ES2345584A1 - Superficie de control de aeronave. - Google Patents
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Abstract
La invención se refiere a una superficie de control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de aeronave que comprende una costilla (9) de cierre principal situada en un extremo de la superficie de control (3) a la que va unida una barra de torsión principal (8), estando la citada barra de torsión (8) unida en su otro extremo a un sistema de palancas (14) sobre el que actúa al menos un actuador (15), de tal forma que se pueda actuar sobre el giro de la citada superficie de control (3) durante el vuelo de la aeronave. La invención se refiere también a un método de actuación de una superficie de control (3) tal.
Description
Superficie de control de aeronave.
La presente invención se refiere a la
configuración optimizada de una superficie de control de vuelo para
aeronave.
La configuración más utilizada para las
superficies de control de las aeronaves modernas consiste
generalmente en uno o varios elementos esencialmente planos situados
conformando el borde de ataque o de salida de superficies
aerodinámicas sustentadoras de la aeronave. El control de la
aeronave se efectúa mediante la deflexión de las superficies de
control, lo que produce un cambio de la geometría externa de la
dicha aeronave que resulta en fuerzas aerodinámicas de la dirección
y magnitud adecuadas para efectuar el control.
El cambio de forma aerodinámica requerido para
efectuar el control de la aeronave generalmente se consigue mediante
el giro de las dichas superficies de control alrededor de una
chamela o eje de giro fijo respecto de la superficie aerodinámica
sustentadora a la que pertenecen. Existen otras configuraciones y
métodos para efectuar el control; por ejemplo mediante la
deformación elástica de toda la superficie sustentadora, método
utilizado por los hermanos Wright en el primer avión como se
describe en el documento US821393; mediante el giro de la superficie
sustentadora completa como se describe en el documento US6089503;
mediante deformación de la superficie sustentadora o de control
producida por cambios en las propiedades del material como se
describe en los documentos US6209824B1, US5662294; o mediante
chorros de aire o gases de escape de motor, como en el caso del
avión AV-B Harrier, o el North American
X-15.
Las configuraciones de las superficies de
control consistentes en el giro de dichas superficies alrededor de
una charnela son las que se han usado en aeronáutica en la inmensa
mayoría de los aviones y son las únicas utilizadas en la actualidad
para los grandes aviones de transporte de pasajeros. Los primeros
aviones en utilizar esta configuración de las superficies de
control, así como la mayoría de los aviones ligeros actualmente,
utilizan un sistema de cables y poleas para transmitir las acciones
de control del piloto, ya sea utilizando directamente la fuerza
ejercida por el piloto o a través de un sistema de servos que
amplifican mecánicamente la fuerza del piloto. Los sistemas de
cables y poleas mueven las superficies de control a través de un
sistema de palancas que convierten los movimientos lineales de los
cables en giros de las superficies de control. Este método de
actuación de las superficies de control es adecuado para aeronaves
ligeras o aquellas de mayor tamaño que vuelan a velocidades
relativamente bajas (mucho menores que las velocidades cercanas a la
del sonido a las que vuelan las aeronaves comerciales actualmente),
debido a que las fuerzas que pueden transmitir los cables son
relativamente bajas y las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre las
superficies de control, y que deben compensar las fuerzas de los
cables, crecen linealmente con el área de dicha superficie de
control y con el cuadrado de la velocidad de vuelo. El sistema de
cables y poleas tiene limitaciones adicionales debidas a la
flexibilidad inherente del sistema, formado por largos cables de
poca sección, lo que podía llevar a inestabilidades aeroelásticas si
se aplicara a grandes superficies de control, además de introducir
un retraso en la operación de las superficies de control y una
posible falta de respuesta de los mandos de vuelo cuando el avión
vuela a altas velocidades, todo ello debido al alargamiento del
sistema de cables inducido por las cargas aerodiná-
micas.
micas.
