ES2382062B1

ES2382062B1 - Superficie estabilizadora y de control direccional de aeronave

Info

Publication number: ES2382062B1
Application number: ES200803447A
Authority: ES
Inventors: Jose Miguel Vizarro Toribio; Jorge Pablo Verde Preckler
Original assignee: Airbus Espana SL; Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2008-12-04
Filing date: 2008-12-04
Publication date: 2013-04-26
Anticipated expiration: 2028-12-04
Also published as: WO2010063868A3; WO2010063868A2; CN102239083B; US8152097B2; US20090256025A1; EP2371707A2; ES2382062A1; ES2501365T3; EP2371707B1; CN102239083A

Abstract

Superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave, comprendiendo dicha superficie un estabilizador vertical (2) y un timón de dirección (3), siendo el citado timón de dirección (3) deflectable con respecto al estabilizador vertical (2), comprendiendo además el timón de dirección (3) un perfil interior (10) que es extraíble y retráctil a través de un sistema de actuación (40) con respecto al resto de la estructura del timón de dirección (3), tal que la superficie estabilizadora y de control, en la posición de retracción del perfil interior (10) del timón de dirección (3), es una superficie aerodinámica óptima en condiciones de vuelo normales, al tiempo que se consigue el aumento de la superficie aerodinámica de control del estabilizador vertical (2) por requerimientos de controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades de la citada aeronave y ante fuertes momentos de guiñada.

Description

ciencia en la guiñada de las superﬁcies aerodinámicas

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de aeronave. Campo de la invención

La presente invención se reﬁere a una superﬁcie estabilizadora y de control direccional de aeronave, capaz de estabilizar y direccionar la aeronave cuando ésta se encuentra sometida en particular a fuertes momentos de guiñada no previstos. Antecedentes de la invención

Son bien conocidas y estudiadas las superﬁcies de la aeronave que proporcionan estabilidad y control direccional de la misma. Entre ellas, las fundamentales son el estabilizador vertical y el timón de dirección. A través del estabilizador vertical se consigue que el morro del avión esté orientado a la dirección de vuelo y, mediante el timón de dirección, se contrarrestan los momentos de guiñada que se ejercen sobre la aeronave, al tiempo que se controla la dirección lateral de vuelo de dicha aeronave.

El tamaño y la potencia de actuación del timón de dirección quedan determinados, además de por requerimientos aerodinámicos a los que está sometida la aeronave, por otra serie de factores o causas propias de la aeronave, como por ejemplo el caso en que se produce un fallo en uno de los grupos propulsores de la misma, siendo además este factor determinante para la certiﬁcación de la aeronave por las autoridades competentes en la materia para lo cual se requiere un control suﬁciente para unas velocidades y condiciones determinadas, tanto en tierra como en vuelo, para el caso concreta de fallo en uno de los grupos propulsores de la aeronave.

El problema del control direccional en caso de fallo de uno de los grupos propulsores en grandes aeronaves de uso civil es abordado por diferentes documentos, como por ejemplo en el documento US 5,375,793. En dicho documento se pone de maniﬁesto cómo, en la mayoría de los casos, el piloto es el que realiza las deﬂexiones pertinentes en las superﬁcies de control alares (en el caso de que estén justiﬁcadas) durante el momento crítico de la pérdida de uno de los grupos propulsores de la aeronave. Como describe el documento anterior, esta maniobra sólo se justiﬁca bajo la condición de que la aeronave tenga tendencia a abandonar su estabilidad lateral, lo cual no se produce en numerosas aeronaves, con lo cual el piloto sólo cuenta en estos casos con la deﬂexión máxima del timón de dirección como alternativa para contrarrestar el momento de guiñada sobre la aeronave al que da lugar el fallo de uno de los grupos propulsores de la misma.

En este punto, es conocido en la técnica el recurrir a un aumento del número de superﬁcies aerodinámicas de control presentes en las alas, como por ejemplo los alerones, ﬂaps, spoilers y slats, o bien recurrir a la mejora de la eﬁciencia de las citadas superﬁcies. De esta manera, se intenta mejorar la estabilidad dinámica latero-direccional de la aeronave operando dichas superﬁcies a través de controles automáticos. Como resultado de este proceso, durante la fase de despegue de una aeronave con problemas de motor o viento cruzado, lo cual correspondería a situaciones que conllevarían un momento de guiñada muy elevado, al ser baja la velocidad de la aeronave y muy elevados los momentos sobre la misma originados por el fallo en un grupo propulsor o por la existencia de situaes incrementada de manera automatizada mediante, por ejemplo, la aplicación por parte del piloto de una deﬂexión máxima en el timón de dirección.

Los problemas que plantean soluciones conocidas de este tipo residen en que se aumenta la complejidad de la estructura de la aeronave y de sus sistemas de control de vuelo. Esto da lugar a un aumento del peso y de la resistencia aerodinámica de la aeronave, lo que conlleva un aumento del consumo de combustible y del ruido de la misma.

La velocidad mínima de control para una aeronave en su fase despegue es aquella para la cual, cuando se produce fallo en uno de los grupos propulsores de la misma, el piloto es capaz de mantener el control de la aeronave a través de la deﬂexión del timón de dirección como única operación, es decir, sin que esta acción requiera habilidades extraordinarias de pilotaje. Esta velocidad está íntimamente relacionada con la longitud de la pista de despegue. Es decir, el estabilizador vertical de una aeronave se diseñará para que, en la fase de despegue, si el avión ha superado su velocidad mínima de control y se produce un fallo de grupo propulsor, su superﬁcie aerodinámica en combinación con la actuación en el timón de dirección puedan absorber el momento de guiñada que se produce sobre la aeronave como consecuencia del empuje asimétrico al que se ve sometida, manteniendo la estabilidad direccional necesaria para realizar la maniobra de despegue con éxito. Por debajo de esta velocidad mínima de control el avión deberá cumplir el requerimiento de ser capaz de realizar una maniobra de frenado con éxito, es decir, dentro de la longitud de la pista y cumpliendo con todas las normativas de seguridad para los pasajeros.

