ES2350544B1 - Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave. - Google Patents

Abstract

Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave.#El sistema incorpora medios (16) de transmisión de deflexión para proporcionar una posición de deflexión de un dispositivo (8) hipersustentador móvil, instalado en el HTP (2) móvil de una aeronave (1), para cada posición del ángulo de calado del HTP (2).#Preferiblemente, los medios (16) de transmisión de deflexión (18, 20, 23) consisten esencialmente en una ligadura mecánica conectada entre el dispositivo (8) hipersustentador y la aeronave (1).

Description

Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave.

Campo de la invención

La presente invención se concibe para la industria aeronáutica, en el campo del diseño y la construcción de aeronaves, siendo de aplicación en los estabilizadores horizontales de las aeronaves.

Objeto de la invención

El problema técnico que plantea la invención es proporcionar un sistema que permita reducir el tamaño del estabilizador horizontal (“HTP”, “Horizontal Tail Plane”), para reducir el peso y la resistencia aerodinámica de la aeronave y reduciendo por tanto su coste de operación.

El sistema de la invención se dirige a aeronaves que incorporan un “sistema de trimado” en el HTP. El sistema de trimado proporciona un movimiento de inclinación de todo el plano del HTP un cierto ángulo (“ángulo de calado”) respecto a la aeronave, produciendo una variación del ángulo de ataque del HTP. Los HTP que incorporan un sistema de trimado se denominan “HTP móviles” (“Adjustable HTP”). La función del sistema de trimado es equilibrar “longitudinalmente” la aeronave automáticamente, es decir sin ser necesaria la intervención del piloto. Por “longitudinal” se entiende respecto al movimiento de giro de cabeceo de la aeronave. De este modo, una vez modificado el equilibrio longitudinal requerido, como consecuencia de que el piloto actuara sobre el timón de profundidad, sobre el empuje de los motores o sobre los dispositivos hipersustentadores del ala, el HTP móvil se inclina automáticamente hasta proporcionar la sustentación necesaria para el nuevo equilibrio y con el timón de profundidad en su posición recogida.

En términos generales, en el diseño de una aeronave, para una determinada disposición del HTP y unas características geométricas dadas del HTP (alargamiento, diedro, flecha, espesor, torsión, forma del perfil, etc.), el tamaño del HTP viene condicionado fundamentalmente por un compromiso entre la estabilidad longitudinal (estática y dinámica) y la controlabilidad de la aeronave.

La estabilidad de una aeronave se define como la capacidad de la aeronave para que ante una pequeña perturbación de la velocidad aerodinámica y/o del ángulo de ataque de la aeronave en el equilibrio, la aeronave recupere automáticamente, es decir sin ser necesaria la intervención del piloto, dicho equilibrio y sea capaz de mantenerse en dicho equilibrio. La estabilidad longitudinal es la estabilidad respecto al equilibrio longitudinal, es decir respecto al movimiento de giro de cabeceo de la aeronave.

Simplificadamente, la influencia del HTP en la estabilidad longitudinal de una aeronave depende de la posición del centro de gravedad de la aeronave (“c.d.g.”), que es variable durante la operación de ésta, y de un parámetro adimensional que caracteriza el tamaño del HTP denominado coeficiente de volumen del HTP. Cuanto más alejado esté el c.d.g. respecto del HTP y cuanto mayor sea el tamaño del HTP, la estabilidad longitudinal de la aeronave es tanto mayor.

Por otra parte, la controlabilidad de una aeronave se define como la capacidad de la aeronave para proporcionar las fuerzas y momentos necesarios que permitan realizar cualquier maniobra requerida. En particular, la controlabilidad longitudinal es la capacidad para proporcionar la sustentación adecuada para producir el momento de cabeceo necesario.

La controlabilidad longitudinal de la aeronave viene dada por las características aerodinámicas del HTP, a través del coeficiente de sustentación del HTP en función del ángulo de ataque de éste, que en general es diferente del ángulo de ataque de la aeronave ya que la presencia del ala y de sus dispositivos hipersustentadores modifican el valor del ángulo de ataque del HTP en una cantidad sustancial conocida como “deflexión de estela”. Para una configuración dada del HTP (ángulo de calado fijado), el coeficiente de sustentación del HTP presenta un máximo y un mínimo, con ángulos de ataque del HTP máximo (de signo positivo) y mínimo (de signo negativo) respectivamente; estos valores máximo y mínimo se denominan valores de pérdida, siendo los valores en los que sustancialmente tiene lugar la pérdida aerodinámica.

