ES2555174T3 - Empenaje de aeronave - Google Patents
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Abstract
Forma en planta del empenaje de una aeronave que comprende bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) curvilíneos y un timón (14), con una configuración del empenaje de la aeronave en la cual el eje de charnela (13) del timón es rectilíneo, el empenaje comprendiendo largueros anterior (11) y posterior (12) curvilíneos en una vista en planta del empenaje, de modo que la posición de la charnela (13) según evoluciona la posición en el empenaje de la aeronave a lo largo de la dirección perpendicular a la corriente incidente (60) sobre la aeronave, tiene un porcentaje no constante con respecto de la cuerda (50) en cada sección (51), cada sección (51) estando definida con respecto a la corriente incidente (60) en la aeronave, la posición de los largueros anterior (11) y posterior (12) teniendo un porcentaje constante con respecto a la cuerda (50) en cada sección (51).
Description
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DESCRIPCION
Empenaje de aeronave Campo de la invencion
La presente invencion se refiere a la forma en planta, a la forma del timon y a la estructura interna de empenajes de aeronave, en concreto para grandes aeronaves de uso civil.
Antecedentes de la invencion
El empenaje de una aeronave tlpicamente se compone de un empenaje horizontal y otro vertical. El empenaje horizontal es el encargado de la estabilidad y el control en profundidad de la aeronave, mientras que el empenaje vertical se encarga de la estabilidad y el control lateral de la misma. La forma en planta de un empenaje es el contorno de la proyeccion sobre su plano, dependiendo as! las propiedades aerodinamicas en gran medida de esta forma en planta. El timon del empenaje es la parte movil del mismo que permite el control de la aeronave.
La envergadura del empenaje es la dimension del empenaje en direccion perpendicular a la corriente incidente, considerandose una seccion de empenaje como una rebanada de empenaje en la direccion de la corriente de aire incidente. Asl, la cuerda en una seccion concreta es la dimension del empenaje en esa seccion, siendo la cuerda en la ralz y la cuerda en la punta las cuerdas en el encastre y en la punta del empenaje, respectivamente. La distribucion de cuerdas es la funcion matematica que expresa la cuerda en funcion de la posicion a lo largo de la envergadura. Normalmente, esta es una funcion decreciente, siendo constante para el caso de los empenajes rectangulares.
La sustentacion aerodinamica es la fuerza aerodinamica soportada por el empenaje, en la direccion perpendicular a la corriente de aire incidente. La resistencia aerodinamica es la fuerza aerodinamica soportada por el empenaje en la direccion de la corriente incidente.
Algunos de los factores importantes a tener en cuenta en las primeras fases del estudio de un avion son: el area encerrada por la forma en planta o superficie total, la distancia del empenaje al centro de gravedad del avion y la superficie del timon con respecto a la superficie total. Fijados estos parametros, el diseno consiste en optimizar el empenaje minimizando su peso, su resistencia aerodinamica, sus costes de fabricacion y mejorando la eficiencia del timon.
Existen distintas formas en planta posibles para los empenajes de una aeronave. Las formas en planta mas sencillas son en forma rectangular o en forma trapezoidal. Historicamente se fabricaron alas (no empenajes) con formas en planta ellpticas, ya que la teorla aerodinamica de alas predice que esta forma en planta minimiza la resistencia aerodinamica. En la actualidad se sabe que una forma en planta ellptica es mas cara de fabricar y mas pesada que una forma en planta trapezoidal y que el detrimento en resistencia aerodinamica es pequeno.
Las formas en planta rectangular y trapezoidal de los empenajes son las mas empleadas debido a que presentan una gran rigidez y simplicidad estructural, al tiempo que son formas en planta faciles de analizar por ordenador y baratas de fabricar. Sin embargo, para aplicaciones que requieran altas prestaciones no ofrecen un optimo multidisciplinar si se tiene en cuenta tanto el peso como la resistencia aerodinamica y los costes de fabricacion.
Clasicamente, la estructura interna del empenaje de una aeronave comprende dos largueros principales, un larguero anterior y un larguero posterior, distribuidos a lo largo de la envergadura, cerrando la estructura o cajon del empenaje de la aeronave. La posicion de los largueros anterior y posterior en cada seccion es un porcentaje constante de la cuerda en cada seccion. Asl, un porcentaje tlpico de la posicion del larguero anterior serla el 20% de la cuerda en cada
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seccion, mientras que un porcentaje tlpico de la posicion del larguero posterior serla el 55% de la cuerda en cada seccion. Existen empenajes con tres o mas largueros, pero siempre cumplen que su posicion es un porcentaje constante de la cuerda en cada seccion.
