlleva una
distribución de momentos a flexión inferior, disminuyendo por
consiguiente el peso del empenaje.
Una forma comúnmente empleada para conseguir lo
anterior consiste en implementar una forma en planta de empenaje de
aeronave trapezoidal 2. Dado que la sustentación de una sección 51
es proporcional a la cuerda 50 de la sección, un empenaje
trapezoidal 2 tiene una distribución de sustentación 7 con
sustentaciones superiores cerca de la raíz 10 e inferiores cerca de
la punta 40, tal como la que se observa en la Figura 5.
De igual forma que para el caso de empenaje
rectangular 1, la distribución de momentos a flexión 9 para un
empenaje trapezoidal 2 se puede observar en la Figura 6.
\vskip1.000000\baselineskip
Aunque la tendencia en primera aproximación es
la presentada, hay otros factores que influyen en menor medida en el
peso, la resistencia aerodinámica y la eficiencia del timón. Algunos
de estos factores son los siguientes:
- -
- la capa límite viscosa del fuselaje;
- -
- influencia del ala y el fuselaje;
- -
- limitaciones tecnológicas de fabricación;
- -
- deformaciones por pandeo;
- -
- resistencias aerodinámicas inducidas, parásitas y de interferencia.
\vskip1.000000\baselineskip
Todos estos factores pueden tenerse en cuenta
mediante cálculos por ordenador y la potencia de cálculo de los
ordenadores actuales permiten hacerlo incluso con formas en planta
no convencionales.
Aparte de optimizar la forma en planta del
empenaje, es posible innovar en la configuración de la estructura
interna del empenaje, concretamente en la posición de los largueros
anterior 11 y posterior 12, modificando su posición porcentual con
respecto a la cuerda en cada sección optimizando el empenaje
multidisciplinarmente.
El cajón de un empenaje es la estructura interna
que soporta principalmente los esfuerzos aerodinámicos. Comprende
dos o más largueros 11, 12 cubiertos por un revestimiento superior e
inferior formando un cajón cerrado. Cuanto más grande es el cajón,
más eficientemente soporta los esfuerzos y por lo tanto menos pesa,
hasta cierto límite impuesto por el pandeo, por limites de
fabricabilidad y otros requerimientos de aeronavegabilidad. La
complejidad del análisis de un cajón sólo puede realizarse con la
precisión que exige la aviación actual mediante cálculos
computacionales. El incremento de potencia computacional en la
última década permite calcular por ordenador el comportamiento de un
cajón con largueros curvilíneos, pudiendo optimizar
multidisciplinarmente la curvatura óptima de estos.
Finalmente, la eficiencia del timón 14 de un
empenaje depende, entre otros factores, del porcentaje donde se
encuentra ubicado el eje de charnela 13. A mayor tamaño del timón 14
(menor porcentaje), mayor eficiencia. Debido a efectos aerodinámicos
tridimensionales, sucede que cerca de la punta 40 del empenaje el
timón 14 se encuentra al límite de su capacidad de control, mientras
que en la raíz 10 del empenaje el timón 14 tiene margen para generar
más capacidad de control. Por otro lado, ya que a efectos del diseño
de un empenaje lo que interesa es la sustentación total incremental
que genera el timón al reflectarse, al igual que sucede con el
empenaje completo, cuanto más cerca de la raíz 10 está la
distribución de sustentación producida por el timón 14, menor será
el momento a flexión debido a la sustentación y por lo tanto menor
será el peso del empenaje. Adicionalmente, el volumen entre el
larguero posterior 12 y el eje de charnela 13 se encuentra vacío,
salvo por los actuadores (típicamente dos) que impulsan la deflexión
del timón 14. Es una restricción de diseño el tamaño de los
actuadores y la necesidad de que haya suficiente hueco entre el
larguero posterior 12 y el eje de charnela 13. Esta restricción se
da en una o varias secciones puntuales, y no en toda la longitud del
empenaje, de modo que puede ampliarse el tamaño del timón 14
acercándolo al larguero posterior 12 en las zonas donde no se
encuentran los actuadores. Teniendo en cuenta estos tres factores,
un eje de charnela 13 rectilíneo en el que el porcentaje con
respecto a la cuerda 50 en cada sección 51 sea no constante, es una
variable adicional que puede emplearse para optimizar el empenaje
multidisciplinarmente.
\vskip1.000000\baselineskip
Una vez dispuesto todo lo anterior y teniendo en
cuenta los avances realizados en el campo de Dinámica de Fluidos por
Ordenador, Computer Fluid Dynamics (CFD), y en el propio
campo de los ordenadores, la presente invención propone:
- -
- para formas en planta de empenajes de aeronaves: nuevos bordes de ataque 21 y bordes de salida 22 curvilíneos como se esquematiza en las Figuras 8 y 9;
- -
- para la forma y configuración del timón de empenajes de aeronaves: nuevo eje de charnela del timón 13 rectilíneo con posición porcentual con respecto a la cuerda en cada sección no constante;
- -
- para estructura interna de empenajes de aeronaves: nuevos largueros anterior 11 y posterior 12 rectilíneos con posición porcentual con respecto a la cuerda en cada sección no constante;
- -
- para estructura interna de empenajes de aeronaves: nuevos largueros anterior 11 y posterior 12 curvilíneos con posición porcentual con respecto a la cuerda en cada sección constante;
- -
- para estructura interna de empenajes de aeronaves: nuevos largueros anterior 11 y posterior 12 curvilíneos con posición porcentual con respecto a la cuerda en cada sección no constante.
