ES2421410B1 - Borde de salida de una superficie aerodinamica de una aeronave - Google Patents

Borde de salida de una superficie aerodinamica de una aeronave Download PDF

Info

Publication number
ES2421410B1
ES2421410B1 ES201230300A ES201230300A ES2421410B1 ES 2421410 B1 ES2421410 B1 ES 2421410B1 ES 201230300 A ES201230300 A ES 201230300A ES 201230300 A ES201230300 A ES 201230300A ES 2421410 B1 ES2421410 B1 ES 2421410B1
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
aircraft
trailing edge
edge
aerodynamic surface
light
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
Application number
ES201230300A
Other languages
English (en)
Other versions
ES2421410A2 (es
ES2421410R1 (es
Inventor
Yolanda DE GREGORIO HURTADO
Alberto Balsa Gonzalez
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SL
Original Assignee
Airbus Operations SL
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SL filed Critical Airbus Operations SL
Priority to ES201230300A priority Critical patent/ES2421410B1/es
Priority to US13/775,471 priority patent/US9108721B2/en
Publication of ES2421410A2 publication Critical patent/ES2421410A2/es
Publication of ES2421410R1 publication Critical patent/ES2421410R1/es
Application granted granted Critical
Publication of ES2421410B1 publication Critical patent/ES2421410B1/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/20—Integral or sandwich constructions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B64C2003/147—Aerofoil profile comprising trailing edges of particular shape

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • User Interface Of Digital Computer (AREA)

Abstract

La invención divulga un borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, el cual comprende un revestimiento superior (6) y un revestimiento inferior (7), estando los revestimientos superior e inferior (6, 7) realizados en material compuesto. En una parte final (13) de los revestimientos superior e inferior (6, 7) del borde de salida (2), se monta una pieza ligera (1). La pieza ligera (1) está cubierta por una lámina metálica (8), y tiene una sección con forma de “V” con brazos y pico, en la pieza ligera (1) el pico de la sección con forma de “V” es redondeado y está situado opuesto a la parte final (13) de los revestimientos superior e inferior (6, 7).