De modo similar, el eje de charnela del timon (timon de profundidad o timon de direccion) tiene un porcentaje constante a lo largo de la envergadura, tlpicamente del 70% de la cuerda en cada seccion. Debido a su funcion de eje alrededor del cual gira el timon, el eje de charnela ha de ser rectillneo, si bien no es necesario, siendo este objeto de la presente patente, que tenga un porcentaje constante de la cuerda en cada seccion.
La optimizacion multidisciplinar de un empenaje de aeronave (a partir de ahora optimizacion multidisciplinar) consiste en modificar su forma en planta, el tamano del timon, la posicion de su eje de charnela y la posicion de sus largueros de modo que se optimice simultaneamente su peso, su resistencia aerodinamica, la eficiencia de su timon y sus costes de fabricacion.
Es conocido, por ejemplo, el bombardero Avro Lancaster que tiene un eje de charnela rectillneo en la deriva del avion, que tiene bordes de ataque y salida curvillneos. Esta aeronave tambien divulga bordes de ataque y salida rectillneos y un eje de charnela rectillneo localizado en un porcentaje no constante con respecto a la cuerda en cada seccion. Tambien se conoce del documento GB 119,974 una deriva de empenaje de aeronave que comprende un larguero delantero vertical y un larguero trasero vertical, ambos fijados al fuselaje, que disminuyen la accion efectiva de la deriva a altas velocidades, permitiendo emplear una deriva de comparativamente menor area. El documento US 2,384,409 divulga una estructura de ala para una aeronave que comprende largueros longitudinales asociados con costillas que se extienden transversalmente configuradas para proporcionar la mayor resistencia posible compatible con la mayor ligereza en peso.
Otro documento es el US1818520 que divulga una construccion de ala con la disposicion de un larguero que soporta internamente el ala que es curvado a lo largo de su envergadura.
Es objeto de la presente patente proponer, basandose en una optimizacion multidisciplinar y para un empenaje de aeronave, formas en planta, formas de timon, posicion del eje de charnela y posicion de los largueros innovadoras.
Sumario de la invencion
El objetivo de esta invencion es optimizar multidisciplinarmente un empenaje de aeronave. La presente invencion consigue este objetivo mediante una forma en planta innovadora con bordes de ataque y de salida curvillneos que disminuyen la distribucion de momentos flectores y por lo tanto el peso. Adicionalmente, la invencion desarrolla una posicion del eje de charnela del timon de porcentaje con respecto a la cuerda en las secciones no constante. Finalmente, la invencion desarrolla ademas una estructura interna basada en largueros curvillneos o largueros rectillneos con posicion porcentual con respecto a la cuerda en las secciones no constante.
Otras caracterlsticas y ventajas de la presente invencion se desprenderan de la descripcion detallada que sigue de una realizacion ilustrativa de su objeto en relacion con las figuras que se acompanan.
Descripcion de las figuras
La Figura 1 muestra en esquema una forma en planta de empenaje convencional para aeronave.
La Figura 2 muestra en esquema una forma en planta de empenaje convencional para aeronave en forma rectangular con el borde de ataque y el borde de salida paralelos.
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La Figura 3 muestra en esquema una forma en planta de empenaje convencional para aeronave en forma trapezoidal, con el borde de ataque y el borde de salida secantes.
La Figura 4 muestra en esquema una forma en planta de ala historica para aeronave en forma ellptica.
La Figura 5 muestra la distribucion de la sustentacion a lo largo de la envergadura del empenaje convencional de una aeronave con forma en planta rectangular y trapezoidal.
La Figura 6 muestra la distribucion del momento a flexion a lo largo de la envergadura del empenaje convencional de una aeronave con forma en planta rectangular y trapezoidal.
La Figura 7 muestra la posicion de los largueros en el empenaje convencional de aeronave en forma en planta trapezoidal.
Las Figuras 8 y 9 muestran en esquema formas en planta de empenaje para aeronave con bordes de ataque y de salida curvillneos, segun la presente invencion.
La Figura 10 muestra la forma en planta, posicion del eje de charnela del timon y posicion de los largueros en el empenaje para aeronave segun una primera realizacion de la presente invencion.
La Figura 11 muestra la forma en planta, posicion del eje de charnela del timon y posicion de los largueros en el empenaje para aeronave segun una realizacion no cubierta por la presente invencion.