Una vez determinado el tamaño mínimo del HTP para cumplir con los criterios de estabilidad longitudinal, dependiendo del tipo de aeronave suele ser necesario aumentar la superficie aerodinámica del HTP respecto al tamaño mínimo referido para asegurar el cumplimiento de los criterios de controlabilidad longitudinal, en estos casos se dice que el diseño de la aeronave está limitado por controlabilidad. El aumento de la superficie aerodinámica permite que el coeficiente de sustentación necesario no sobrepase los valores de pérdida para las maniobras requeridas en estos casos.

En definitiva, el problema técnico que trata la presente invención se centra en la reducción del tamaño de un HTP móvil para reducir el peso de la aeronave en diseños limitados por controlabilidad longitudinal, es decir con un tamaño del HTP mínimo fijado por criterios de estabilidad longitudinal. La invención proporciona para ello un sistema de aumento de la controlabilidad de la aeronave que proporciona un aumento del coeficiente de sustentación del HTP, permitiendo la reducción del tamaño del HTP y del peso total de la aeronave y por tanto reduciendo el coste de operación de la aeronave.

Estado de la técnica anterior a la invención

Para conseguir un aumento del coeficiente de sustentación de las superficies sustentadoras de las aeronaves son bien conocidos en el estado de la técnica los dispositivos hipersustentadores, siendo convencional su uso en las alas. Se conocen dispositivos hipersustentadores de diferentes tipos, que se utilizan solos o combinados; en general, o modifican la forma exterior del perfil (dispositivos hipersuntentadores móviles), o son dispositivos que controlan la capa límite (aspiradores o sopladores de la capa límite) con el fin de retrasar su separación y, por tanto, la pérdida aerodinámica.

Los dispositivos hipersustentadores móviles son dispositivos que se mueven respecto al ala (movimiento de deflexión del dispositivo hipersustentador), y se basan en proporcionar un alargamiento de la cuerda del perfil o una variación de su curvatura, siendo accionados por el piloto, normalmente en las maniobras en las que la aeronave requiere de una sustentación mayor, como en las fases de aterrizaje o despegue. Convencionalmente, existen dos formas de deflectar los dispositivos hipersustentadores: (a) usando un actuador para extender o retraer el dispositivo; o

(b) usando un motor eléctrico que a través de ejes de transmisión, cajas de engranajes y mecanismos, producen la requerida extensión o retracción del dispositivo.

Teniendo en cuenta que la actuación de los dispositivos hipersustentadores proporciona una sustentación adicional para valores de pérdida, la instalación directa de dispositivos hipersustentadores en el HTP permitiría reducir la superficie efectiva del HTP y por ende su tamaño. Sin embargo, esta solución no sería satisfactoria para el problema técnico planteado en la presente invención teniendo en cuenta que penaliza el peso de la aeronave debido a los actuadotes y/o motores que sería necesario instalar, presentando además el inconveniente de su complejidad tanto en la instalación como en la operación de los dispositivos. Esta solución se conoce en el estado de la técnica aplicada al avión AN70, que tiene un dispositivo hipersustentador de tipo “slat” instalado en el borde de ataque del HTP, y que funciona deflectándose cuando los flaps de las alas se deflectan.

Alternativamente, se conocen dispositivos hipersustentadores fijos instalados en el borde de ataque del HTP (avión CBA-123). Estos dispositivos proporcionan un aumento de la sustentación para valores de pérdida del ángulo de ataque del HTP, proporcionando una reducción en el peso de la aeronave. Sin embargo, la mejora producida por estos dispositivos en la sustentación para valores de pérdida, produce un empeoramiento de la sustentación o de la resistencia para otros valores de ángulo de ataque del HTP.

Descripción de la invención

Para resolver el problema técnico planteado la invención incorpora dispositivos hipersustentadores móviles instalados en un HTP móvil, con la función de aumentar el coeficiente de sustentación del HTP.