Teniendo en cuenta las premisas anteriores, es deseable que la velocidad mínima de control sea lo más baja posible, de tal manera que el avión pueda operar en pistas con longitudes menores. El disponer de menores velocidades mínimas de control lleva implícito que la superﬁcie del estabilizador vertical y la superﬁcie y potencia del timón de dirección sean mayores, lo cual supone una penalización en peso y en resistencia aerodinámica, además de incrementar los costes de fabricación, el peso resultante de la estructura y el gasto de combustible en vuelo. La presente invención resuelve estos inconvenientes, de tal manera que proporciona mayor superﬁcie de timón en caso de fallo de motor pero manteniendo la superﬁcie mínima para los requerimientos de aeronavegabilidad de la aeronave en las demás condiciones y regímenes de vuelo, y por tanto no produciendo una penalización en aumento de resistencia aerodinámica y como consecuencia un aumento de gasto de combustible y de eﬁciencia en el empuje de los grupos propulsores.

Como se ha explicado anteriormente, se han desarrollado varias invenciones que intentan reducir el tamaño del estabilizador vertical y mantener las características de control direccional de la aeronave a través del aumento de las superﬁcies de control aerodinámicas de las alas, como por ejemplo las de los documentos WO 03/016133 A1, US 2007/0102587, US 4,132,375 ó la del documento US 5,375,793, anteriormente mencionado. Este tipo de soluciones aumenta la complejidad de los sistemas de control del avión y limita la capacidad de reacción y pilotaje de la tripulación a la deﬂexión máxima del timón de dirección, maniobra insuﬁciente en el caso de no estar conjugada con la activación de los sistemas descritos. Por otro lado, el uso de spoilers o alerones (superﬁcies aerodinámicas de las alas) puede crear un momento de balanceo en la aeronave, el cual se controlará a través del uso de otras superﬁcies, lo cual dará lugar, bien a un aumento innecesario de carga de trabajo para el piloto, bien a una mayor complejidad de los sistemas automáticos de control de vuelo. Es decir, el aumento de las superﬁcies aerodinámicas de control en el ala conlleva un aumento de la resistencia aerodinámica y por tanto disminuye la capacidad de empuje de los motores, es decir, la capacidad del avión de acelerar en un momento crítico en el que esta característica puede resultar decisiva. Otro de los inconvenientes de disponer de más superﬁcies aerodinámicas sobre la aeronave es que su actuación lleva a un aumento considerable del ruido. Este tipo de problemas descritos pueden aumentar exponencialmente si, como recoge el documento US 2006/0284022, extendemos el uso de estas superﬁcies aerodinámicas a otras partes constitutivas de la aeronave, como puede ser el fuselaje o el conjunto de cola.

Otra de las ventajas de la presente invención respecto a otras existentes es su simplicidad. Existen numerosas invenciones (US 2,643,833, US 5,681,010, US 2,941,752) que revindican el concepto de adaptar el área del conjunto de cola en función de la fase de vuelo en la que se encuentre la aeronave, pero añaden gran cantidad de elementos mecánicos a la estructura lo que conlleva el aumento de peso del conjunto y por tanto una peor eﬁciencia energética, así como diversos inconvenientes, como puede ser una penalización a la hora de realizar el centrado de la aeronave.

La presente invención está orientada a la solución de los inconvenientes anteriormente planteados. Sumario de la invención

La presente invención se reﬁere a una solución técnica que mejora, especialmente en la fase de despegue (velocidades de la aeronave muy bajas) aunque también en el resto de fases del vuelo, el comportamiento de una aeronave cuando se induce sobre ella un momento de guiñada no previsto por causas propias del avión como es el fallo de uno de sus motores, si bien este momento de guiñada también puede deberse a la descompensación del transporte de cargas externas o debido a factores externos a la aeronave, como por ejemplo viento cruzado o inundación de parte de la pista de despegue.

Así, el objetivo de la invención es la reducción del área de la superﬁcie estabilizadora y de control direccional de aeronave, que comprende un estabilizador vertical y un timón de dirección, en concreto la reducción de la superﬁcie del estabilizador vertical, sin inﬂuir en los requerimientos de la citada superﬁcie estabilizadora y de control direccional como superﬁcie de control. La invención consigue este objetivo a través de una superﬁcie estabilizadora y de control direccional en la cual se persigue la adecuación de la superﬁcie del timón de dirección fundamentalmente en la fase de despegue de la aeronave y en condiciones en las que el avión está sometido a un fuerte momento de guiñada como consecuencia del fallo de uno de sus grupos propulsores, o derivado del transporte de cargas externas, de la inundación de parte de la pista de despegue o de los efectos de un viento cruzado, entre otros.

Una de las ventajas de la invención es su sencillez de aplicabilidad en aeronaves de uso civil disponibles en la actualidad, así como su baja inﬂuencia sobre el resto de superﬁcies aerodinámicas de la aeronave, tanto en su uso como en la automatización de su control.

La invención consigue los objetivos anteriores a través de una superﬁcie estabilizadora y de control direccional, comprendiendo dicha superﬁcie un estabilizador vertical y un timón de dirección, tal que el timón de dirección es deﬂectable con respecto a la estructura del estabilizador vertical, comprendiendo a su vez dicho timón de dirección un perﬁl interior extraíble con respecto a la estructura del propio timón de dirección, pudiendo a su vez abrirse la estructura del timón de dirección tal que permita la extracción del perﬁl interior del mismo, cerrándose dicha estructura una vez que se ha extraído por completo el perﬁl interior, tal que el timón de dirección, tanto en su conﬁguración extendida o retraída, conserve sus propiedades de superﬁcie aerodinámica y continuidad de ﬂujo. La superﬁcie estabilizadora y de control direccional de la aeronave comprende:

-: un sistema de deﬂexión que permite la deﬂexión del timón de dirección con respecto al estabilizador vertical, estando dicho sistema de deﬂexión anclado por un lado a la estructura del estabilizador vertical y sujeto por otro lado a una cogida en el timón de dirección;

-: un sistema de actuación que permite el movimiento del perﬁl interior del timón de dirección en la dirección longitudinal del citado timón permitiendo, por tanto, la extensión del timón de dirección según su eje longitudinal, estando el citado sistema de actuación anclado por un lado en la propia estructura del timón de dirección y, por otro lado, cogido al perﬁl interior del timón;

-: un sistema de actuación de la propia estructura del timón de dirección, que permite la apertura de dicho timón para permitir así la posterior extracción del perﬁl interior del mismo, así como el cierre posterior de la estructura del timón una vez que el perﬁl interior se ha retraído.