Descripcion detallada de la invencion
Segun se observa en la Figura 1, la forma en planta del empenaje de una aeronave comprende un borde de ataque 21 y un borde de salida 22, definiendose como cuerda la distancia entre el borde de ataque 21 y el borde de salida 22. Asl, existe una cuerda 10 en la ralz del empenaje, una cuerda 10 en la punta del empenaje, y una cuerda 50 en una seccion situada a una distancia 51 cualquiera de la cuerda 10 de la ralz, siempre con respecto a la direccion de la corriente de aire incidente, 60. La envergadura 61 del empenaje es la dimension del empenaje en direccion perpendicular a la corriente incidente 60.
Convencionalmente, segun se observa en las Figuras 2 y 3, las formas en planta del empenaje de aeronaves, en particular en grandes aeronaves de uso civil, tienen formas en planta rectangulares 1 o formas en planta trapezoidales 2, con el borde de ataque 21 y el borde de salida 22 rectillneos. Estas formas en planta simplifican la estimacion de las propiedades aerodinamicas. Tambien existen en la tecnica conocida formas en planta ellpticas 70, segun se observa en la Figura 4, aplicadas exclusivamente a alas, no a empenajes, cuyo objetivo era minimizar su resistencia aerodinamica, y no optimizar de manera multidisciplinar.
Se puede observar en la Figura 5 la distribucion 4 de la sustentacion a lo largo de la envergadura 61 del empenaje, cuando la forma en planta es rectangular 1 siendo los bordes de ataque 21 y de salida 22 paralelos.
La integral de la curva 4 anterior igual al area 3 encerrada bajo la curva de sustentacion 4, nos otorga la sustentacion total del empenaje. Los empenajes se dimensionan y disenan en funcion de la sustentacion total que otorgan, constituyendo esta una limitacion de diseno. Sin embargo, siempre y cuando se mantenga esta area 3 constante siendo por lo tanto la sustentacion total constante, se puede dotar de una forma distinta a la curva de sustentacion 4 anterior.
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Por otro lado, la teorla aerodinamica predice que la sustentacion de una seccion varla, entre otros, segun los siguientes parametros:
- crece con la cuerda 50 de la seccion 51;
- decrece con la posicion de la seccion 51 a lo largo de la envergadura 61, llegando a cero en la punta 40;
Segun la teorla de vigas unidimensionales de la resistencia de materiales, la distribucion de los momentos a flexion a lo largo de la envergadura 61 del empenaje, se obtiene integrando la distribucion de sustentacion 4 multiplicada por el brazo de esa sustentacion hasta la seccion 51 en la cual se esta calculando el momento a flexion.
Segun lo anterior, la distribucion del momento a flexion 6 resultante en una estructura en planta rectangular 1 del empenaje de una aeronave es la que se muestra en la Figura 6.
Por otro lado, el peso estructural del empenaje de una aeronave depende entre otros factores del momento a flexion al que esta sometida cada seccion 51. Una forma en planta con cuerdas mas grandes en la ralz 10 y mas pequenas en la punta 40, manteniendo la sustentacion total constante, al tener una distribucion de sustentacion mas cercana a la ralz, conlleva una distribucion de momentos a flexion inferior, disminuyendo por consiguiente el peso del empenaje.
Una forma comunmente empleada para conseguir lo anterior consiste en implementar una forma en planta de empenaje de aeronave trapezoidal 2. Dado que la sustentacion de una seccion 51 es proporcional a la cuerda 50 de la seccion, un empenaje trapezoidal 2 tiene una distribucion de sustentacion 7 con sustentaciones superiores cerca de la ralz 10 e inferiores cerca de la punta 40, tal como la que se observa en la Figura 5.
De igual forma que para el caso de empenaje rectangular 1, la distribucion de momentos a flexion 9 para un empenaje trapezoidal 2 se puede observar en la Figura 6.
Aunque la tendencia en primera aproximacion es la presentada, hay otros factores que influyen en menor medida en el peso, la resistencia aerodinamica y la eficiencia del timon. Algunos de estos factores son los siguientes:
- la capa llmite viscosa del fuselaje;
- influencia del ala y el fuselaje;
- limitaciones tecnologicas de fabricacion;
- deformaciones por pandeo;
- resistencias aerodinamicas inducidas, parasitas y de interferencia;
Todos estos factores pueden tenerse en cuenta mediante calculos por ordenador y la potencia de calculo de los ordenadores actuales permiten hacerlo incluso con formas en planta no convencionales.