\vskip1.000000\baselineskip
Según una primera realización de la invención,
se propone una forma en planta del empenaje de una aeronave con
bordes de ataque 21 y salida 22 curvilíneos de forma cóncava, se
propone una estructura interna del empenaje de una aeronave con
largueros anterior 11 y posterior 12 rectilíneos con porcentaje con
respecto a la cuerda en cada sección no constantes, y se propone una
configuración del empenaje de una aeronave con eje de charnela 13
con porcentaje con respecto de la cuerda en cada sección no
constante, como se refleja en la Figura 10. La posición de todos
estos elementos se podrá fijar al optimizar el empenaje
multidisciplinarmente, mediante cálculos avanzados por
ordenador.
Según una segunda realización de la invención,
se propone una forma en planta del empenaje de una aeronave con
bordes de ataque 21 y de salida 22 curvilíneos de forma convexa, se
propone una estructura interna del empenaje de una aeronave con
largueros anterior 11 y posterior 12 curvilíneos con porcentaje con
respecto a la cuerda en cada sección constantes o bien que tracen
una curva de porcentaje no constante que sea óptima, y se propone
una configuración del empenaje de una aeronave con eje de charnela
13 con porcentaje con respecto de la cuerda en cada sección no
constante, como se refleja en la Figura 11. Del mismo modo que en la
primera realización, la posición de todos los elementos se
optimizará multidisciplinarmente, mediante cálculos avanzados por
ordenador.
Según una tercera realización de la invención,
se propone una forma en planta del empenaje de una aeronave con
bordes de ataque 21 y de salida 22 rectilíneos, se propone una
estructura interna del empenaje de una aeronave con largueros
anterior 11 y posterior 12 rectilíneos con porcentajes respecto a la
cuerda en cada sección no constantes o bien con porcentajes
constantes, o bien con largueros anterior 11 y posterior 12
curvilíneos con porcentajes constantes o no constantes con respecto
a la cuerda en cada sección, proponiéndose además una configuración
del empenaje de una aeronave con eje de charnela 13 con porcentaje
con respecto de la cuerda en cada sección no constante, como se
refleja en la Figura 12. Del mismo modo que en la primera y segunda
realizaciones, la posición de todos los elementos se optimizará
multidisciplinarmente, mediante cálculos avanzados por
ordenador.
En las realizaciones que acabamos de describir
pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del
alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (11)
1. Forma en planta del empenaje de una aeronave
caracterizada porque comprende bordes de ataque (21) y bordes
de salida (22) curvilíneos, con una configuración del empenaje de la
aeronave en la cual el eje de charnela (13) es rectilíneo y tiene un
porcentaje con respecto de la cuerda (50) en cada sección (51) no
constante.
2. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según la reivindicación 1 caracterizada porque los bordes de
ataque (21) y bordes de salida (22) son curvilíneos de forma
convexa.
3. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según la reivindicación 1 caracterizada porque los bordes de
ataque (21) y bordes de salida (22) son curvilíneos de forma
cóncava.
4. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3 caracterizada
porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12)
rectilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada
sección (51) no constantes.
5. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3 caracterizada
porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12)
curvilíneos con porcentaje con respecto a la cuerda (50) en cada
sección (51) constantes.
6. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3 caracterizada
porque comprende largueros anterior (11) y posterior (12)
curvilíneos que trazan una curva de porcentaje no constante
optimizada multidisciplinarmente.
7. Forma en planta del empenaje de una aeronave
que comprende bordes de ataque (21) y bordes de salida (22)
rectilíneos, caracterizada porque en la configuración del
empenaje de la aeronave el eje de charnela (13) es rectilíneo y
tiene un porcentaje con respecto de la cuerda (50) en cada sección
(51) no constante.
8. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según la reivindicación 7 caracterizada porque comprende
largueros anterior (11) y posterior (12) rectilíneos con porcentaje
con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) no
constantes.
9. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según la reivindicación 7 caracterizada porque comprende
largueros anterior (11) y posterior (12) rectilíneos con porcentaje
con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) constantes.
10. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según la reivindicación 7 caracterizada porque comprende
largueros anterior (11) y posterior (12) curvilíneos con porcentaje
con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) constantes.
11. Forma en planta del empenaje de una aeronave
según la reivindicación 7 caracterizada porque comprende
largueros anterior (11) y posterior (12) curvilíneos con porcentaje
con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51) no
constantes.
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