Con el progreso de la técnica aeronáutica fue
necesario desarrollar nuevos métodos de actuación de las superficies
de control de vuelo particularmente adaptadas a los grandes aviones
que volaban a velocidades cada vez mayores, propulsados generalmente
por motores a reacción. La solución adoptada consistió en utilizar
servo-actuadores, necesarios para ejercer las altas
fuerzas de control requeridas para mover las grandes superficies de
control a altas velocidades de vuelo y colocar los citados
actuadores en una posición tal que pudieran transmitir las fuerzas
de control directamente a las superficies de control,
representativas de un timón de dirección, o a una instalación típica
de alerones o timones de profundidad.
La configuración de la instalación típica de
alerones o timones de profundidad anterior tiene el inconveniente
evidente de requerir un carenado aerodinámico para el actuador, lo
cual es una fuente no deseable de resistencia aerodinámica. Por otro
lado, esta configuración tiene la ventaja de que el borde de ataque
de la superficie de control está muy cerca del larguero posterior de
la superficie sustentadora a la que va asociada (generalmente el ala
o los estabilizadores), permitiendo aprovechar por tanto la máxima
área de sección de los respectivos cajones de torsión, lo que
revierte en un aumento la rigidez de dichos cajones, particularmente
la rigidez a torsión y además, donde sea aplicable, el máximo
volumen de tanque de combustible en el caso de un ala o
estabilizador horizontal.
La configuración representativa de un timón de
dirección, típica de un timón de dirección de un avión comercial
moderno no requiere de un carenado aerodinámico para el actuador
pero, sin embargo, tiene el inconveniente de reducir
significativamente el espacio disponible entre el cajón de torsión
de la superficie sustentadora y la superficie de control. En todos
los casos, esto supone una reducción no deseable de la rigidez a
torsión de ambos elementos (cajón principal de torsión y superficie
aerodinámica de control). Asimismo, la separación entre el larguero
posterior del cajón de torsión y el borde de ataque de la superficie
de control requiere la instalación de carenados aerodinámcos
relativamente grandes y flexibles y que no contribuyen a la rigidez
o resistencia de la superficie sustentadora, además de introducir
grandes cargas de flexión sobre las costillas del cajón de torsión
en la base de los herrajes de charnela, todo lo cual no es
deseable.
La reducción del área de la sección del cajón de
torsión de la superficie sustentadora, impuesta por la separación
descrita anteriormente y necesaria para la instalación del actuador,
suele redundar en un incremento del peso de la estructura al
requerirse mayores espesores de los revestimientos y largueros para
restaurar la rigidez a torsión deseada por consideraciones
aerodinámicas y aeroelásticas.
En todos los sistemas de control de vuelo
basados en el giro de las superficies de control el problema de la
deformación elástica de las citadas superficies bajo carga
aerodinámica ha de ser resuelto. En los sistemas de cables y poleas,
donde las palancas a las que van conectados los cables de mando
suelen estar en un extremo de las superficies de control, las cargas
aerodinámicas producen una deformación de torsión en la superficie
de control que tiende a restar efectividad de mando. Para restaurar
la efectividad de la superficie de control se debe incrementar su
rigidez a torsión, ya sea aumentando el espesor de sus
revestimientos estructurales (lo cual añade peso y aumenta la
inercia de la superficie de control, ambas consecuencias no
deseables; el peso por razones de eficiencia de la aeronave y la
inercia por tender a reducir la velocidad a la que se produce la
inestabilidad aeroelástica dinámica, o flameo), o utilizando una
barra de torsión cerca del borde de ataque de la superficie de
control, lo cual también añade peso pero limita el incremento del
momento de inercia de la superficie.
En el caso de los sistemas donde los actuadores
están conectados directamente a las superficies de control, se
suelen situar dichos actuadores aproximadamente en la mitad de la
envergadura de la superficie de control para minimizar la
deformación a torsión, o bien se usan varios actuadores en paralelo,
lo cual además dota de redundancia al sistema de control. En
cualquier caso, la colocación de los actuadores dentro de la
superficie aerodinámica exige la provisión de accesos para su
inspección, lo que complica el diseño de las dichas superficies
aerodinámicas y el en caso de los timones de dirección dificulta el
acceso para el personal de mantenimiento.
El objeto de la presente invención es resolver
los problemas anteriormente mencionados sobre la realización de
superficies de control, particularmente los asociados a la
configuración en la que los actuadores están directamente conectados
a las dichas superficies de control, ya que es ésta la configuración
utilizada para las superficies de control en los estabilizadores de
los aviones comerciales modernos de gran tamaño.
