ES2386442B1 - Carena de timón de profundidad de aeronave. - Google Patents
Carena de timón de profundidad de aeronave. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2386442B1 ES2386442B1 ES200931078A ES200931078A ES2386442B1 ES 2386442 B1 ES2386442 B1 ES 2386442B1 ES 200931078 A ES200931078 A ES 200931078A ES 200931078 A ES200931078 A ES 200931078A ES 2386442 B1 ES2386442 B1 ES 2386442B1
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- rudder
- angle
- depth
- fairing
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 26
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 15
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 11
- 238000009966 trimming Methods 0.000 claims description 4
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims 2
- GNFTZDOKVXKIBK-UHFFFAOYSA-N 3-(2-methoxyethoxy)benzohydrazide Chemical compound COCCOC1=CC=CC(C(=O)NN)=C1 GNFTZDOKVXKIBK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 238000009499 grossing Methods 0.000 claims 1
- 241000380131 Ammophila arenaria Species 0.000 abstract description 7
- FQPFAHBPWDRTLU-UHFFFAOYSA-N aminophylline Chemical compound NCCN.O=C1N(C)C(=O)N(C)C2=C1NC=N2.O=C1N(C)C(=O)N(C)C2=C1NC=N2 FQPFAHBPWDRTLU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 244000248349 Citrus limon Species 0.000 description 1
- 235000005979 Citrus limon Nutrition 0.000 description 1
- 244000043261 Hevea brasiliensis Species 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 244000045947 parasite Species 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
- B64C7/02—Nacelles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
Abstract
Carena (9) que cierra el extremo interior del timón de profundidad (3) de una aeronave con respecto a la sección del fuselaje (1) sobre la que dicha carena (9) se mueve, estando el citado timón de profundidad (3) dispuesto sobre un estabilizador horizontal (2) de la aeronave, de tal modo que el estabilizador horizontal (2) se mueve con un ángulo de trimado ({al}) con respecto a la sección del fuselaje (1), girando a su vez el timón de profundidad (3) con un ángulo de elevador ({be}) con respecto al estabilizador horizontal (2), manteniendo la carena (9) una distancia (6) con respecto a la sección del fuselaje (1) durante su movimiento, en que la citada distancia (6) es una distancia minimizada para todos los rangos de movimiento del timón (3), tanto para el ángulo de trimado ({al}) del estabilizador horizontal (2) como para el ángulo de elevador ({be}) del timón de profundidad (3), minimizándose de este modo las pérdidas aerodinámicas por resistencia parásita no debida a la sustentación de la aeronave. La invención desarrolla además un procedimiento para la obtención del diseño de una carena (9) tal.
Description
- CARENA DE TIMÓN DE PROFUNDIDAD DE AERONAVE
- CAMPO DE LA INVENCION
- 5
- La presente invención se refiere a un diseño de la carena que cierra el extremo interior del timón de profundidad de una aeronave, así como a un procedimienlo para la obtención de <Jicho diseño.
- ANTECEDENTES DE LA INVENCION
- 10
- 15
- El timón de profundidad <3S una superficie estabilizadora de las aeronaves, generalmente situada en la parte trasera de las mismas, que controla la orientación de la aeronave cambiando el cabeceo y el ángulo de ataque del ala o picado de la aeronave. Así, el timón de profundidad hace ascender o descender la aeronave. Los timones de profundidad pueden ser las únicas superficies de control del cabeceo de la aeronave, en cuyo caso se llaman planos de cola móviles o stabilators, o bien pueden ser móviles con respecto a una superficie fija o ajustable llamada estabilizador horizontal.