Con una conﬁguración tal, se consigue el aumento de la superﬁcie aerodinámica de control de la superﬁcie estabilizadora y de control direccional por requerimientos de controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades y ante fuertes momentos de guiñada poco frecuentes provocados por causas propias de la aeronave, como es el fallo de uno de sus grupos propulsores, o por causas externas a la conﬁguración de la aeronave, como la descompensación de pesos por transporte de mercancías, la existencia de fuerte viento cruzado o inundación de parte de la pista de despegue, consiguiéndose al mismo tiempo con dicha conﬁguración, cuando el timón de dirección está retraído, una superﬁcie aerodinámica óptima para condiciones de vuelo normales.

La presente invención se fundamenta así en la reducción del sobredimensionado del estabilizador vertical causado por su requerimiento de controlabilidad a bajas velocidades y ante momentos fuertes de guiñada a través de una superﬁcie en la cual el timón de dirección es extensible, consiguiéndose el objetivo de la reducción del área del conjunto de cola sin aumentar en gran medida la complejidad real de la estructura ni de los sistemas de control de vuelo, lo que da lugar a una reducción efectiva de peso y de la resistencia aerodinámica, y, por tanto, del consumo de combustible y del ruido.

Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de realizaciones ilustrativas de su objeto en relación con las ﬁguras que se acompañan. Descripción de las ﬁguras

La Figura 1 muestra en esquema y en perﬁl una superﬁcie estabilizadora y de control direccional con el timón de dirección retraído con respecto al estabilizador vertical, según la presente invención.

Las Figuras 2a y 2b muestran en esquema y en perﬁl una superﬁcie estabilizadora y de control direccional con el timón de dirección extendido de dos modos diferentes, con respecto al estabilizador vertical, según la presente invención.

Las Figuras 3a y 3b muestran en esquema y en planta una superﬁcie estabilizadora y de control direccional con el timón de dirección retraído mediante una primera realización de la presente invención.

Las Figuras 4a y 4b muestran en esquema y en planta una superﬁcie estabilizadora y de control direccional con el timón de dirección extendido mediante una primera realización de la presente invención.

Las Figuras 5a y 5b muestran en esquema y en planta una superﬁcie estabilizadora y de control direccional con el timón de dirección retraído y extendido, respectivamente, mediante una segunda realización de la presente invención.

Las Figuras 6a y 6b muestran en esquema y en planta una superﬁcie estabilizadora y de control direccional con el timón de dirección retraído y extendido, respectivamente, mediante una tercera realización de la presente invención.

Las Figuras 7a y 7b muestran en esquema y en planta una superﬁcie estabilizadora y de control direccional con el timón de dirección retraído y extendido, respectivamente, mediante una cuarta realización de la presente invención.

Las Figuras 8a y 8b muestran en esquema y en planta una superﬁcie estabilizadora y de control direccional en la que se muestra el sistema de actuación de la estructura del timón de dirección, según la presente invención. Descripción detallada de la invención

Según se observa en la Figura 1, la cual corresponde a una representación en esquema y en perﬁl de una superﬁcie estabilizadora y de control direccional, dicha superﬁcie comprende un estabilizador vertical 2 situado en la parte trasera de una aeronave 1, y un timón de dirección 3. Como es sabido, el estabilizador vertical 2 proporciona estabilidad direccional a la aeronave, mientras que, a través del timón de dirección 3, se consigue un control latero-direccional de dicha aeronave. Teniendo en cuenta la inﬂuencia de la superﬁcie estabilizadora y de control direccional en la aeronavegabilidad de un avión, en el diseño de un estabilizador vertical 2 de una aeronave se considera un factor decisivo que repercutirá en su tamaño ﬁnal: dicho factor viene dado por la posibilidad de que se produzca un fallo en uno de los grupos propulsores de la aeronave, lo cual producirá un fuerte momento de guiñada en la aeronave en cuestión. A través del estabilizador vertical2ydela potencia de deﬂexión y actuación del timón de dirección 3, se deben asegurar la estabilidad y el control direccional de la aeronave, lo cual está directamente relacionado con la superﬁcie aerodinámica, y por tanto dimensional, de dicho estabilizador vertical2yde dicho timón de dirección

3. En regímenes de vuelo normales, los requerimientos de estas superﬁcies aerodinámicas, estabilizador 2 y timón 3, serán menores, con lo que el estabilizador vertical2yeltimón de dirección 3 estarán sobredimensionados respecto a estos requerimientos.

De este modo, en las Figuras 2a y 2b se puede observar en esquema y en perﬁl el estabilizador vertical 2 con el timón de dirección 3 extendido según la presente invención, por tanto con los requerimientos aerodinámicos necesarios para el caso de fallo de un grupo propulsor. En la Figura 1 se puede observar el timón de dirección 3 retraído y por tanto con los requerimientos aerodinámicos suﬁcientes para regímenes de vuelo en condiciones normales. Se debe poner de maniﬁesto que a través de la presente invención también se absorben los momentos de guiñada anormalmente elevados causados por causas externas al avión, como son fuertes vientos laterales o inundaciones de parte de la pista de despegue, o por causas internas del avión, como la descompensación de pesos por transporte de mercancías. Es decir, se consigue que la aeronave tenga los requerimientos aerodinámicos y de control necesarios, pero con un estabilizador vertical 2 y timón de dirección 3 con menor superﬁcie en condiciones de vuelo normales que una aeronave convencional, lo cual supone una menor resistencia aerodinámica, una mejor eﬁciencia energética, así como una reducción de la contaminación acústica.