Así, la presente invención se refiere a una
configuración de superficie de control para aeronave en la que dicha
superficie de control es solidaria con una barra de torsión, que
gira respecto de su eje mediante la acción de actuadores instalados
en el interior del fuselaje de la aeronave en cuestión.
La presente invención describe una configuración
y método de actuación aplicable a las superficies de control de una
aeronave, ya sean éstas timones de dirección, timones de
profundidad, alerones, flaps o aerofrenos, que consiste en actuar el
giro de las citadas superficies mediante una barra de torsión
concéntrica con el eje de charnela de la superficie de control,
estando la citada barra de torsión conectada mediante una palanca en
el interior del fuselaje de la aeronave a uno o varios actuadores
convencionales (hidráulicos, electrohidráulicos, eléctricos o de
cualquier otro tipo de los utilizados en aeronáutica), siendo estos
actuadores de doble acción, es decir, siendo capaces de ejercer
fuerza en los dos sentidos de su eje.
Debido a la distribución de fuerzas
aerodinámicas sobre la superficie de control y la deformación
torsional resultante, la configuración objeto de la presente
invención está particularmente adaptada a superficies de control con
gran estrechamiento, de manera que el área encerrada por secciones
de la superficie de control perpendiculares al eje de charnela se
reduce significativamente desde el extremo donde actúa la barra a
torsión al extremo libre. La configuración de la invención tiene
como ventaja principal respecto de las configuraciones clásicas que
permite acercar el borde de ataque de la superficie de control al
larguero posterior del cajón de torsión de la superficie
aerodinámica, lo que reduce el tamaño y las cargas de flexión sobre
los herrajes de charnela, permite aumentar el área encerrada del
cajón de torsión de la superficie sustentadora o de la superficie de
control, o de ambas a la vez, con un incremento de la rigidez a
torsión directamente proporcional a la dicha área encerrada,
obteniéndose todas estas ventajas sin la penalización aerodinámica
producida por un carenado para el actuador, todo ello permitiendo
aumentar la longitud del brazo de palanca sobre la que actúan los
servoactuadores sin la restricción geométrica impuesta por el perfil
aerodinámico, reduciendo por tanto las fuerzas requeridas para la
actuación, lo que puede resultar en una reducción del peso de los
actuadores.
Asimismo, la configuración según la presente
invención permite, para un mismo tamaño de cajón de torsión y de
forma en planta de la superficie sustentadora, tener mayor
superficie aerodinámica de control, con el posible incremento
asociado de eficiencia de control.
Adicionalmente, la configuración de la invención
permite utilizar actuadores de mayor tamaño, si esto fuera
necesario, al eliminarse en gran medida la limitación de espacio
impuesta por la geometría de la superficie aerodinámica. Además, en
el caso de la aplicación a los timones de dirección, la situación de
los actuadores dentro del fuselaje posterior facilita las
operaciones de mantenimiento.
Existen ventajas adicionales asociadas a la
favorable geometría del borde de ataque de la superficie de control
en su configuración deflectada debidas al mayor radio de dicho borde
de ataque que es posible obtener al adelantar el eje de charnela, lo
que puede incrementar el ángulo de pérdida aerodinámica alcanzable
por la superficie de control.
La configuración objeto de la presente invención
es también particularmente favorable para la inclusión de un segundo
eje de charnela situado en un punto intermedio de la superficie de
control, lo de da lugar a la llamada configuración de doble charnela
en la superficie de control.
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 le acompañan.
La figura 1 representa una vista esquemática del
fuselaje posterior y de los estabilizadores y timones de un avión
comercial moderno, en donde se muestran esquemáticamente la
disposición de los actuadores y los herrajes de charnela según la
técnica anterior conocida.
La figura 2 muestra una vista detallada en
sección del estabilizador vertical representado en la figura 1,
donde se ha representado esquemáticamente el actuador de la
superficie de control y la forma en la que dicho actuador va unido
al cajón de torsión y a la citada superficie de control, en este
caso un timón de dirección, según la técnica anterior conocida.