Adicionalmente, y para superar los inconvenientes del estado de la técnica mencionados, la invención persigue los siguientes efectos técnicos:

-

Primero: Aprovechar el movimiento de inclinación del HTP móvil para transmitirlo al movimiento de deflexión de los dispositivos hipersustentadores;

-

Segundo: Proporcionar un aumento del coeficiente de sustentación del HTP de forma selectiva en todo el rango de valores del ángulo de ataque del HTP, en particular para los valores de pérdida del HTP.

El primer efecto técnico permite simplificar la constitución del sistema de la invención, ya que en particular elimina la necesidad de instalar actuadotes o motores para la deflexión de los dispositivos hipersustentadores.

El segundo efecto técnico permite producir la deflexión de los dispositivos hipersustentadores adecuada para aumentar (en valor absoluto) el coeficiente de sustentación del HTP dependiendo de los distintos ángulos de ataque del HTP sin detrimento en la sustentación o resistencia para otros valores del ángulo de ataque.

Básicamente, la solución que se propone en la presente invención se basa en ligar el movimiento de deflexión del dispositivo hipersustentador con el movimiento de inclinación producido por el sistema de trimado del HTP móvil.

Un aspecto técnico a considerar sobre dicha ligadura que proporciona el sistema de la invención es que en los HTP móviles, teniendo en cuenta que la función del sistema de trimado es equilibrar longitudinalmente la aeronave, el ángulo de ataque del HTP aumenta en valor absoluto cuando el ángulo de calado del HTP aumenta en valor absoluto. Por consiguiente, los valores de pérdida del HTP se alcanzan con inclinaciones máximas (en valor absoluto) del HTP. Dado que las deflexiones máximas (en valor absoluto) se deben proporcionar para los valores de pérdida, se deduce que un acoplamiento que proporcione una deflexión creciente (en valor absoluto) en función de una inclinación (ángulo de calado) creciente (en valor absoluto) es viable para toda el rango de valores del ángulo de ataque, ya que para inclinaciones del HTP comprendidas entre el máximo y el mínimo ángulo de calado no se dan los valores de pérdida.

Para proporcionar dicha ligadura entre el movimiento de inclinación del HTP móvil y el movimiento de deflexión de los dispositivos hipersustentadores, el sistema de la invención comprende los siguientes elementos técnicos:

-

Medios de acoplamiento ente el HTP y la aeronave, que comprenden: Medios de pivotamiento del HTP, sistema de trimado y medios de transmisión de la deflexión al dispositivo hipersustentador; y

-

Medios de acoplamiento entre el dispositivo hipersustentador y el HTP.

Los medios de pivotamiento son los medios que acoplan articuladamente el HTP móvil con la aeronave, comprenden un eje de pivotamiento en torno al cual se produce el movimiento de inclinación del HTP con respecto a la aeronave.

El sistema de trimado es el sistema que proporciona el movimiento de inclinación del HTP respecto a la aeronave en torno a los medios de pivotamiento. El sistema de trimado incluye medios de actuación, para producir la fuerza necesaria para lograr el movimiento de inclinación.

Los medios de inclinación son los medios que se conectan entre el HTP y los medios de actuación para transferir el movimiento del actuador al movimiento de inclinación del HTP.

Convencionalmente, el sistema de trimado incorpora unos medios de actuación que incluyen un actuador de tipo tornillo sinfín que proporciona un desplazamiento rectilíneo de los medios de inclinación.

Los medios de transmisión de la deflexión son los medios que autónomamente, es decir sin la acción de algún elemento externo a ellos, producen el movimiento de deflexión del dispositivo hipersustentador cuando el HTP se inclina respecto de la aeronave, transmitiendo la fuerza correspondiente necesaria para ello.

El sistema de la invención se caracteriza porque incorpora unos medios de transmisión de deflexión que proporcionan una posición de deflexión para cada ángulo de calado del HTP. De este modo el sistema proporciona una ligadura entre el movimiento de inclinación y el movimiento de deflexión, definida mediante una ley de deflexión.