Como se puede observar en las Figuras 2a y 2b, se adjuntan dos ilustraciones diferentes de la extensión del timón de dirección 3 con respecto al estabilizador vertical 2 de una aeronave, tal que la extensión de dicho timón 3 no tiene por qué producirse necesariamente de manera totalmente paralela al plano lateral del timón de dirección, ni tiene por qué ser totalmente simétrica.

Las Figuras 3a y 3b muestran dos posiciones en esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave, en su modo retraído, según una primera realización de la presente invención. Las dos posiciones del timón de dirección 3 de las Figura 3a y 3b son: sin deﬂectar (ó deﬂexión 0º) en la Figura 3a, y deﬂectado en la Figura 3b. En dichas Figuras también se observa parte de la planta del estabilizador vertical 2 y de su cajón de torsión 4. El timón de dirección 3 está anclado en la superﬁcie del estabilizador vertical 2 de manera convencional. Así, se dispone de un sistema de deﬂexión 30 que comprende al menos dos actuadores 7, estando cada actuador 7 anclado al cajón de torsión 4 del estabilizador vertical 2 a través de un herraje del tipo 8, y al timón de dirección 3 a través de una cogida 9. A través del sistema de deﬂexión 30 se consigue la deﬂexión del timón de dirección 3 adecuada. El timón de dirección 3 comprende a su vez un perﬁl interior 10, estructura fundamental para el aumento de superﬁcie aerodinámica en el momento de la extensión del timón de dirección 3.

Las Figuras 4a y 4b muestran dos posiciones en esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave en su modo extendido, según una primera realización de la presente invención (Figuras 3a y 3b). Al igual que en las Figuras 3a y 3b, las dos posiciones del timón de dirección 3 de las Figuras 4a y 4b son: sin deﬂectar (Figura 4a), y deﬂectado (Figura 4b). En las citadas Figuras 4a y 4b se puede observar también con precisión la primera realización de la presente invención. El perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 es guiado, ﬁjado a la estructura del timón 3 y controlado a través de un sistema de actuación 40. El sistema de actuación 40 comprende al menos un actuador 47, si bien preferiblemente habrá dos actuadores 47, estando cada actuador 47 anclado a la estructura del timón de dirección3através de un herraje 48, y al perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 a través de una cogida 49.

Por tanto, como se desprende de las Figuras 3a, 3b, 4a y 4b, que corresponden a una primera realización de la invención, el timón de dirección 3 será deﬂectado de manera convencional a través del sistema de deﬂexión 30. En condiciones de vuelo normales, se dispondrá de un timón de dirección 3 como el mostrado en las Figuras 3a y 3b, con la diferencia de que su superﬁcie aerodinámica será menor que la que tendría un timón de dirección convencional, con lo que se reduce así la resistencia aerodinámica a la que se ve sometida la estructura de la superﬁcie estabilizadora y de control direccional y se mejora la eﬁciencia energética de la misma. Ante fuertes momentos de guiñada provocados por circunstancias adversas, no programadas y poco frecuentes como el fallo de uno de los grupos propulsores de la aeronave, se deﬂecta el perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 mediante el sistema de actuación 40, como se observa en las Figuras 4a y 4b, de tal manera que se dispone de la superﬁcie aerodinámica de control direccional requerida. Cuando las condiciones de vuelo se reestablecen, se puede retraer el perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 y continuar con el vuelo. El mantenimiento de la estructura interna del timón de dirección 3 será similar a la zona de deﬂexión del propio timón 3, lo cual prácticamente no incrementará los costes derivados de esta operación.

Las Figuras 5a y 5b muestran dos posiciones en esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave según una segunda realización de la presente invención. Las dos posiciones del timón de dirección 3 de las Figuras 5a y 5b son: con el perﬁl interior 10 retraído (Figura 5a) y con el perﬁl interior 10 extendido (Figura 5b). En esta segunda realización de la invención se ha modiﬁcado la forma del perﬁl interior 10 del timón de dirección 3, tal que se consigue con esta conﬁguración reducir el peso de la estructura manteniendo al mismo tiempo las características aerodinámicas y de anclaje que ha de cumplir. El perﬁl interior 10 según esta segunda realización dispondrá además de dos ranuras simétricas 14 y 15 en su superﬁcie que ayudarán a mantener la continuidad del ﬂujo en el timón de dirección 3 cuando éste se encuentre en su modo extendido. Esta nueva forma del perﬁl interior 10 según la segunda realización podrá también emplearse en la primera realización mencionada.

Se hace notar que en las Figuras 5a y 5b, así como en las Figuras correspondientes a las realizaciones tercera y cuarta de la invención, no se ha representado, por simpliﬁcación, el sistema de deﬂexión 30 del timón de dirección 3 (puesto que además se trata de un sistema de deﬂexión convencional).

Como se puede observar en las Figuras 5a y 5b, correspondientes a una segunda realización de la presente invención, comprende un sistema de actuación 40 para la extensión y la retracción del perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 que comprende al menos un actuador 57, estando dicho actuador 57 anclado a la estructura del timón de dirección3através de un herraje del tipo 58, y al perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 a través de una cogida 59. A través del sistema de actuación 40 anterior, se consigue extender y retraer el perﬁl interior 10 y por tanto aumentar

o reducir la superﬁcie aerodinámica del timón de dirección 3 en función de las circunstancias explicadas anteriormente.