- 2 O 25 30
- El estabilizador horizontal de aeronave en el cual se encuentra dispuesto el timón de profundidad , tiene el efecto contrario de un ala. Por lo general, crea una presión descendente que contrarresta el desequilibrio del momento debido a que el centro de gravedad del avión no está situado exactamente en el centro de presión resultante. El timón de profundidad disminuye o aumenta la fuerza descendente creada por la parte trasera del ala. Un mayor fuerza descendente, producida por un timón de profundidad hacia arriba, fuerza a la cola del avión a ir hacia abajo y a la nariz del avión a ir hacia arriba , con lo que la velocidad se reduce. Una disminución de fuerza descendente en la cola , producida por un timón de profundidad hacia abajo, permite que la cola se eleve y la nariz baje , con lo que la aeronave debe moverse más rápido para producir la elevación necesaria. Por lo tanto, el ajuste del timón de profundidad determina la velocidad de equilibrio de la aeronave.
- El timón de profundidad tiene un movimiento relativo respecto al fuselaje
- de la aeronave en uno de sus extremos, en concreto en su extremo interior con
- respecto al estabilizador horizontal en el que se haya dispuesto, el más próximo
- al fuselaje, estando dicho extremo cerrado mediante una carena . Entre ambos
- 5
- elementos, fuselaje y timón de profundidad , en concreto entre el fuselaje y la
- carena del timón de profundidad, no ha de existir contacto alguno, de tal modo
- que ninguna superficie penetre en la contraria , durante el movimiento de una de
- ellas (timón de profundidad). Así, ,jebe existir siempre entre el fuselaje y la
- carena del timón de profundidad , para todos los movimientos posibles del timón
- 10
- de profundidad , una separación minima que evite que puedan llegarse a tocar y
- producirse daños en cualquiera de los dos elementos.
- Así, sería deseable que el diseño de la carena del timón de profundidad
- consiguiera que la distancia entre dicha carena y la parte o sección del fuselaje
- de la aeronave sobre la cual se mueve dicho timón de profundidad sea lo menor
- 15
- posible , para así reducir al máximo las pérdidas aerodinámicas por resistencia
- parásita no debida a la sustentación en el mismo. Además, esto debe
- mantenerse para todos los ángulos de actuación del timón de profundidad.
- Los diseños actuales de las superficies de las carenas de timones de
- profundidad de aeronave se realizan mediante dos planos que se cortan entre
- 2 O
- sí, siendo ambos planos tangentes a la parte o sección del fuselaje de la
- aeronave sobre la cual se mueve dicho timón de profundidad . Estos dos planos
- se cortan entre sí, realizándose para el diseño de la citada carena , un radio de
- unión entre ambos que suavice dicha superficie. Este diseño conocido asegura
- que se mantenga una distancia en todo el rango de actuación o movimiento del
- 25
- timón de profundidad con respecto al fuselaje de la aeronave, evitando el
- contacto entre ambas partes. Sin embargo, este diseño no minimiza la citada
- distancia que ha de mantenerse entre el timón de profundidad y el fuselaje, por
- lo que se producen elevadas pérdidas aerodinámicas sobre el timón de
- profundidad y, en consecuencia , sobre la aeronave.
- 3 o
- La presente in vención ofrece una solución a los problemas anteriormente
- mencionados.
- SUMARIO DE LA INVENCION
- 5 10
- Así, la invención desarrolla el diseño de la carena que cierra el extremo interior del timón de profundidad de una aeronave, de tal modo que consigue que la distancia a mantener entre la carena del timón y la parte o sección del fuselaje sobre la que se mueve dic~lo timón sea la míníma posible para toda la superficie de la citada carena , así como para todos los rangos de actuación (rango de giro) del timón de profundidad, minimizándose de este modo las pérdidas aerodinámicas por resistencia parásita no debida a la sustentación de la aeronave.
- 15 2 O
- El timón de profundidad va dispuesto sobre el estabilizador horizontal de la aeronave de tal forma que, aparte del giro que realiza el citado timón con respecto a la superficie del estabilizador horizontal , que denominaremos ángulo de elevador, el estabilizador horizontal de la aeronave también gira a su vez con respecto al fuselaje, mediante un ángulo de trimado dado. Así, la invención tiene como objetivo proporcionar un diseño de carena del timón de profundidad de una aeronave tal que dicha carena mantenga, con respecto a la sección del fuselaje sobre la que se mueve, una distancia mínima , para todos los rangos de movimiento del timón de profundida(j , es decir, tanto para el ángulo de elevador propio del timón como para el ángulo de trimado del estabilizador.