Según la invención, los medios de transmisión de la deflexión pueden incorporar una ligadura mecánica conectada entre un dispositivo hipersustentador móvil y la aeronave, lo que permite eliminar la necesidad de instalar actuadores

o motores para la deflexión del dispositivo hipersustentador. Se entiende por ligadura mecánica un conjunto de dispositivos que comprenden elementos mecánicos como barras, guías, engranajes, levas, etc, conectados entre sí mediante diferentes tipos de uniones (por ejemplo por medio de pernos, pasadores, etc) para trasmitir movimientos y fuerzas. Así, en el caso de que los medios de transmisión de la deflexión consistan esencialmente en una ligadura mecánica conectada entre el dispositivo hipersustentador y la aeronave, el sistema de la invención proporciona directamente la ley de deflexión adecuada.

Breve enunciado de las figuras

Para complementar la descripción de la invención y con objeto de ayudar a una mejor comprensión de sus características técnicas, se acompaña a la presente memoria descriptiva las siguientes figuras:

Figura 1.-Vista en perspectiva de un primer ejemplo de disposición del HTP móvil en la cola de la aeronave, donde se instala el sistema de la invención.

Figura 2.-Vista en perspectiva de un segundo ejemplo de disposición del HTP móvil en la cola de la aeronave, donde se instala el sistema de la invención.

Figura 3.-Esquema de funcionamiento de una realización del sistema de la invención. En esta realización los medios de transmisión de deflexión consisten en un mecanismo con una barra articulada. La zona rayada representa una parte fija de la aeronave, respecto a la cual el HTP se inclina, y los círculos representan articulaciones. Las tres figuras (3A, 3B y 3C) representan distintas posiciones del sistema, correspondientes a distintos ángulos de calado del HTP con sus respectivas posiciones de deflexión del dispositivo hipersustentador.

Figura 4.-Esquema de funcionamiento de una realización del sistema de la invención. En esta realización los medios de transmisión de deflexión consisten en un mecanismo con una guía. La zona rayada representa una parte fija de la aeronave, respecto a la cual el HTP se inclina, y los círculos representan articulaciones. Las tres figuras (4A, 4B y 4C) representan distintas posiciones del sistema, correspondientes a distintos ángulos de calado del HTP con sus respectivas posiciones de deflexión del dispositivo hipersustentador.

Figura 5.-Vista en perspectiva de una realización preferida del sistema de la invención.

Referencias

1: Aeronave

2: HTP (Estabilizador horizontal)

3: Timón de profundidad

4: Estabilizador vertical

5: Timón de dirección

6: Eje de pivotamiento

7: Ventana de trimado

8: Dispositivo hipersustentador

9: Sistema de trimado

10: Medios de actuación

11: Tornillo sinfín

12: Medios de inclinación

13: Pieza hembra roscada

14: Muñón

15: Eje de inclinación

16: Medios de transmisión de deflexión

17: Eje de deflexión

18: Barra 18’: Barra

19: Guía

20: Horquilla

21: Estructura del cajón de torsión del HTP

22: Saliente

23: Eje de anclaje

24: Revestimiento del HTP

Descripción de una realización preferida

La invención se dirige a una aeronave que incorpora un HTP (2) móvil. En las figuras 1 y 2 pueden verse las partes principales de la cola de la aeronave (1), donde se ensambla el HTP (2): el timón de profundidad (3), el estabilizador vertical (4) y el timón de dirección (5).

Cada una de las figuras 1 y 2 corresponden a dos ejemplos de disposiciones distintas del HTP (2), siendo este factor de la disposición del HTP (2) no limitante para la invención.

En las figuras 1 y 2 también puede verse como el HTP (2) sobresale de la estructura de la aeronave (1) a través de la ventana de trimado (7). El HTP (2) móvil se inclina respecto de la aeronave (1) en torno a los medios de pivotamiento. Los medios de pivotamiento comprenden un eje (6) de pivotamiento alrededor del cual el HTP (2) gira respecto de la aeronave inclinando el HTP (2). Puede existir más de un eje (6) de pivotamiento no alineados, no siendo esta característica limitante a los efectos de la invención, así como tampoco lo son las características geométricas particulares del HTP (2) (flecha, diedro, etc.).