Description



DESCRIPCIÓN
Borde de salida de una superficie aerodinámica de una aeronave.
Objeto de la invención 5
La presente invención divulga un nuevo diseño del borde de salida de una superficie aerodinámica de una aeronave. Dicho diseño se usa en el borde de salida de un timón (estabilizador vertical), en el borde de salida de un timón de profundidad (estabilizador horizontal), en el borde de salida de una ala, en el borde de salida de un flap y en el borde de salida de un alerón de una aeronave. 10
Problema técnico a resolver y antecedentes de la invención
Los revestimientos de un timón de profundidad de una aeronave, en aviones de largo alcance (del inglés Long Range, LR) y de un solo pasillo (del inglés Single Aisle, SA) se fabrican con materiales compuestos tipo sándwich. 15
Los revestimientos de materiales compuestos tipo sándwich se fabrican uniendo dos láminas externas finas y duras (típicamente realizadas en laminados plásticos reforzados con fibra de carbono) con un núcleo grueso pero ligero (normalmente fabricado en espuma con una estructura de celdas abiertas y cerradas). El núcleo debe tener un grosor mínimo para soportar la presión transmitida por el laminado de fibra de carbono reforzada, durante el 20 ciclo de curado, en el que se aplican temperatura y presión altas, de otra manera el núcleo se rompería bajo esa presión.
Los bordes de salida de las estructuras de las aeronaves se forman uniendo el revestimiento superior y el revestimiento inferior de la mencionada estructura de la aeronave. Para obtener el perfil aerodinámico deseado, en 25 la zona del borde de salida, el grosor de los revestimientos superior e inferior es decreciente.
Cuando el revestimiento superior y el revestimiento inferior de dicha estructura de la aeronave están fabricados con materiales compuestos tipo sándwich, debido al espesor mínimo necesario del núcleo de cada revestimiento, se produce un cambio en la pendiente del revestimiento superior y del revestimiento inferior que empeora el perfil 30 aerodinámico del citado borde de salida.
Actualmente, para conseguir un perfil aerodinámico continuo, los revestimientos superior e inferior se unen mediante una lámina metálica tipo clip, con forma de “U” y se rellena con una pasta el espacio restante, hasta obtener el perfil aerodinámico continuo. Esta pasta, cuando se usa en cantidades grandes, se agrieta y se cae de los estabilizadores 35 de la aeronave, y con su caída arrastra la pintura de la aeronave. Esta caída aumenta la resistencia parásita, siendo además un inconveniente estético, que es la causa de muchas quejas de las compañías aéreas.
El documento WO 2010/070185 A2 divulga una estructura para el borde de salida según el estado del arte, en la cual el revestimiento superior y el revestimiento inferior se unen mediante un elemento tipo clip con unos rebajes, en 40 los cuales se acoplan las superficies internas tanto del revestimiento superior como del revestimiento inferior, colocando sobre el elemento tipo clip una pasta hasta obtener el perfil aerodinámico deseado.
Descripción de la invención
45
Con el fin de alcanzar los objetivos de la invención y para resolver los problemas antes mencionados, la invención divulga un borde de salida de la superficie de un estabilizador de una aeronave, en el que el uso de la pasta se reduce a muy poca cantidad.
El borde de salida de la superficie de un estabilizador de una aeronave, de acuerdo con esta invención, comprende 50 un revestimiento superior y un revestimiento inferior, estando dichos revestimiento fabricados de materiales compuestos. El borde de salida comprende una pieza ligera que se conecta a una parte final de los revestimientos superior e inferior.
La pieza ligera se cubre por una lámina metálica y tiene una sección con forma de “V”, teniendo la “V” pico y brazos. 55 El pico de la sección con forma de “V” tiene forma redondeada y está situado opuesto a la parte final de los revestimientos superior e inferior. La pieza ligera conectada a la parte final de los revestimientos superior e inferior proporciona un perfil aerodinámico continuo al borde de salida.
La pieza ligera del borde salida de una superficie aerodinámica de una aeronave comprende un hueco central, en el 60 que se introduce la parte final de los revestimientos superior e inferior, y comprende también huecos internos.