- El procedimiento seguido para la obtención de la carena de la invención es el siguiente:
- 25
- a) en primer lugar, se realiza un desplazado espacial u offset de la superficie de la sección elel fuselaje sobre la que se va a mover la citada carena del timón de profundidad;
- b)
- se parte en primer lugar de una posición dada para el ángulo de trimado del estabilizador horizontal, que es aquella en la que el ángulo de trimado es mínimo;
"
- c)
- se corta un sólido que simula el volumen del limón de profundidad ;
- d)
- se empieza a variar, para el citado ángulo de trimado fijo de la etapa
- b), el ángulo de elevador del timón de profundidad , comenzando por
- el ángulo de elevador mínimo, cortándose para cada valor del ángulo
- 5
- de elevador el sólido que :simula el volumen del timón de profundidad
- de la etapa c);
- e)
- se continúan realizando it"raciones de la etapa d) hasta que el ángulo
- de elevador es máximo;
- f)
- se comprueba entonces si, para dicho ángulo elevador máximo, el
- 1 0
- ángulo de trimado es también máximo;
- f.1) en caso de que el ángulo de trimado sea máximo, se pasa a la
- etapa g);
- f.2) en caso de que el án¡¡ulo de trimado no sea máximo, se realizan
- iteraciones variando el citado ángulo de trimado y realizando cortes
- 15
- sucesivos al sólido que simula el volumen del timón de profundidad
- (etapas b) y c)) hasta que se consiga que el citado ángulo de trimado
- sea máximo;
- g)
- se extraen los valores anteriores de ángulo de trimado y ángulo de
- elevador para el offset dado de la superficie de la sección del
- 20
- fuselaje;
- h)
- se extrae la superficie qu" queda en el sólido que simula el volumen
- del timón de profundidad después de los cortes sucesivos realizados
- a la misma en las etapas d) y f.2).
- i)
- finalmente, se suaviza la superficie obtenida en h), que da como
- 2 5
- resultado el diseño de carena para timón de profundidad optimizado.
- De esta manera se consigue, según la invención, una superficie para la
- carena interior del timón de profundidad de una aeronave que minimiza la
- distancia existente entre el timón de profundidad y el fuselaje, para todas las
- posiciones del citado timón.
- 5
- Otras características y v,entajas de la presente invención se
- desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización
- ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
- DESCRIPCION DE LAS FIGURAS
- 1 0
- La Figura 1 muestra en esquema los componentes de estabilización
- convencionales de una aeronave.
- La Figura 2a muestra en volumen y en esquema la unión del
- estabilizador horizontal y su timón de profundidad con el fuselaje de una
- 15
- aeronave, con un diseño del timón de profundidad según la técnica conocida.
- La Figura 2b muestra en volumen y en esquema la unión del
- estabilizador horizontal y su timón de profundidad con el fuselaje de una
- aeronave, cuando el timón ha realizado el giro máximo en uno de los sentidos.
- La Figura 2c muestra en volumen y en esquema la unión del
- 2O
- estabilizador horizontal y su timón de profundidad con el fuselaje de una
- aeronave, cuando el timón ha realizado el giro máximo en el sentido contrario al
- de la Figura 2b.
- La Figura 3 muestra en sección el esquema del diseño del timón de
- profundidad de una aeronave con respecto al fuselaje de la misma , según la
- 25
- técnica conocida.
- Las Figuras 4a , 4b, 4c muestran el giro espacial del timón de profundidad
- sobre la sección de fuselaje de una aeronave, según el diseño de la carena de
- la invención.