Una de las características de la invención es que incorpora un dispositivo hipersustentador móvil en el HTP (2). El dispositivo (8) hipersustentador móvil de la realización preferida es, como se representa en las figuras, un dispositivo de tipo “Droop Nose”, este dispositivo es un dispositivo hipersustentador de borde de ataque que se caracteriza porque los medios de acoplamiento entre el dispositivo (8) y el HTP (2) consisten esencialmente en una articulación con un eje (17) de deflexión en torno al cual gira el dispositivo con respecto al HTP (2), siendo la deflexión del dispositivo (8) hipersustentador el movimiento de giro en torno a un eje (17) de deflexión. Este tipo de dispositivo (8) hipersustentador aporta la ventaja técnica de que permite proporcionar un ángulo de giro tanto positivo como negativo con referencia a la cuerda del perfil del HTP (2), lo cual dota al sistema de una mayor funcionalidad en todo el rango de valores del ángulo de ataque del HTP (2).

Las figuras3y4 representan esquemáticamente sendos ejemplos de realización del sistema de la invención con una ligadura mecánica entre el movimiento de deflexión del dispositivo (8) hipersustentador y el de inclinación del HTP (2). Los ejemplos se diferencian entre sí por el tipo de mecanismo que incorporan los medios (16) de transmisión de deflexión. En la representación puede observarse como el HTP (2) se inclina con respecto a la aeronave en torno al eje (6) de pivotamiento (articulación A) cuando el sistema de trimado (9), que comprende unos medios (10) de actuación con un tornillo sinfín (11) y unos medios (12) de inclinación para transmitir adecuadamente el movimiento de inclinación, desplaza los medios (12) de inclinación en torno al eje (6) de pivotamiento, rotando el HTP (2) en torno al eje de (15) de inclinación (articulación B). Como consecuencia del movimiento de inclinación generado, el sistema proporciona una deflexión del dispositivo (8) hipersustentador consistente en un giro en torno al eje (17) de deflexión (articulación C).

El sistema representado en la figura 3, incorpora un mecanismo con una barra (18) conectada articuladamente (articulación E) a la aeronave (1) y también articuladamente (articulación D) a una segunda barra (18’) que a su vez se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador.

El sistema representado en la figura 4, incorpora un mecanismo consistente esencialmente en una guía (19) a lo largo de la que desliza articuladamente (articulación D’) una barra (18’) que se conecta solidariamente al dispositivo

(8) hipersustentador. Este mecanismo de guía como el representado en la figura 4 permite proporcionar una ley de deflexión del dispositivo hipersustentador cualquiera según la geometría de la trayectoria de deslizamiento de la guía (19). En particular, en el ejemplo de la figura 4 puede observarse que la trayectoria de la guía entre los puntos aybes concéntrica con la articulación A de pivotamiento, lo que permite que el dispositivo (8) hipersustentador entre dichos puntos no se deflecte respecto a la cuerda del perfil del HTP (2).

Los sistemas representados en las figuras 3 y 4 corresponden a dos ejemplos de realizaciones sin limitación sobre el objeto de la presente invención, ya que mediante mecanismos conocidos en el estado de la técnica sería posible llegar a otras realizaciones incluidas dentro del ámbito de la presente invención implementando dichos mecanismos como medios (16) de transmisión de deflexión.

Considerando el criterio de signos de ángulo de deflexión positivo con giro del dispositivo (8) hipersustentador por encima de la línea de la cuerda del perfil del HTP (2) y ángulo de calado positivo con giro por encima de un plano horizontal de la aeronave (1), la ley de deflexión elegida para la realización preferida es una ley tal que, un ángulo de calado positivo del HTP (2) respecto de la aeronave (1) produce un ángulo de deflexión negativo del dispositivo (8) hipersustentador Droop Nose. Las distintas posiciones del sistema pueden observarse en las respectivas figuras 3a a 3cy4aa4c.

La realización preferida de la invención a la que se refiere este apartado, a efectos de clarificar los elementos técnicos de la invención aportando la suficiencia descriptiva necesaria, se corresponde con el ejemplo de la figura 3a a 3b. El mecanismo que incorpora esta realización aparentemente presenta una ventajosa simplicidad tanto en su construcción como en su instalación y mantenimiento sobre el sistema, deseable considerando la naturaleza de la invención.