La pieza ligera es rígida y los huecos internos de la pieza ligera reducen el peso de la citada pieza ligera.
El material del que la pieza está fabricada es poliamida 6/10 reforzada con fibra de vidrio, en un porcentaje del 40%. 65
La unión entre la pieza ligera y los revestimientos superior e inferior del borde de salida se asegura por medio de un remache.
La lamina metálica que cubre la pieza ligera, se fija a la pieza ligera con pegamento, y ofrece una superficie exterior continua. La lámina metálica está realizada en aluminio. 5
La pieza ligera del borde de salida, comprende al final de cada brazo de la sección, dos esquinas biseladas que evitan el contacto entre la lámina metálica y el revestimiento superior, y el contacto entre la lámina metálica y el revestimiento inferior.
10
El borde de salida objeto de la invención, se corresponde con el borde de salida de un timón en un estabilizador vertical de una aeronave, o con el borde de salida de un timón de profundidad de un estabilizador horizontal, o con el borde de salida de una ala de una aeronave, o con el borde de salida de un flap de una aeronave, o con el borde de salida de un alerón de una aeronave.
15
Breve descripción de las figuras
La invención se entenderá mejor leyendo la descripción detallada junto con los dibujos, en los que elementos similares son numerados con los mismos números, y donde se ha representado lo siguiente:
20
La figura 1 muestra una vista en planta de un estabilizador horizontal con la zona del timón de profundidad destacada.
La figura 2 muestra una vista de perfil de un timón de profundidad fabricado con material compuesto tipo sándwich.
25
La figura 3 muestra una vista de una estructura del borde de salida de un timón de profundidad según el estado de la técnica actual.
La figura 4 muestra una vista de una sección del borde de salida de la presente invención.
30
La figura 5 muestra una vista de la sección transversal de una pieza ligera recubierta por una lámina metálica de acuerdo con la presente invención.
A continuación se proporciona una lista de las referencias numéricas utilizadas en las figuras:
35
1.- pieza ligera, que señale solo la pieza; no la pieza y la lámina metálica
2.- borde de salida,
3.- estabilizador horizontal (horizontal tail plane,HTP),
4.- pasta,
5.- timón de profundidad, 40
6.- revestimiento superior,
7.- revestimiento inferior,
8.- lamina metálica,
9.- huecos internos,
10.- hueco central, 45
11.- tira de material de sellado,
12.- remache,
13.- parte final,
14.- pegamento,
15.- pieza metálica con forma de “U”, 50
16.- esquina.
Descripción de una realización preferente de la invención
La invención divulga un nuevo diseño del borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, que 55 comprende un revestimiento superior (6), un revestimiento inferior (7) y una pieza ligera (1) nueva para unir los revestimientos superior e inferior (6, 7).
La figura 1 muestra un estabilizador horizontal (del inglés Horizontal Tail Plane, HTP) (3) con la zona del borde de salida (2) del timón de profundidad (5) destacada. 60
La figura 2 muestra una vista de la sección transversal del borde de salida (2) del timón de profundidad (5) del estabilizador horizontal (3), donde el borde de salida (2) está formado por la unión del revestimiento superior (6) y el revestimiento inferior (7).
Debido al espesor mínimo necesario del núcleo para cada uno de los revestimientos (6, 7) que forman el borde de salida (2) de un timón de profundidad (5) de una aeronave, se produce un cambio en la pendiente de los revestimientos superior e inferior (6, 7), que empeora el perfil aerodinámico del citado borde de salida (2).
La figura 3 muestra una estructura del borde de salida (2) de un timón de profundidad (5) de las que se emplean en 5 la actualidad. Dicha estructura comprende una pieza metálica con forma de “U” (15) fijada a los revestimientos superior e inferior (6, 7). Sobre la pieza metálica con forma de “U” (15) se coloca una enorme cantidad de pasta (4) para proporcionar continuidad al perfil aerodinámico del borde de salida (2). Dicha pasta (4) cubre la pieza metálica con forma de “U” (15) y se emplea en mayor cantidad en la zona más cercana a los revestimientos superior e inferior (6, 7). Por medio de la pasta (4) que recubre la pieza metálica con forma de “U” (15) se obtiene un perfil 10 aerodinámico que no aumenta la resistencia parásita.