- Las Figuras 5a , 5b, 5c muestran en esquema la carena que cierra el
- 30
- extremo interior del timón de profundidad de una aeronave, según el diseño y el
procedimiento de obtención de la pmsente invención. La Figura 6 muestra en esquema las etapas del procedimiento de obtención de la superficie de car,ena para el timón de profundidad de la
DESCRtPCtON DETALLADA DE LA INVENCION
- 1 0
- Según se ha comentado, el timón de profundidad 3 de una aeronave es
- una superficie sustentadora móvil sujeta al estabilizador horizontal 2 de la
- aeronave. En una aeronave con vencional , existe también una superficie
- sustentadora móvil , denominada timón de dirección 5 que está sujeta al
- estabilizador vertical 4 (Figura 1).
- 15
- Así, el díseño de la carena 9 que cubre el extremo interior del timón de
- profundidad 3 según la técnica conocida se hace de tal forma que siempre se
- mantenga al menos una distancia 6 de separación entre el fuselaje 1 (en
- concreto, entre la parte de la sección de fuselaje 1 alrededor de la cual se
- mueve el timón de profundidad 3) y la citada carena 9. Esta distancia 6 se ha de
- 2 O
- mantener en todos los ángulos de actuación o giro del timón de profundidad 3,
- marcándose en las Figuras 2b y 2c los giros máximos de dicho timón 3 en
- ambos sentidos.
- Así, en los diseños actuales , la superficie de la citada carena 9 está
- realizada a través de dos planos, 20 y 21 que se cortan entre si, y a tra vés de
- 25
- un radio entre ellos tal y como se muestra en la Figura 3. Esta opción de diseño
- asegura al menos una distancia 6 Hn todo el rango de actuación del timón de
- profundidad 3, entre ambas partes, carena 9 y fuselaje 1, que evita el contacto
- entre las mismas. Sin embargo, esta distancia 6 no está minimizada, lo cual
- produce elevadas pérdidas aerodinámicas sobre el conjunto del timón de
- 3 0
- profundidad 3.
- 5
- El diseño de la carena 9 que cierra el extremo interior del timón de profundidad 3 según la invención consigue que la distancia 6 a mantener entre la carena 9 del timón 3 y la parte o sección del fuselaje 1 sobre la que se mueve sea lo menor posible en toda la superficie de la citada carena 9, y para todos los rangos de actuación de movimiento (rango de giro) del timón de profundidad 3 (Figuras 4a y 4c), tanto para el ángulo de trimado a del estabilizador horizontal 2 como para el ángulo dE> elevador ~ del timón 3, minimizándose de este modo las pérdidas aerodinámicas por resistencia parásita no debida a la sustentación de la aeronave.
- 10 15
- Así, la invención tiene como objetivo proporcionar un diseño de carena 9 del timón de profundidad 3 de una aeronave tal que dicha carena 9 mantenga , con respecto a la sección del fuselaje 1 sobre la que se mueve, una distancia 6 minimizada, para todos los rangos de movimiento del timón de profundidad 3, es decir, tanto para el ángulo de elevador ~ propio del timón 3 como para el ángulo de trimado a del estabilizador 2.