En esta segunda realización de la invención (Figuras 5a y 5b) se incorpora además un sistema de guiado 17 del movimiento del perﬁl interior 1G del timón de dirección 3. El sistema de guiado 17 comprende un sistema de rodamientos 18 y una barra 19. La barra 19 está unida al perﬁl interior 10, de tal manera que cuando el sistema de actuación 40 induce un movimiento de traslación sobre el perﬁl interior 10 del timón 3, el movimiento de dicho perﬁl 10 está guiado por el sistema 17. El sistema de rodamientos 18 permite un único movimiento, según el eje longitudinal del timón de dirección 3, de la barra 19 y por tanto del perﬁl interior 10. El uso de este sistema de guiado 17 permite que no sea necesario disponer de al menos dos actuadores 7 (primera realización), y asegura un correcto movimiento de la barra 19 y por tanto del perﬁl interior 10 en condiciones de requerimientos de altas cargas aerodinámicas sobre el timón de dirección 3, gracias al sistema de rodamientos 18.

Las Figuras 6a y 6b muestran dos posiciones en esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave según una tercera realización de la presente invención. Las dos posiciones del timón de dirección 3 de las Figuras 6a y 6b son: con el perﬁl interior 10 retraído (Figura 6a), y con el perﬁl interior 10 extendido (Figura 6b). El sistema de actuación 40 del perﬁl interior 10 varía en esta realización respecto a las anteriormente mostradas. En esta tercera realización se conserva el sistema de guiado 17 del movimiento del perﬁl interior 10 que comprende un sistema de rodamientos 18 y una barra 19, pero sustituye el sistema de actuación 40 por un doble dispositivo que comprende un dispositivo elástico 20 (típicamente un muelle) y un sistema de movimiento controlado por cable 21.

El sistema elástico 20 está anclado al timón de dirección 3 a través de un herraje 68 y al perﬁl interior 10 a través de una cogida 69. El sistema elástico 20 será típicamente un muelle de compresión. Tanto el herraje 68 como la cogida 69 son similares a los descritos para la primera realización, siendo su misión la de anclaje del sistema de actuación 40 al cajón de torsión 4 del estabilizador vertical 2 y al timón de dirección 3, respectivamente.

El sistema de movimiento controlado por cable 21 comprende un cable 22 unido a la estructura del perﬁl interior 10 y un motor 23 con sistema de recogida de cable que se encuentra anclado a la estructura interna del timón de dirección 3. El motor 23 con sistema de recogida de cable permite la suelta controlada y completa del cable 22 mediante accionamiento.

Por tanto, el funcionamiento de las Figuras 6a y 6b correspondiente a la tercera realización de la invención consistirá en la extensión y retracción del timón de dirección 3 a través del sistema elástico 20 y el sistema de movimiento controlado por cable 21, junto con el soporte del sistema de guiado 17. De este modo, cuando sea necesario extender el timón de dirección 3 del estabilizador vertical 2 por requerimientos de vuelo se liberará en el motor 23 el movimiento del cable 22 de tal manera que el sistema elástico 20 actuará e inducirá un movimiento rápido en el perﬁl interior 10, que será además un movimiento controlado por el sistema de guiado 17, lo cual dará lugar a que el timón de dirección 3 adquiera su conﬁguración de extensión. Cuando las condiciones de vuelo permitan la reducción del área del estabilizador vertical 2, se retraerá el perﬁl interior 10 a través de la recogida del cable 22 mediante la actuación del motor 23. Tanto el movimiento de extensión como el de retracción del perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 estarán controlados por el sistema de guiado 17 que permitirá un adecuado desplazamiento del timón de dirección 3 incluso en condiciones de altas cargas aerodinámicas sobre la estructura del estabilizador vertical 2.

Las Figuras 7a y 7b muestran dos posiciones en esquema y en planta del timón de dirección 3 de una aeronave según una cuarta realización de la presente invención. Las dos posiciones del timón de dirección 3 de las Figuras 7a y 7b son: con el perﬁl interior 10 retraído (Figura 7a), y con el perﬁl interior 10 extendido (Figura 7b). El sistema de actuación 40 del perﬁl interior 10 varía en esta realización respecto a las anteriormente mostradas: en esta realización se conserva el sistema de guiado 17, así como el sistema elástico 20 (típicamente un muelle), cuyo funcionamiento se ha descrito anteriormente, pero se sustituye el sistema de movimiento controlado por cable 21 por un dispositivo pirotécnico 24 de rotura de cable. El sistema elástico 20 está anclado al timón de dirección 3 y al perﬁl interior 10, siendo típicamente un muelle de compresión.

El dispositivo pirotécnico 24 de rotura de cable comprende un cable de rotura pirotécnica 25 y un sistema pirotécnico 26. El dispositivo pirotécnico 24 es de un único uso, siendo necesario su recambio en la siguiente operación de mantenimiento de la aeronave debido a que se produce la rotura del cable 25.

El funcionamiento descrito en las Figuras 7a y 7b correspondiente a la cuarta realización de la invención consistirá en la extensión del perﬁl interior 10 del timón de dirección3através del sistema elástico 20 y el dispositivo pirotécnico 24 de rotura de cable con el soporte del sistema de guiado 17. De este modo, cuando sea necesario extender el timón de dirección 3 del estabilizador vertical 2 por requerimientos de vuelo, se accionará el sistema pirotécnico 26 que dará lugar a la rotura del cable 25 de tal manera que el sistema elástico 20 actuará e inducirá un movimiento muy rápido en el perﬁl interior 10 controlado por el sistema de guiado 17 que permitirá que el timón de dirección 3 adquiera su conﬁguración de extensión.