En la figura 5 se muestra una vista en perspectiva de esta realización preferida, cuyas características técnicas se describen a continuación. La posición representada es la de ángulo de calado positivo máximo con ángulo de deflexión del Droop Nose negativo máximo (en valor absoluto). En esta figura se observa la zona próxima al borde de ataque del HTP (2) ensamblado en la aeronave (1), viéndose cómo sobresale aquél de ésta a través de la ventana de trimado (7). En la figura puede verse también la estructura (21) del HTP (2) bajo el revestimiento (24) del HTP (2) a través del corte del revestimiento que se ha representado.

El dispositivo (8) hipersustentador Droop Nose se conecta articuladamente al HTP (2) por medio de unos salientes

(22) de la estructura (21) del HTP (2). Para ello el dispositivo (8) incorpora un eje (17) de deflexión que se articula en dichos salientes (22).

La inclinación del HTP (2) se logra por medio del sistema de trimado y los medios de pivotamiento. El sistema de trimado de la realización representada consiste en medios (10) de actuación con tornillo sinfín (11) que se conectan roscadamente a una pieza (13) hembra roscada. Esta pieza (13) hembra roscada a su vez se conecta solidariamente a un muñón (14), uno por cada parte izquierda y derecha del HTP (2). Por otra parte, los muñones (14) se conectan articuladamente a la estructura del HTP (2) por medio de un eje (15) de inclinación. Respecto a los medios de pivotamiento, en la figura se ha representado esquemáticamente el eje (6) de pivotamiento, respecto al cual el HTP (2) se inclina.

Así, la deflexión del dispositivo (8) Droop Nose se logra como consecuencia de la inclinación del HTP (2), tanto en la parte derecha como de la parte izquierda del HTP (2), mediante los medios (16) de transmisión de deflexión siguientes. El dispositivo (8) Droop Nose se conecta solidariamente a una horquilla (20), con la función de transmitir el par de torsión adecuado al eje (17) de deflexión; la horquilla (20) se conecta articuladamente a dos barras (18) cada una de las cuales se conecta articuladamente a la estructura de la aeronave (1) por medio de un eje (23) de anclaje fijo a la aeronave (1).

Claims (13)

1. REIVINDICACIONES

   1. Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1) con un HTP (2) móvil, que comprende:

   -

   un dispositivo (8) hipersustentador móvil en el HTP (2);

   -

   medios de acoplamiento entre el dispositivo (8) hipersustentador y el HTP (2);

   -

   medios de acoplamiento entre el HTP (2) y la aeronave (1), que comprenden medios para inclinar el HTP

   (2) con medios de pivotamiento del HTP (2) y un sistema (9) de trimado del HTP (2);

   caracterizado porque:

   los medios de acoplamiento entre el HTP (2) y la aeronave comprenden unos medios (16) de transmisión de deflexión al dispositivo (8) hipersustentador; estos medios (16) de transmisión de deflexión proporcionando una posición de deflexión del dispositivo (8) hipersustentador para cada ángulo de calado del HTP (2), definida por una ley de deflexión.

2. 2.

   Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 1, caracterizado porque los medios (16) de transmisión de deflexión consisten esencialmente en una ligadura mecánica conectada entre el dispositivo (8) hipersustentador y la aeronave (1).

3. 3.

   Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 2, caracterizado porque el dispositivo (8) hipersustentador es un dispositivo de borde de ataque.

4. 4.

   Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 3, caracterizado porque el dispositivo (8) hipersustentador es de tipo Droop Nose, de manera que el movimiento de deflexión consiste en un giro del Droop Nose respecto al HTP en torno a un eje de deflexión (17).

5. 5.

   Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 4, caracterizado porque la ley de deflexión es tal que un ángulo de calado positivo del HTP (2) respecto de la aeronave

   (1) produce un ángulo de deflexión negativo del dispositivo (8) hipersustentador.

6. 6.

   Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 4, caracterizado porque la ley de deflexión es tal que para un intervalo del ángulo de calado del HTP (2) en torno al ángulo de calado nulo, la inclinación del HTP (2) no produce deflexión del dispositivo (8) hipersustentador.

7. 7.

   Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 5ó6, caracterizado porque los medios (16) de transmisión de deflexión comprenden un mecanismo de guías con una guía (19) por la que desliza articuladamente (D’) una barra (18’) que se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador.

8. 8.

   Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 5, caracterizado porque los medios (16) de transmisión de deflexión comprenden un mecanismo de barras con una barra (18) que se conecta articuladamente (E) a la aeronave (1) y también articuladamente (D) a una barra (18’) que se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador.

9. 9.

   Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 8, caracterizado porque la barra (18) del mecanismo de barras y que se conecta solidariamente al dispositivo (8) hipersustentador consiste esencialmente en una horquilla (20) que se conecta articuladamente a al menos una barra (18), estando la barra (18) conectada articuladamente a la aeronave (1) por medio de un eje (23) de anclaje.

10. 10.

    Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el sistema (9) de trimado incorpora medios (10) de actuación y medios (12) de inclinación conectados entre sí; los medios (12) de inclinación conectados articuladamente (B) al HTP

    (2) por medio de un eje (15) de inclinación, y los medios (10) de actuación estando fijamente conectados a la aeronave (1).

11. 11.

    Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un HTP (2) móvil, según la reivindicación 10, caracterizado porque los medios (10) de actuación incluyen un tornillo sinfín (11) que se conecta roscadamente a los medios (12) de inclinación.

12. 12.

    Sistema de aumento de controlabilidad para una aeronave (1), con un htp (2) móvil, según la reivindicación 11, caracterizado porque los medios (12) de inclinación incluyen una pieza (13) hembra roscada que se conecta roscadamente al tornillo sinfín (11) y de forma fija a un muñón (14) en el que se conecta el eje (15) de inclinación.

    OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS

    N.º solicitud:200900687

    ESPAÑA

    Fecha de presentación de la solicitud: 12.03.2009

    Fecha de prioridad:

    INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TECNICA

    51 Int. Cl. : Ver Hoja Adicional

    DOCUMENTOS RELEVANTES

    Categoría

    Documentos citados Reivindicaciones afectadas

    Y

    US 4043523 A (BARTOE JR OTTO E ) 23/08/1977 columna 1-2, 10-12

    2, líneas 26 -48; figuras 1 -2.

    Y

    ES 2140046 T3 (AEROSPATIALE ) 16/02/2000 columna 1-2, 10-12

    7, líneas 10 -35; figuras 2 -3.

    A

    GB 1010042 A (BOEING CO ) 17/11/1965 página 2, 1

    línea 95 -página 3, línea 45; figuras 1 -3.

    A

    DE 4006761 C1 (DORNIER LUFTFAHRT GMBH) 19/09/1991 1-2

    figura 1,

    A

    WO 2008084260 A2 (AIRBUS UK LTD ET AL.) 17/07/2008 3

    página 4, líneas 5 -17; figura 2,

    A

    GB 998895 A (DEHAVILLAND AIRCRAFT ) 21/07/1965 3

    columna 2, líneas 1 -29; figura 2,

    Categoría de los documentos citados X: de particular relevancia Y: de particular relevancia combinado con otro/s de la misma categoría A: refleja el estado de la técnica O: referido a divulgación no escrita P: publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación de la solicitud E: documento anterior, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud

    El presente informe ha sido realizado • para todas las reivindicaciones • para las reivindicaciones nº:

    Fecha de realización del informe 30.11.2010

    Examinador F. Jara Solera Página 1/4

    INFORME DEL ESTADO DE LA TÉCNICA

    Nº de solicitud:200900687

    CLASIFICACIÓN OBJETO DE LA SOLICITUD B64C9/10(2006.01)

    B64C5/10(2006.01) B64C13/28(2006.01) Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación)

    B64C

    Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos de búsqueda utilizados) INVENES, EPODOC

    Informe del Estado de la Técnica Página 2/4

    OPINIÓN ESCRITA

    Nº de solicitud:200900687

    Fecha de Realización de la Opinión Escrita: 30.11.2010

    Declaración

    Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)

    Reivindicaciones Reivindicaciones 1-12 SI NO

    Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)

    Reivindicaciones Reivindicaciones 3-9 1-2, 10-12 SI NO

    Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 Ley 11/1986).

    Base de la Opinión.-

    La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica.