- Según otro aspecto de la invención , se desarrolla un procedimiento (según se muestra en esquema en la Figura 6) para la obtención del diseño de la carena 9 de la invención , pr-ocedimiento que comprende las etapas siguientes:
- 2 O
- a) en primer lugar, se realiza un desplazado espacial u offset de la superficie de la sección dIal fuselaje 1 sobre la que se va a mover la citada carena 9 del timón de profundidad 3, según aparece en las Figuras 4a , 4b y 4c;
- 25
- b) se parte en primer lugar de una posición dada para el ángulo de trimado a del estabilizador horizontal 2, que es aquella en la que el ángulo de trimado a es mínimo, a, (iteración i de ángulo de trimado a es igual a cero);
- c)
- se corta un sólido que simula el volumen del timón de profundidad 3;
- d)
- se empieza a variar, para el citado ángulo de trimado a, fijo de la
- etapa b), el ángulo de elevador ~ del timón de profundidad 3,
- comenzando por el ángulo de elevador mínimo, ~, (iteración j del
- ángulo de elevador ~), cortándose para cada valor del ángulo de
- 5
- elevador ~ el sólido que simula el volumen del timón de profundidad 3
- de la etapa c);
- e)
- se continúan realizando itE~raciones de la etapa d) hasta que el ángulo
- de elevador ~ es máximo, ~m;
- f)
- se comprueba entonces si, para dicho ángulo elevador máximo, ~m, el
- 10
- ángulo de trimado a es también máximo, ((m;
- f.1) en caso de que el áng ulo de trimado a sea máximo am, se pasa a
- la etapa g);
- f.2) en caso de que el ángulo de trimado a no sea máximo am, se
- realizan iteraciones variando el citado ángulo de trimado a y
- 15
- realizando cortes sucesivos al sólido que simula el volumen del timón
- de profundidad 3 (etapas b) y c)) hasta que se consiga que el citado
- ángulo de trimado a sea máximo am;
- g)
- se extraen los valores anteriores de ángulo de trimado máximo am y
- ángulo de elevador máximo, ~m para el offset dado de la superficie de
- 20
- la sección del fuselaje 1 ;
- h)
- se extrae la superficie qUE! queda en el sólido que simula el volumen
- del timón de profundidad 3 después de los cortes sucesivos
- realizados a la misma en las etapas d) y 1.2).
- i)
- finalmente, se suaviza la superficie obtenida en h), que da como
- 25
- resultado el diseño de carena 9 para timón de profundidad 3
- optimizado (Figuras 5a, 5b, 5c).
De esta manera se consigue" según la invención, una superficie para la carena interior 9 del timón de profundidad 3 de una aeronave que minimiza la distancia 6 existente entre el timón eje profundidad 3 y el fuselaje 1, para todas las posiciones del citado timón 3.
En la realización preferente que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido
Claims (5)
- REIVINDICACIONES1. Procedimiento para la obtención del diseño de una carena (9) que cierrael extremo interior del timón de profundidad (3) de una aeronave con5 respecto a la sección del fuselaje (1) sobre la que dicha carena (9) se mueve, estando el citado timón de profundidad (3) dispuesto sobre un estabilizador horizontal (2) de la aeronave, de tal modo que el estabilizador horizontal (2) SE> mueve con un ángulo de trimado (a) con respecto a la sección del fuselaje (1) , girando a su vez el timón de10 profundidad (3) con un ángulo de elevador (~) con respecto al estabilizador horizontal (2), manteniendo la carena (9) una distancia (6) con respecto a la sección del fuselaje (1) durante su movimiento, tal que la citada distancia (6) es una distancia minimizada para todos los rangos de movimiento del timón (3) , tanto para el ángulo de trimado (a) del15 estabilizador horizontal (2) como para el ángulo de elevador (~) del timón de profundidad (3), minimizandose de este modo las pérdidas aerodinámicas por resistencia parásita no debida a la sustentación de la aeronavesegún la reivindicación 1, caracterizado porque comprende las etapas siguientes:20 a) desplazado espacial u offset de la superficie de la sección del fuselaje(1) sobre la que se va a mover la citada carena (9) del timón de profundidad (3), partiendo de una posición dada para el ángulo de trimado (a) del estabilizador horizontal (2);b) corte de un sólido que simula el volumen del timón de profundidad 25 (3);e) variación, para el citado ángulo de trimado (a) fijo de la etapa a), del angulo de elevador (~) del timón de profundidad (3), cortándose paracada valor del ángulo de "levador (P) el sólido que simula el volumendel timón de profundidad (:3) de la etapa b) ;d) realización de iteraciones de la etapa e) hasta que el ángulo de elevador p es máximo (pm);5 e) comprobación de si , para dicho ángulo elevador máximo (Pm) elángulo de trimado (a) es también máximo (um);f) extracción de los valores de ángulo de trimado máximo (a",) y deángulo de elevador máximo (pm) para el offset dado de la superficiede la sección del fuselaje (1);10 g) extracción y suavizado ele la superficie obtenida, que da como resultado el diseño de carena (9) para timón de profundidad (3) optimizado.