La cuarta realización de la invención descrita en las Figuras 7a y 7b muestra el uso de un sistema de actuación 40 del timón de dirección 3 sin posibilidad de retracción hasta la siguiente operación de mantenimiento. La razón de que este dispositivo sea de un solo uso radica en la excepcionalidad de la necesidad del aumento de la superﬁcie del estabilizador vertical 2 de una aeronave de manera extremadamente rápida. Cuando se dé la situación excepcional y poco probable de fallo de uno de los grupos propulsores o de un fuerte momento de guiñada como consecuencia del transporte de cargas o por fuerte viento cruzado o inundación de parte de la pista de despegue, se accionará el dispositivo de extensión 40 del timón de dirección 3 de un solo uso anterior. Una vez accionado dicho dispositivo 40, el piloto dispondrá de una superﬁcie aerodinámica adecuada en el timón de dirección 3 para, a través de su actuación y control mediante los instrumentos de vuelo, continuar en régimen normal de vuelo. Es adecuado destacar también que el hecho de que el dispositivo se accione por rotura de cable dará lugar a que el movimiento de extensión del timón de dirección 3 sea más rápido, característica muy importante en condiciones de vuelo críticas.

El hecho de que cuando los requerimientos de vuelo se reestablecen en niveles normales el timón de dirección 3 resulta sobredimensionado no afecta en absoluto a la seguridad o viabilidad del vuelo; únicamente y, como ocurre en las aeronaves comerciales presentes en la actualidad diseñadas según requerimientos de control, este sobredimensionado llevará implícito un aumento de la resistencia aerodinámica que supondrá un aumento en el gasto de combustible. Por el contrario, el hecho de utilizar una conﬁguración como la de la cuarta realización de la invención e ilustrada en las Figuras 7a y 7b lleva asociadas una serie de ventajas durante el resto de horas de vuelo del avión, las cuales suponen la inmensa mayoría del total. Estas ventajas quedan resumidas en dos fundamentales: el sistema de la invención es más sencillo en cuanto a uso y mantenimiento y, por tanto, más ﬁable, y es además menos pesado que el ilustrado en las realizaciones anteriores de la presente invención.

Por las razones expuestas, esta cuarta realización de la invención está orientada fundamentalmente a suplir los requerimientos como consecuencia del fallo de uno de los grupos propulsores de la aeronave en cualquiera de las fases de vuelo de la misma. Como este hecho es excepcional, el sistema de actuación en este caso será rápido, efectivo y de un único uso, requiriendo una operación de mantenimiento para llevar a cabo su reactivación una vez que la aeronave se encuentre en posición de estacionamiento.

En todas las realizaciones anteriores, es necesario, para que tenga lugar el despliegue del perﬁl interior 10 del timón de dirección 3, que la propia estructura del timón 3 se abra, para permitir así dicho despliegue. Una vez que el perﬁl interior 10 se ha extendido, la estructura abierta del timón de dirección 3 se volverá a cerrar, encajando con el perﬁl interior 10 desplegado, de tal manera que el timón de dirección 3, con el perﬁl 10 y junto con el estabilizador vertical 3, constituyan una superﬁcie aerodinámica única y solidaria con continuidad de ﬂujo que permita el control direccional perseguido en la aeronave.

Esto puede conseguirse de dos maneras diferentes, bien mediante el empleo en el timón 3 de las “Shape Memory Alloys” (SMA), o bien mediante un sistema de actuación 70 que actuará sobre la estructura del timón de dirección 3.

Así, se pretende deﬁnir el tipo de estructura empleada en el timón de dirección 3 tal que permita su adaptación y cambio de forma en el borde de salida cuando se lleve a cabo una extensión del perﬁl interior 10 a través de cualquiera de las realizaciones anteriores mencionadas. Es decir, la estructura del timón de dirección 3 deberá adaptarse en función de la posición del perﬁl interior 10, manteniendo sus características de superﬁcie aerodinámica, como la continuidad de ﬂujo.

La primera solución a este requerimiento del timón de dirección 3 para adaptarse a la superﬁcie del perﬁl interior 10 es el uso de las denominadas “Shape Memory Alloys (SMA)” en las partes 79, 80 de la estructura del timón 3. Existen documentos conocidos en el estado de la técnica relacionados con este tipo de aleaciones: a modo de referencia, se indica que los inventos relacionados con las SMA van desde aquellos que describen los constituyentes y características de las mismas desde el punto de vista de materiales en el documento US 4,144,057, y desde el punto de vista de aplicación estructural, en los documentos US 5,440,193, US 7,017,345, US4,411,711 ó US6,574,958, entre otros.

La característica principal que hace a las SMA aplicables a las realizaciones de la presente invención es que este tipo de aleaciones recuperan su forma inicial una vez cesa la fuerza que las deforma durante un período de tiempo. La posición de reposo de la estructura del timón 3 (de las partes 79, 80 del citado timón 3) y por tanto de la aleación SMA empleada en la fabricación de la misma correspondería a la posición de retracción del timón de dirección 3, ilustrada en la Figura 1. Es decir, la estructura del timón 3 se encontraría en posición de reposo en la inmensa mayoría del tiempo de vuelo. Si por requerimientos excepcionales y poco frecuentes es necesario extraer el timón de dirección 3, en concreto el perﬁl interior 10 de dicho timón 3, del estabilizador vertical 2 para aumentar la superﬁcie aerodinámica de control laterodireccional, de la aeronave, se accionaría cualquiera de los sistemas de actuación del perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 descritos anteriormente, adaptándose la estructura del borde de salida de dicho timón 3 al contorno del perﬁl interior 10 manteniendo la continuidad de ﬂujo de la nueva estructura aerodinámica formada. Una vez que las condiciones permitan retraer nuevamente el perﬁl interior 10 del timón de dirección 3, la estructura adoptaría su posición de reposo inicial (Figura 1).

La segunda solución propuesta al requerimiento de adaptabilidad de la superﬁcie del timón de dirección 3 se ilustra en las Figuras 8a y 8b.

Las Figuras 8a y 8b muestran dos posiciones en esquema y en planta de esta segunda solución estructural para el timón de dirección 3. Las dos posiciones del timón de dirección 3 de las Figuras 8a y 8b son: con la estructura del perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 retraído (Figura 8a), y con la estructura del perﬁl interior 10 del timón 3 preparada para la conﬁguración de extensión (Figura 8b). El sistema de actuación del perﬁl interior 10 puede ser según cualquiera de las cuatro realizaciones preferidas anteriormente citadas.