El borde de salida (2) objeto de la invención (como el que se muestra en la figura 4) comprende:
- un revestimiento superior (6) y un revestimiento inferior (7), como muestra la figura 2,
- una pieza ligera (1) conectada a los citados revestimientos superior e inferior (6, 7), y 15
- una lámina metálica (8) que cubre la mencionada pieza ligera (1).
La pieza ligera (1) tiene una sección transversal con forma de “V”, con un pico redondeado y brazos cuyos extremos tienen esquinas (16) biseladas, como las mostradas en la figura 5.
20
El pico de la sección transversal con forma de “V” de la pieza ligera (1) tiene forma redondeada para reducir la posibilidad del desprendimiento de la capa límite en el borde de salida (2) del timón de profundidad (5).
El material del que la pieza ligera (1) está fabricada, es poliamida 6/10 reforzada con fibra de vidrio en un porcentaje de un 40%. Este material ligero (y su mencionado porcentaje de fibra de vidrio) cumple con los requisitos de ligereza 25 y resistencia que un borde de salida (2) requiere.
De acuerdo con la realización preferente de la invención, la sección transversal de la pieza ligera (1) comprende una serie de huecos internos (9).
30
La sección transversal de la pieza ligera (1) también comprende un hueco central (10), usándose el citado hueco central (10) para conectar la pieza ligera (1) con los revestimientos superior e inferior (6, 7). La conexión de la pieza ligera (1) con los revestimientos superior e inferior (6, 7) se realiza introduciendo la parte final (13) de los revestimientos superior e inferior (6, 7) en el hueco central (10) de la pieza ligera (1), asegurando dicha conexión mediante un remache (12). 35
La pieza ligera (1) del borde de salida (2) se encuentra exteriormente cubierta por una lámina metálica (8). Dicha lámina metálica (8) protege y refuerza la pieza ligera (1), tiene una superficie exterior continua que proporciona continuidad a la superficie exterior del borde de salida (2), y, además de estas características, la lámina metálica (8) proporciona protección contra rayos y proporciona una superficie aerodinámica mejor. 40
La lámina metálica (8) que cubre la pieza ligera (1) se fija a la pieza ligera (1) mediante pegamento (14).
La lamina metálica (8) no está contacto con el revestimiento superior (6) ni con el revestimiento inferior (7) para evitar problemas de corrosión en la citada lámina metálica (8). Además, para asegurar que la lámina metálica (8) no 45 está en contacto con el revestimiento superior (6) ni con el revestimiento inferior (8), las esquinas (16) de la pieza ligera (1) y de la lámina metálica (8) tienen un biselado.
El biselado de las mencionadas esquinas (16) genera pequeños huecos entre la pieza ligera (1) y los revestimientos superior e inferior (6, 7), estando esos pequeños huecos rellenos con una tira de material de sellado (11), como 50 muestra la figura 4.
La tira del material de sellado (11) sella la conexión entre la pieza ligera (1) y los revestimientos superior e inferior (6, 7) e impide la entrada de humedad y suciedad en la conexión y evita los problemas de corrosión.
55
Con el borde de salida (2) de la invención, el uso de la pasta (4) se reduce a rellenar una pequeña zona que se genera entre la cabeza del remache (12) y el nivel de la lámina metálica (8). Y como el uso de la pasta (4) se reduce a muy poca cantidad, la pasta (4) no se cae, evitando la aparición de los inconvenientes antes mencionados.
Aunque todo el montaje se ha descrito como diseñado para el timón de profundidad (5) del estabilizador horizontal 60 (3), el mismo diseño se emplea para el borde de salida (2) del timón del estabilizador vertical. Este diseño también se usa para el borde de salida (2) de un ala, para el borde de salida (2) de un flap y para el borde de salida (2) de un alerón.
La invención no debe verse limitada a la realización particular descrita en este documento. Expertos en la materia pueden desarrollar otras realizaciones a la vista de la descripción aquí realizada. En consecuencia, el alcance de la invención se define por las siguientes reivindicaciones.