- 2. Procedimiento para la obtención del diseño de una carena (9) según la reivindicación 1, caracterizado porque, en la etapa a), la posición de15 partida dada para el ángulo de trimado (a) del estabilizador horizontal (2) es aquella en la que el ángulo de trimado (a) es mínimo (a,).
- 3. Procedimiento para la obtención del diseño de una carena (9) segúncualquiera de las reivindicaciones 1-2, caracterizado porque , en la etapae), la posición de partida dacia para el ángulo de elevador (P) del timón 20 de profundidad (3) es aquella en la que el ángulo de elevador (p) es minimo (P ,).
- 4. Procedimiento para la obtención del diseño de una carena (9) segúncualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizado porque , en la etapae) , en caso de que el ángulo de trimado (a) sea máximo (am), se pasa 25 directamente a la etapa g).
- 5. Procedimiento para la obtención del diseño de una carena (9) segúncualquiera de las reivindicaciones 1-3, caracterizado porque, en la etapae) , en caso de que el ángulo de trimado (a) no sea máximo (am), se realizan iteraciones variando ,el citado ángulo de trimado (a) y realizando5 cortes sucesivos al sólido que simula el volumen del timón de profundidad (3) de las etapas b) y e), hasta que se consiga que el citado ángulo de trimado (a) sea máximo (am).
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
ES200931078A ES2386442B1 (es) | 2009-11-27 | 2009-11-27 | Carena de timón de profundidad de aeronave. |
US12/927,380 US20110184704A1 (en) | 2009-11-27 | 2010-11-12 | Fairing of aircraft elevator |
EP10192025.4A EP2327624B1 (en) | 2009-11-27 | 2010-11-22 | Procedure for obtaining the design of a fairing of an aircraft elevator |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
ES200931078A ES2386442B1 (es) | 2009-11-27 | 2009-11-27 | Carena de timón de profundidad de aeronave. |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
ES2386442A1 ES2386442A1 (es) | 2012-08-21 |
ES2386442B1 true ES2386442B1 (es) | 2013-07-09 |
Family
ID=43608139
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
ES200931078A Active ES2386442B1 (es) | 2009-11-27 | 2009-11-27 | Carena de timón de profundidad de aeronave. |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20110184704A1 (es) |
EP (1) | EP2327624B1 (es) |
ES (1) | ES2386442B1 (es) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102012210499A1 (de) * | 2012-06-21 | 2013-12-24 | Thyssenkrupp Marine Systems Gmbh | Unterseeboot |
FR3052742B1 (fr) | 2016-06-16 | 2021-10-29 | Airbus Operations Sas | Aeronef presentant des gouvernes de profondeur independantes |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3149629C1 (de) * | 1981-12-15 | 1983-04-21 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Einrichtung zum Abdichten eines Luftspaltes an einer Flugzeugklappe |
JP2730195B2 (ja) * | 1989-06-30 | 1998-03-25 | 三菱電機株式会社 | 結合振動特性解析装置 |
US5096142A (en) * | 1990-04-10 | 1992-03-17 | Mcdonnell Douglas Corporation | Folding internal cover |
US5845877A (en) * | 1993-06-10 | 1998-12-08 | Lockheed Martin Corporation | Sealing assembly for reducing gaps between movable control surfaces of an aircraft |
US5518210A (en) * | 1994-04-11 | 1996-05-21 | Mcdonnell Douglas Corporation | Seal plate for aircraft movable flight control surfaces |