La figura 3 muestra una vista detallada en
sección de una superficie sustentadora, típicamente un ala, y de una
superficie de control asociada, actuada en este caso desde el
exterior de la superficie aerodinámica, según la técnica anterior
conocida.
La figura 4 representa una vista esquemática del
fuselaje posterior y de los estabilizadores y timones de un avión
comercial moderno, en donde se muestran esquemáticamente la
disposición de los actuadores, los herrajes de charnela y la barra
de torsión de la superficie de control, así como la forma con alto
estrechamiento de la superficie de control, según una realización
preferente de la presente invención.
La figura 5 muestra una vista detallada del
estabilizador vertical representado en la figura 4 centrada en el
detalle del extremo de la superficie de control a la que se conecta
la barra de torsión, donde se han representado esquemáticamente las
dos barras de torsión concéntricas, la costilla de cierre a la que
se une la barra de torsión exterior y el cajón de torsión secundario
de la superficie de control, así como uno de los herrajes de
charnela, según una realización preferente de la presente
invención.
La figura 6 representa una vista esquemática
detallada del fuselaje posterior y de los estabilizadores y timones
de un avión comercial moderno, en donde se muestran esquemáticamente
la disposición de los actuadores y las palancas sobre las que
actúan, los herrajes de charnela, las barras de torsión primaria y
secundaria, el cajón de torsión secundario de la superficie de
control, la costilla de cierre inferior de la superficie de control,
así como las costillas de refuerzo intermedias de la superficie de
control, así como la forma con alto estrechamiento de la superficie
de control, según una realización preferente de la presente
invención.
La figura 7 muestra una vista detallada en
sección del estabilizador vertical representado en la figura 4 pero
con la configuración de doble charnela de la superficie de control,
a la altura de un punto intermedio de su envergadura, donde se han
representado esquemáticamente un herrraje de charnela, el elemento
primario de la superficie de control, una barra de acoplamiento
mecánico con el elemento secundario, dicho elemento secundario y el
herraje de charnela secundario, según una realización preferente de
la presente invención.
De la descripción realizada de los antecedentes
de la invención y de la técnica anterior conocida se desprende que
es en general deseable que los cajones de torsión de las superficies
sustentadoras y de control tengan el mayor área posible para
aumentar su rigidez y reducir su peso estructural. La configuración
mostrada en la figura 3, en la que el actuador 4 está situado en el
exterior de la superficie aerodinámica 2 tiene estas cualidades pero
a expensas de un incremento de resistencia aerodinámica debido al
carenado 17 del actuador 4. Algunas de las configuraciones de
sistemas de control de vuelo que usan cables y poleas incluyen una
barra de torsión en la superficie de control con una palanca a la
que van conectados los cables de control, estando la citada palanca
situada dentro del fuselaje, de modo que se elimina la necesidad de
un carenado aerodinámico. Esta configuración se puede observar en la
mayoría de los timones de dirección de los aviones ligeros actuales.
No obstante, como se ha explicado anteriormente, el uso de los
sistemas de control basados en cables y poleas está limitado a
aeronaves ligeras o, en general, a las que vuelan a velocidades
relativamente bajas.
Los sistemas de control de vuelo que usan
servoactuadores 4 situados dentro del contorno aerodinámico de la
superficie sustentadora 2 y que están conectados directamente a las
superficies de control 3, como en el ejemplo de las figuras 1 y 2,
requieren de un espacio suficiente entre el larguero posterior 5 del
cajón de torsión 13 de la superficie sustentadora 2 y el borde de
ataque 22 de la superficie de control 3 para poder instalar dichos
servoactuadores 4, con la consiguiente reducción no deseable del
área del cajón de torsión 13 de la superficie sustentadora 2. Debe
notarse que en los grandes aviones comerciales que usan esta
configuración de actuadores suele haber dos o más actuadores,
generalmente conectados a circuitos hidráulicos diferentes, por cada
superficie de control, con objeto de dotar al sistema de control de
redundancia en caso de fallo de uno de los actuadores o de su
circuito hidráulico, siendo esta tolerancia al fallo un requisito
esencial en el diseño de los sistemas de control de vuelo
modernos.