Claims (14)



  1. REIVINDICACIONES
    1. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, el cual comprende un revestimiento superior (6) y un revestimiento inferior (7), estando los revestimientos superior e inferior (6, 7) realizados en materiales compuestos, caracterizado por que:
    - una pieza ligera (1) se conecta en una parte final (13) de los revestimientos superior e inferior (6, 7), 5
    - donde la pieza ligera (1) está cubierta por una lámina metálica (8), y
    - la pieza ligera (1) tiene una sección transversal con forma de “V” con brazos y pico,
    de manera que el pico de la sección transversal con forma de “V” es redondeado y se sitúa opuesto a la parte final (13) de los revestimientos superior e inferior (6, 7), proporcionando el revestimiento superior (6), el revestimiento inferior (7) y la pieza ligera (1), un perfil aerodinámico continuo al borde de salida (2). 10
  2. 2. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según la reivindicación 1, caracterizado por que la pieza ligera (1) comprende:
    - un hueco central (10) en el que se introduce la parte final (13) de los revestimientos superior e inferior (6, 7),
    - huecos internos (9), 15
    siendo la pieza ligera (1) rígida y reduciendo el peso de la pieza ligera (1) mediante los huecos internos (9).
  3. 3. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones previas, caracterizado por que el material del que está fabricada la pieza ligera (1) es poliamida 6/10 reforzado con fibra de vidrio. 20
  4. 4. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones previas, caracterizado por que el porcentaje de fibra de vidrio del material ligero del que está hecha la pieza ligera (1) es un 40%.
    25
  5. 5. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones previas, caracterizado por que la unión entre la pieza ligera (1) y los revestimientos, superior e inferior (6, 7), del borde de salida (2) se asegura por medio de un remache (12).
  6. 6. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 30 previas, caracterizado por que la lámina metálica (8) que cubre la pieza ligera (1) se fija a la pieza ligera (1) por medio de un pegamento (14).
  7. 7. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según la reivindicación 6, caracterizado por que la lámina metálica (8) que cubre la pieza ligera (1) está hecha de aluminio. 35
  8. 8. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según las reivindicaciones 6 o 7, caracterizado por que la lámina metálica (8) que cubre la pieza ligera (1) ofrece una superficie exterior continua.
  9. 9. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 40 previas, caracterizado por que la pieza ligera (1) del borde de salida (2) comprende, al final de los brazos de la sección con forma de “V”, dos esquinas biseladas (16), evitando el contacto entre la lámina metálica (8) y el revestimiento superior (6), y la lámina metálica (8) y el revestimiento inferior (7).
  10. 10. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 45 previas, caracterizado por que el borde de salida (2) corresponde con el borde de salida (2) de un timón vertical del estabilizador vertical de una aeronave.
  11. 11. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado por que el borde de salida (2) corresponde con el borde de salida (2) de un timón de profundidad 50 horizontal del estabilizador horizontal de una aeronave.
  12. 12. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado por que el borde de salida (2) corresponde con el borde de salida (2) de un ala de una aeronave.
    55
  13. 13. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado por que el borde de salida (2) corresponde con el borde de salida (2) de un flap de una aeronave.
  14. 14. Borde de salida (2) de una superficie aerodinámica de una aeronave, según cualquiera de las reivindicaciones 1 60 a 9, caracterizado por que el borde de salida (2) corresponde con el borde de salida (2) de un alerón de una aeronave.
ES201230300A 2012-02-29 2012-02-29 Borde de salida de una superficie aerodinamica de una aeronave Active ES2421410B1 (es)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES201230300A ES2421410B1 (es) 2012-02-29 2012-02-29 Borde de salida de una superficie aerodinamica de una aeronave
US13/775,471 US9108721B2 (en) 2012-02-29 2013-02-25 Trailing edge of an aircraft aerodynamic surface

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES201230300A ES2421410B1 (es) 2012-02-29 2012-02-29 Borde de salida de una superficie aerodinamica de una aeronave

Publications (3)

Publication Number Publication Date
ES2421410A2 ES2421410A2 (es) 2013-09-02
ES2421410R1 ES2421410R1 (es) 2014-02-13
ES2421410B1 true ES2421410B1 (es) 2014-10-28

Family

ID=48980557

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES201230300A Active ES2421410B1 (es) 2012-02-29 2012-02-29 Borde de salida de una superficie aerodinamica de una aeronave

Country Status (2)

Country Link
US (1) US9108721B2 (es)
ES (1) ES2421410B1 (es)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9452819B2 (en) * 2014-03-24 2016-09-27 The Boeing Company Flight control surface seal
ES2799935T3 (es) 2016-02-29 2020-12-22 Airbus Operations Sl Perfil aerodinámico de aeronave con un borde de salida unido por puntos y procedimiento de fabricación del mismo
CN107434031A (zh) * 2016-05-25 2017-12-05 空中客车简化股份公司 飞行器翼体的结构部件和包括该结构部件的飞行器
US10532804B2 (en) 2017-02-08 2020-01-14 The Boeing Company Aerodynamic control surface and associated trailing edge close-out method
ES2896930T3 (es) * 2019-01-18 2022-02-28 Airbus Operations Slu Superficie de control de vuelo para una aeronave y método para fabricar dicha superficie de control de vuelo
CN112093029A (zh) * 2019-06-18 2020-12-18 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机翼面后缘
CN114771802A (zh) * 2021-01-22 2022-07-22 波音公司 空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法
EP4155192A1 (en) * 2021-09-28 2023-03-29 Airbus Operations, S.L.U. Profile for a trailing edge of an airfoil and method to repair thereof
EP4180323B1 (en) * 2021-11-11 2024-09-11 Aciturri Engineering, S.L. Joining element for trailing edge