US6618505B2 (en) * | 2000-03-09 | 2003-09-09 | The Boeing Company | Method, apparatus and computer program product for determining shim shape |
DE10361391A1 (de) * | 2003-12-29 | 2005-08-04 | Airbus Deutschland Gmbh | Seitenleitwerksanschluss |
US7784737B2 (en) * | 2005-09-19 | 2010-08-31 | The Boeing Company | Drag reduction fairing |
ES2300184B1 (es) * | 2006-04-28 | 2009-05-01 | Airbus España, S.L. | Disposicion para acoplar un pivote de acoplamiento para un estabilizador horizontal trimable al fuselaje de cola de una aeronave. |
ES2301360B1 (es) * | 2006-05-16 | 2009-05-01 | Airbus España, S.L. | Sistema de sellado del hueco existente entre el fuselaje y el timon de altura del estabilizador horizontal orientable de un avion, extendido con una carena aerodinamica de sellado de la abertura existente entre el fuselaje y el estabilizador horizontal orientable. |
US7789343B2 (en) * | 2007-07-24 | 2010-09-07 | The Boeing Company | Morphing aircraft with telescopic lifting and control surfaces |
ES2365884B1 (es) * | 2008-12-16 | 2012-09-12 | Airbus Operations, S.L. | Superficies móviles de aeronaves con ranuras selladas. |
-
2009
- 2009-11-27 ES ES200931078A patent/ES2386442B1/es active Active
-
2010
- 2010-11-12 US US12/927,380 patent/US20110184704A1/en not_active Abandoned
- 2010-11-22 EP EP10192025.4A patent/EP2327624B1/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20110184704A1 (en) | 2011-07-28 |
ES2386442A1 (es) | 2012-08-21 |
EP2327624A3 (en) | 2014-09-24 |
EP2327624B1 (en) | 2015-10-14 |
EP2327624A2 (en) | 2011-06-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR101883896B1 (ko) | 부양형 비행체 | |
EP3140188B1 (en) | Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav) | |
ES2386442B1 (es) | Carena de timón de profundidad de aeronave. | |
US20170233070A1 (en) | Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav) | |
CN209805921U (zh) | 无人驾驶飞行器 | |
US20170327218A1 (en) | Light unmanned vertical take-off aircraft | |
ES2620628T3 (es) | Configuración de aeronave resistente a entrar en barrena | |
ES2604605T3 (es) | Interfaz de control para dispositivos de borde anterior y posterior | |
JPWO2018042610A1 (ja) | 無人航空機 | |
US10246185B2 (en) | Aircraft system and method for vertical takeoff and landing | |
KR102186780B1 (ko) | 비행부와 탑승부를 분리하여 축으로 결합한 유인드론 | |
CN102649477B (zh) | 扑翼飞机 | |
ES2605797T3 (es) | Aparato de elevación para dispositivos de interfaz atmosférica de submarino y submarino que comprende el aparato de elevación | |
US8991747B2 (en) | Aircraft stabilization systems and methods of modifying an aircraft with the same | |
JP2009234551A (ja) | 主翼取り付け角変更装置を備えた垂直離着陸航空機 | |
JP2017190091A (ja) | トレイ型マルチコプター | |
ES2761024T3 (es) | Superficie de elevación | |
RU159572U1 (ru) | Аэродинамически стабилизированная аэростатическая система | |
JP4351897B2 (ja) | 自律移動体、無人飛行船及び自律移動体の誘導方法 | |
ES2317764B1 (es) | Ala concava adicional sobre el techo de avion de despegue vertical. | |
RU164555U1 (ru) | Летательный аппарат, выполненный по схеме трикоптера | |
CN220147994U (zh) | 一种航空箱用防护结构 | |
JP2007001458A (ja) | 繋留型気球 | |
JP6561271B2 (ja) | 無人航空機 | |
ES2386217A1 (es) | Sistema para despegue y aterrizaje de los aviones de forma rápida y con muy poco recorrido |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FG2A | Definitive protection |
Ref document number: 2386442 Country of ref document: ES Kind code of ref document: B1 Effective date: 20130709 |