La presente invención se ha desarrollado con el
objeto de obtener una configuración de las superficies de control
con la máxima rigidez a torsión de la superficie sustentadora, lo
cual es deseable para reducir el peso estructural de la misma, pero
sin la penalización en resistencia aerodinámica asociada al carenado
17 de la figura 3 y manteniendo la redundancia en el sistema de
control al menos al mismo nivel que en los sistemas de control con
varios actuadores actualmente en uso, como los mostrados en la
figura 1.
Las características de la presente invención se
comprenderán mejor al describir una realización preferente de un
timón de dirección de un avión comercial moderno, según se
representa en las figuras 4, 5 y 6.
A este efecto la superficie de control de la
presente invención comprende:
- -
- una superficie aerodinámica sustendadora 2 a la que va asociada una superficie de control 3;
- -
- una costilla de cierre principal 9 situada en un extremo de la superficie de control 3 a la que va unida una barra de torsión principal 8, estando la citada barra 8 sólidamente unida en su otro extremo a un sistema de palancas 14 sobre los que actúan al menos dos servoactuadores 15 de doble acción alimentados por sistemas de potencia independientes, trabajando dichos servoactuadores 15 en condiciones normales de forma simultánea, de tal forma que, en caso de fallo de uno de ellos o del sistema de potencia que lo alimenta, el servoactuador operativo tiene potencia suficiente para actuar por sí solo la superficie de control, dotando así a la presente configuración de redundancia en el sistema de actuación.
Para aumentar la redundancia y tolerancia al
daño estructural, el sistema de control comprende una barra de
torsión secundaria 11, concéntrica con la barra principal 8, situada
en el interior de ésta y conectada asimismo solidariamente con el
sistema de palancas 14 y con una costilla de cierre secundaria 28 de
la superficie de control 3. En condiciones normales, el momento
torsor requerido para mover la superficie de control 3 es
transmitido por la barra de torsión principal 8 a la costilla de
cierre principal 9. En caso de fallo de dichas barra de torsión 8 o
costilla de cierre 9 principales, el momento torsor es transmitido
por la barra de torsión secundaria 11 a la costilla de cierre
secundaria 28, dotando así al sistema de control de un grado
adicional de tolerancia al fallo estructural.
La superficie de control 3 está rigidizada
internamente por al menos dos largueros 12 que, junto con el
revestimiento 19, forman un cajón de torsión continuo que dota a la
superficie de control 3 de la rigidez a torsión requerida por
consideraciones aerodinámicas y aeroelásticas.
Preferentemente, los revestimientos 19 y
largueros 12 de la superficie de control, así como las barras de
torsión principal 8 y secundaria 11 están fabricadas en material
compuesto de fibras de alta rigidez y resistencia, como puede ser la
fibra de carbono o materiales nanotecnológicos, como los nanotubos
de carbono, y resina sintética, por ejemplo epoxi, y una gran
proporción de dichas fibras están orientadas en direcciones cercanas
a 45 y 135 grados respecto del eje de charnela como se muestra en el
detalle 29 de la figura 5.
La superficie de control 3 está unida al
larguero posterior 5 del cajón de torsión 13 de la superficie
sustentadora 2 a través de varios herrajes de charnela 6 unidos a
ejes desmontables en la superficie de control, siendo éste un método
conocido y generalmente aplicado en las superficies de control.
Preferentemente, la forma de la superficie de
control 3 es tal como se muestra en la figura 4, donde puede
observarse que el borde de salida 21 de dicha superficie de control
es curvo y la superficie de control se estrecha significativamente
al alejarse del fuselaje 1, a diferencia de la práctica habitual
representada en la figura 1, lo que, además de otras posibles
ventajas aerodinámicas o de cualidades de vuelo, resulta en una
distribución de fuerzas aerodinámicas cuya resultante está más cerca
del fuselaje 1, y por tanto de la barra de torsión 8 y las palancas
de actuación 14, siendo esto beneficioso a efectos de rigidez y de
transmisión de carga. Además, la geometría mostrada en la figura 4,
tanto de la superficie sustentadora 2 como la de la superficie de
control 3, plantea problemas de instalación de los actuadores en una
configuración clásica como la de la figura 1, debido al espacio
requerido entre el larguero posterior de la superficie sustentadora
5 y el borde de ataque de la superficie de control 22.