Esta segunda solución estructural propuesta consiste en la utilización de un timón de dirección 3 en el cual su superﬁcie está dividida según su eje longitudinal en aproximadamente el 75% de la cuerda geométrica del timón 3 desde el borde de salida de la posición de retracción. Por tanto, se dispondrá de una superﬁcie del timón 3 con posibilidad de apertura en sus dos partes 79, 80 para su adaptación al perﬁl interior 10 del timón 3 en su posición de extensión, según se ilustra en la Figura 2. Para poder llevar a cabo la apertura estructural encaminada a la adaptación del perﬁl interior 10 se utilizará un sistema de actuación 70 que comprende dos actuadores, 71 y 72, similares al actuador 7 de la Figura 3a. Estos actuadores 71 y 72 están así anclados a la estructura interna del timón de dirección 3 a través de unos puntos de cogida 73, 74, 75 y 76. La estructura del timón de dirección 3 comprende dos elementos 77, 78, del tipo bisagra, que permiten la apertura y adaptabilidad de la estructura del timón 3 sin inﬂuir en la continuidad del ﬂujo, estando dichos elementos 77, 78 situados a una distancia de aproximadamente el 75% de la cuerda geométrica del timón 3 desde el borde de salida de la posición de retracción.

E funcionamiento del dispositivo de actuación 70 anterior consiste así en la apertura de la estructura del timón 3, en concretos de sus partes 79, 80, y su adaptación al contorno del perﬁl interior 10, cuando sea requerida la conﬁguración extendida del estabilizador vertical 2, a través del accionamiento de los actuadores 71, 72, y según el grado de libertad permitido por los elementos 77, 78 tipo bisagra. Una vez las condiciones de vuelo lo permitan, y mediante el accionamiento de los actuadores 71, 72, se retorna a la posición de retracción del perﬁl interior 10 del timón de dirección 3 ilustrada en la Figura 1. El sistema anterior permite así disponer de dos conﬁguraciones estructurales del timón de dirección 3 manteniendo las características aerodinámicas y de continuidad de ﬂujo requeridas.

Las dos soluciones estructurales propuestas para cumplir con los requerimientos de adaptabilidad de la superﬁcie del timón de dirección 3 son aplicables a las cuatro realizaciones anteriores descritas de la presente invención. Si tenemos en cuenta las características de las cuatro realizaciones expuestas, la primera solución estructural (empleo de materiales SMA) tiene mayor aplicabilidad en la cuarta realización de la presente invención, es decir, en el sistema de extensión del perﬁl interior descrito en las Figuras 7a y 7b que denominamos de un solo uso. La razón es que este sistema es más sencillo en requerimientos de mantenibilidad y su uso está muy limitado a situaciones muy excepcionales. Sin embargo, la segunda solución estructural (mediante el sistema de actuación 70 descrito en las Figuras 8a y 8b) tiene mayor aplicabilidad en las tres primeras realizaciones de la invención descritas en las Figuras 3a y 3b; 4a y 4b; 5a y 5b. Esta segunda solución estructural facilita las operaciones de mantenimiento con respecto a la primera solución descrita, haciendo más factible la operación en vuelo de extensión-retracción del perﬁl interior 10 del timón de dirección 3.

En las realizaciones que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modiﬁcaciones comprendidas dentro del alcance deﬁnido por las siguientes reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES

1.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave, comprendiendo dicha superﬁcie un estabilizador vertical (2) y un timón de dirección (3), siendo el citado timón de dirección (3) deﬂectable con respecto al estabilizador vertical (2), caracterizada porque el timón de dirección (3) comprende además un perﬁl interior (10) que es extraíble y retráctil a través de un sistema de actuación (40) con respecto al resto de la estructura del timón de dirección (3), tal que la superﬁcie estabilizadora y de control, en la posición de retracción del perﬁl interior (10) del timón de dirección (3), es una superﬁcie aerodinámica óptima en condiciones de vuelo normales, al tiempo que se consigue el aumento de la superﬁcie aerodinámica de control del estabilizador vertical (2) por requerimientos de controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades de la citada aeronave y ante fuertes momentos de guiñada originados sobre la misma, en la posición en la que el perﬁl interior (10) del timón de dirección (3) está extraído.
2.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 1 caracterizada porque el perﬁl interior (10) es extraíble y retráctil a través del sistema de actuación (40) con respecto al resto de la estructura del timón de dirección (3), en la dirección del eje longitudinal de dicho timón (3).
3.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 2 caracterizada porque la estructura del timón de dirección

(3) comprende dos partes (79, 80) que pueden abrirse en base al giro de las mismas alrededor de unas bisagras (77, 78), mediante unos actuadores (71, 72).
4.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 3 caracterizada porque las partes (79) y (80) están realizadas en una aleación del tipo “Shape Memory Alloys” (SMA).
5.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el sistema de actuación (40) comprende al menos un actuador (47, 57), anclado a la estructura del timón de dirección (3) a través de un herraje (48, 58, 68) y al perﬁl interior (10) del timón de dirección (3) a través de una cogida (49, 59, 69).
6.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-5 caracterizada porque el sistema de actuación (40) comprende un sistema elástico (20).
7. Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque comprende un sistema de guiado (17) para el movimiento longitudinal del perﬁl interior (10) del timón de dirección (3) que asegure un correcto movimiento del citado perﬁl interior (10) en condiciones de requerimientos de altas cargas aerodinámicas sobre el timón de dirección (3).
8. Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 7 caracterizada porque el sistema de guiado (17) comprende un sistema de rodamientos (18) y una barra (19), estando dicha barra (19) unida al perﬁl interior (10), de tal manera que cuando el sistema de actuación (40) induce un movimiento de traslación sobre el perﬁl interior (10), el movimiento de dicho perﬁl (10) está guiado por el sistema (17), permitiendo el sistema de rodamientos (18) un único movimiento, según el eje longitudinal del timón de dirección (3), de la barra