    Informe del Estado de la Técnica Página 3/4

    OPINIÓN ESCRITA

    Nº de solicitud:200900687

    1. Documentos considerados.-

    A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión.

    Documento

    Número Publicación o Identificación Fecha Publicación

    D01

    US 4043523 A (BARTOE JR OTTO E ) 23.08.1977

    D02

    ES 2140046 T3 (AEROSPATIALE ) 16.02.2000

13. 2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del Reglamento de ejecución de la Ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaración

    En las aeronaves se utilizan dispositivos hipersustentadores móviles en el borde de salida o en el de ataque de los planos de sustentación de una aeronave. El problema planteado es encontrar un dispositivo de actuación más ligero para poder instalarlos también en un estabilizador horizontal de cola móvil (HTP). Para ello el dispositivo de la invención reivindica unos medios de transmisión de deflexión del dispositivo hipersustentador que proporcionan una posición de deflexión del dispositivo hipersustentador para cada ángulo de calado del HTP. En el documento D01 (véanse por ejemplo las figuras 1 y 2) se describe un sistema de control para una aeronave con un HTP (12) móvil que comprende un dispositivo hipersustentador móvil (19) en el HTP, medios de acoplamiento entre el dispositivo hipersustentador y el HTP (25, 23, 21) medios de acoplamiento entre el HTP y la aeronave, que comprenden medios para inclinar el HTP (17) con medios de pivotamiento del HTP (15) y un sistema de trimado del HTP ; Si embargo, el HTP y el dispositivo hipersustentador pueden accionarse independientemente. En D02 se describe una superficie de compensación (5) adaptable a las superficies de gobierno de una aeronave en la que, por ejemplo en la figura 2, se ve que los medios de acoplamiento entre la superficie de gobierno (2) y la aeronave (7, 10, 11, 14) comprenden unos medios de transmisión de deflexión al dispositivo de compensación (5) que proporcionan una posición de deflexión para cada ángulo de calado de la superficie de gobierno (2). Un experto en la materia combinaría ambos documentos para obtener un mecanismo de accionamiento como el reivindicado. Por tanto, la primera reivindicación no tiene actividad inventiva. Además, los medios de transmisión de la deflexión son una ligadura mecánica entre la superficie de compensación y la aeronave, por medio de bielas, uniones articuladas y órganos mecánicos, y por consiguiente la reivindicación 2 carece de actividad inventiva. La reivindicación 3 tiene actividad inventiva, pues aunque se conocen dispositivos hipersustentadores de borde de ataque aplicados a perfiles fijos, no resulta evidente que se puedan aplicar a un estabilizador horizontal de cola móvil. Como consecuencia, las reivindicaciones 4 a 9 que dependen de la 3, tienen actividad inventiva. La reivindicación 10 depende de cualquiera de las anteriores. Tomando la dependencia respecto de la 1 y la 2, en el documento D01 se observa que el sistema de trimado incorpora medios de actuación y medios de inclinación conectados entre sí (referencia 17 en las figuras 1 y 2) , por medio de un eje de inclinación, y los medios de actuación están fijamente conectados a la aeronave. Por esto la reivindicación 10 no tiene actividad inventiva. Las reivindicaciones 11 y 12 describen los medios de actuación y de inclinación, que incluyen un tornillo sin fin y una pieza roscada, elementos que aparecen en los medios de accionamiento (17) del HTP en el documento D01. Por tanto las reivindicaciones 11 y 12 no tienen actividad inventiva. Conclusiones: A la vista del estado de la técnica, las reivindicaciones 1, 2, 10, 11 y 12 carecen de actividad inventiva en el sentido del artículo 8.1 de la Ley 11/1986 de 20 de marzo, de patentes de invención y modelos de utilidad. Respecto a la reivindicación 3, los documentos citados no se consideran especialmente relevantes, y por ello, se considera que cumple los requisitos de novedad y actividad inventiva en el sentido de los artículos 6 y 8 de la Ley 11/1986. Las reivindicaciones 4 a 9, dado su carácter dependiente de la 3, también se considera que satisfacen los requisitos de novedad y actividad inventiva en el mismo sentido.

    Informe del Estado de la Técnica Página 4/4