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3779487A (en) * 1971-04-19 1973-12-18 L Ashton Light weight contoured load carrying structure
US4667906A (en) * 1985-04-02 1987-05-26 Grumman Aerospace Corporation Replaceable tip for aircraft leading edge
FR2741590B1 (fr) * 1995-11-29 1998-01-30 Eurocopter France Pale a blindage de protection renforcee contre la foudre, pour rotor de giravion
US6779757B2 (en) * 2002-06-28 2004-08-24 Lockheed Martin Corporation Preforms for acute structural edges
DK1603798T3 (da) * 2003-03-03 2011-02-14 Flexsys Inc Tilpasningsdygtigt og fleksibelt vinge- og rotorsystem
US7871041B2 (en) * 2007-10-17 2011-01-18 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for leading edge structures and direct manufacturing thereof
JP2009107515A (ja) * 2007-10-31 2009-05-21 Shin Meiwa Ind Co Ltd 航空機の複合材製構造体の製造方法及びその構造体
US8123167B2 (en) * 2008-12-15 2012-02-28 Embraer S.A. Impact resistant aircraft leading edge structures and aircraft including the same
ES2367935B1 (es) * 2008-12-18 2012-09-18 Airbus Operations, S.L. Borde de salida de superficie estabilizadora de aeronave.

Also Published As

Publication number Publication date
US9108721B2 (en) 2015-08-18
ES2421410A2 (es) 2013-09-02
US20140339370A1 (en) 2014-11-20
ES2421410R1 (es) 2014-02-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2421410B1 (es) Borde de salida de una superficie aerodinamica de una aeronave
JP7086574B2 (ja) ハニカム状構造を備えた部品を含む構成要素
CN107571985B (zh) 一种桁架式超轻整体机翼结构
EP2848519B1 (en) Upper joints between outboard wing boxes and wing center sections of aircraft wing assemblies
US8123167B2 (en) Impact resistant aircraft leading edge structures and aircraft including the same
US20100278654A1 (en) Wind turbine blade with prefabricated leading edge segments
US10815002B2 (en) Structural component of aircraft wing body and aircraft including the structural component
ES2405155B1 (es) Zonas de terminación de larguerillos optimizadas en componentes de aeronaves
US20110103962A1 (en) Wind turbine blade
CA2938798C (en) Method for manufacturing a rotor blade of a wind power plant, rotor blade and wind power plant
ES2396843B1 (es) Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza intermedia.
EP2700574B1 (en) Passive load alleviation for a fiber reinforced wing box of an aircraft with a stiffened shell structure
EP2735503A2 (en) Modular structural assembly
ES2799935T3 (es) Perfil aerodinámico de aeronave con un borde de salida unido por puntos y procedimiento de fabricación del mismo
US9381992B2 (en) Leading edge for an aircraft lifting surface
EP3204292B1 (en) Process for assembling aircraft control surfaces
EP3446963B1 (en) Co-cured spar and stringer center wing box
CN104249811A (zh) 一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼
ES2896930T3 (es) Superficie de control de vuelo para una aeronave y método para fabricar dicha superficie de control de vuelo
CA2882159A1 (en) Composite structural element and torsion box
WO2013134331A3 (en) Reversible camber soft wing sail
US10358204B2 (en) Joint assembly and method connecting an aircraft belly fairing to the fuselage provided with a particularly positioned stringer
WO2012056076A1 (es) Paneles de relleno para los revestimientos de los tanques de combustible de las aeronaves
US10227132B2 (en) Rotorcraft rotor blade assembly
US10822954B2 (en) Rotorcraft rotor blade assembly

Legal Events

Date Code Title Description
FG2A Definitive protection

Ref document number: 2421410

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: B1

Effective date: 20141028