Según otra realización preferente de la
configuración objeto de la presente invención, se añade un eje de
charnela secundario 27, como se muestra en la figura 7, de modo que
la superficie de control se divide en un elemento primario 24 y uno
secundario 25, cuya rotación está mecánicamente restringida por una
barra de acoplamiento 26 dispuesta como se indica en la figura 7. La
presente invención es particularmente favorable para la realización
de esta configuración de doble charnela debido a que dicha
configuración de doble charnela produce cargas aerodinámicas mayores
que las de la configuración clásica de simple charnela, requiriendo
por tanto actuadores de mayor tamaño cuya instalación dentro del
fuselaje, como propone la presente invención, resulta menos
problemática que en el caso clásico de la figura 1.
La presente invención se refiere, según otro
aspecto, a un método de actuación de la superficie de control 3
descrita anteriormente en que la actuación de dicha superficie de
control 3 se efectúa a través de al menos una barra de torsión 8 a
la que están conectados al menos dos servoactuadores de doble acción
15 mediante un sistema de palancas 14.
En las realizaciones preferentes que acabamos de
describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas
dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (13)
1. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave caracterizada
porque comprende una costilla (9) de cierre principal situada en un
extremo de la superficie de control (3) a la que va unida una barra
de torsión principal (8), estando la citada barra de torsión (8)
unida en su otro extremo a un sistema de palancas (14) sobre el que
actúa al menos un actuador (15), de tal forma que se pueda actuar
sobre el giro de la citada superficie de control (3) durante el
vuelo de la aeronave.
2. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según la reivindicación 1
caracterizada porque el actuador (15) es de doble acción,
siendo capaz de ejercer fuerza en los dos sentidos de su eje.
3. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores caracterizada porque el actuador
(15) es un servoactuador.
4. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores caracterizada porque el número de
actuadores (15) es dos.
5. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según la reivindicación 4
caracterizada porque los actuadores (15) trabajan en
condiciones normales de forma simultánea, de tal manera que, en caso
de fallo en uno de ellos, el servoactuador operativo puede actuar
por sí solo la superficie de control (3).
6. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores caracterizada porque la barra de
torsión principal (8) está fabricada de material compuesto de fibras
de alta rigidez y resistencia.
7. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según la reivindicación 6
caracterizada porque la barra de torsión principal (8) está
realizada en fibra de carbono.
8. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende
además una barra de torsión secundaria (11), concéntrica con la
barra de torsión principal (8), situada en el interior de la citada
barra de torsión (8) y conectada con el sistema de palancas (14) y
con una costilla de cierre secundaria (28) de la superficie de
control (3).
9. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende al
menos dos largueros (12) que rigidizan internamente la citada
superficie de control (3).
10. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las
reivindicaciones 8-9 caracterizada porque la
barra de torsión secundaria (11) está fabricada de material
compuesto de fibras de alta rigidez y resistencia.
11. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según la reivindicación 10
caracterizada porque la barra de torsión secundaria (11) está
realizada en fibra de carbono.
12. Superficie de control (3) para superficie
aerodinámica sustentadora (2) de aeronave según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende
además un eje de charnela secundario (27), de tal forma que la
superficie de control (3) citada se divide en un elemento primario
(24) y un elemento secundario (25), cuya rotación está restringida
por una barra de acoplamiento (26).
13. Método de actuación de una superficie de
control (3) para superficie aerodinámica sustentadora (2) de
aeronave que comprende una costilla (9) de cierre principal situada
en un extremo de la superficie de control (3) a la que va unida una
barra de torsión principal (8), estando la citada barra de torsión
(8) unida en su otro extremo a un sistema de palancas (14) sobre el
que actúa al menos un actuador (15) caracterizada porque la
actuación de dicha superficie de control (3) se efectúa a través de
al menos una barra de torsión (8) a la que está conectado al menos
un actuador (15) mediante un sistema de palancas (14), de tal forma
que se pueda actuar sobre el giro de la citada superficie de control
(3) durante el vuelo de la aeronave.
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