(19) y por tanto del perﬁl interior (10).
9.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el sistema de actuación (40) comprende además un sistema de movimiento controlado por cable (21), comprendiendo dicho sistema (21) un cable (22) unido a la estructura del perﬁl interior (10) y un motor (23) con sistema de recogida de cable que se encuentra anclado a la estructura interna del timón de dirección (3).
10.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones1a8, caracterizada porque el sistema de actuación (40) comprende además un dispositivo pirotécnico (24) de rotura de cable, que comprende a su vez un cable de rotura pirotécnica (25) y un sistema pirotécnico (26).
11.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según la reivindicación 10, caracterizada porque el sistema pirotécnico (26) es de un único uso, siendo necesario su recambio en la siguiente operación de mantenimiento de la aeronave cuando se produce la rotura del cable (25), tal que el sistema de actuación (40) actúe e induzca un movimiento muy rápido en el perﬁl interior (10), que permita que el timón de dirección (3) adquiera su conﬁguración de extensión.
12.

Superﬁcie estabilizadora y de control direccional de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque el perﬁl interior (10) comprende dos ranuras (14, 15) en su superﬁcie que ayudan a mantener la continuidad del ﬂujo en el timón de dirección (3) cuando el perﬁl interior

(10) del mismo se encuentra en su modo extendido.

OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS

N.º solicitud: 200803447

ESPAÑA

Fecha de presentación de la solicitud: 04.12.2008

Fecha de prioridad:

INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TECNICA

51 Int. Cl. : Ver Hoja Adicional

DOCUMENTOS RELEVANTES

Categoría

56 Documentos citados Reivindicaciones afectadas

A

US 2398710 A (KING ARTHUR M) 16/04/1946, págiina 1 col. 1 líneas 12 a 15 y página 1 col.2 líneas 8 a página2 col. 1 líneas 42, figuras. 1-3,5,7

A

FR 2911113 A1 (AIRBUS FRANCE SA) 11/07/2008, página 6, líneas 1 -23; página 8, líneas 8 28; figuras. 1,2,12

A

JP 54059798 A (MITSUBISHI HEAVY IND LTD) 14/05/1979, figura 1 & JP 54059798 A (MITSUBISHI HEAVY IND LTD) (resumen) [en línea] Resumen de la base de datos EPODOC. Recuperado de EPOQUE. 1

A

US 1574567 A (ANTON FLETTNER) 23/02/1926, todo el documento. 1

A

US 5127605 A (ATCHISON DONALD L ET AL.) 07/07/1992, todo el documento. 1

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 22.05.2012

Examinador A. Ezcurra Martínez Página 1/4

INFORME DEL ESTADO DE LA TÉCNICA

Nº de solicitud: 200803447

CLASIFICACIÓN OBJETO DE LA SOLICITUD B64C5/18 (2006.01)

B64C9/00 (2006.01) B64C9/08 (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: 200803447

Fecha de Realización de la Opinión Escrita: 22.05.2012

Declaración

Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)

Reivindicaciones Reivindicaciones 1-12 SI NO

Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)

Reivindicaciones Reivindicaciones 1-12 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: 200803447

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 2398710 A (KING ARTHUR M) 16.04.1946

D02

FR 2911113 A1 (AIRBUS FRANCE SA) 11.07.2008
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

Se considera el documento D01 el más cercano del estado de la técnica. El documento D01 divulga unas superficie estabilizadora y de control direccional de una aeronave, que comprende un estabilizador vertical (14) y un timón de dirección (15), siendo dicho timón de dirección (15) deflectable con respecto al estabilizador vertical (14) a través de la unión articulada (18) y teniendo el timón de dirección además un perfil interior (16) que es extraíble y retráctil a través de un sistema de actuación (22,25), de forma que la superficie del timón de actuación aumenta en la posición del perfil interior extraído.

La diferencia con el objeto inventivo de la reivindicación 1 es que la superficie estabilizadora y de control de la solicitud presenta en la posición de retracción del perfil interior del timón de dirección (3) una superficie aerodinámica óptima en condiciones de vuelo normales, al tiempo que se consigue el aumento de la superficie aerodinámica de control del estabilizador vertical (2) por requerimientos de controlabilidad de la aeronave a bajas velocidades de la citada aeronave y ante fuertes momentos de guiñada originados sobre la misma, en la posición en la que el perfil interior (10) del timón de dirección (3) está extraído. Se desprende de la reivindicación la necesidad de mantener las propiedades de la superficie aerodinámica y de continuidad de flujo en las dos posiciones del perfil interior del timón de dirección. Esto no ocurre en el sistema descrito en el documento D01. Por tanto, la reivindicación 1 es nueva según el art. 6.1 de la Ley de Patentes.

El documento D02 describe una superficie estabilizadora y de control direccional de aeronave que comprende un estabilizador (4) y un flap (3) deflectable respecto del estabilizador, donde dicho estabilizador contiene un perfil interno (8E) que es extraíble y retráctil a través de un sistema de actuación (21) de manera que la superficie de estabilización mantiene las propiedades aerodinámicas y de continuidad de flujo también en la posición del perfil extendido. Sin embargo, en D02 el perfil interno pertenece al estabilizador (que es además un estabilizador horizontal), no a la pieza deflectable (en este caso el flap). Por tanto, se considera que no resultaría obvio para un experto en la materia combinar lo divulgado en ambos documentos para llegar a la solución propuesta por la invención. En cualquier caso, sería más clara la reivindicación 1 si se incluyera la necesidad de cerrarse la estructura del timón una vez extraído el perfil interior para conservar precisamente las propiedades aerodinámicas (de acuerdo a la descripción pág. 7 línea 2).

En resumen, se considera que la reivindicación 1 es nueva y tiene actividad inventiva según los art. 6 y 8 de la ley de Patentes.

En relación a las reivindicaciones 2 a 12, al ser dependientes de la primera, se consideran igualmente nuevas y que presentan actividad inventiva.

Informe del Estado de la Técnica Página 4/4