Aparte de optimizar la forma en planta del empenaje, es posible innovar en la configuracion de la estructura interna del empenaje, concretamente en la posicion de los largueros anterior 11 y posterior 12, modificando su posicion porcentual con respecto a la cuerda en cada seccion optimizando el empenaje multidisciplinarmente.
El cajon de un empenaje es la estructura interna que soporta principalmente los esfuerzos aerodinamicos. Comprende dos o mas largueros 11, 12 cubiertos por un revestimiento superior e inferior formando un cajon cerrado. Cuanto mas grande es el cajon, mas eficientemente soporta los esfuerzos y por lo tanto menos pesa, hasta cierto llmite impuesto por el pandeo, por limites de fabricabilidad y otros requerimientos de aeronavegabilidad. La complejidad del analisis de un cajon solo puede realizarse con la precision que exige la aviacion actual mediante calculos computacionales. El
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incremento de potencia computacional en la ultima decada permite calcular por ordenador el comportamiento de un cajon con largueros curvillneos, pudiendo optimizar multidisciplinarmente la curvatura optima de estos.
Finalmente, la eficiencia del timon 14 de un empenaje depende, entre otros factores, del porcentaje donde se encuentra ubicado el eje de charnela 13. A mayor tamano del timon 14 (menor porcentaje), mayor eficiencia. Debido a efectos aerodinamicos tridimensionales, sucede que cerca de la punta 40 del empenaje el timon 14 se encuentra al llmite de su capacidad de control, mientras que en la ralz 10 del empenaje el timon 14 tiene margen para generar mas capacidad de control. Por otro lado, ya que a efectos del diseno de un empenaje lo que interesa es la sustentacion total incremental que genera el timon al reflectarse, al igual que sucede con el empenaje completo, cuanto mas cerca de la ralz 10 esta la distribucion de sustentacion producida por el timon 14, menor sera el momento a flexion debido a la sustentacion y por lo tanto menor sera el peso del empenaje. Adicionalmente, el volumen entre el larguero posterior 12 y el eje de charnela 13 se encuentra vaclo, salvo por los actuadores (tlpicamente dos) que impulsan la deflexion del timon 14. Es una restriccion de diseno el tamano de los actuadores y la necesidad de que haya suficiente hueco entre el larguero posterior 12 y el eje de charnela 13. Esta restriccion se da en una o varias secciones puntuales, y no en toda la longitud del empenaje, de modo que puede ampliarse el tamano del timon 14 acercandolo al larguero posterior 12 en las zonas donde no se encuentran los actuadores. Teniendo en cuenta estos tres factores, un eje de charnela 13 rectillneo en el que el porcentaje con respecto a la cuerda 50 en cada seccion 51 sea no constante, es una variable adicional que puede emplearse para optimizar el empenaje multidisciplinarmente.
Una vez dispuesto todo lo anterior y teniendo en cuenta los avances realizados en el campo de Dinamica de Fluidos por Ordenador, Computer Fluid Dynamics (CFD), y en el propio campo de los ordenadores, la presente invencion propone:
- para formas en planta de empenajes de aeronaves: nuevos bordes de ataque 21 y bordes de salida 22 curvillneos como se esquematiza en las Figuras 8 y 9;
- para la forma y configuracion del timon de empenajes de aeronaves: nuevo eje de charnela del timon 13 rectillneo con posicion porcentual con respecto a la cuerda en cada seccion no constante;
- para estructura interna de empenajes de aeronaves: nuevos largueros anterior 11 y posterior 12 rectillneos con posicion porcentual con respecto a la cuerda en cada seccion no constante;
- para estructura interna de empenajes de aeronaves: nuevos largueros anterior 11 y posterior 12 curvillneos con posicion porcentual con respecto a la cuerda en cada seccion constante;
- para estructura interna de empenajes de aeronaves: nuevos largueros anterior 11 y posterior 12 curvillneos con posicion porcentual con respecto a la cuerda en cada seccion no constante.
Segun un ejemplo de realizacion cubierto por la presente invencion, se propone una forma en planta del empenaje de una aeronave con bordes de ataque 21 y salida 22 curvillneos de forma convexa, una estructura interna del empenaje de una aeronave con largueros anterior 11 y posterior 12 curvillneos con porcentaje constante con respecto a la cuerda en cada seccion, o que tracen una curva de porcentaje no constante que sea optima (no cubierto por la presente invencion), y una configuracion del empenaje de una aeronave con eje de charnela 13 con porcentaje con respecto de la cuerda en cada seccion no constante, como se refleja en la Figura 10. La posicion de todos estos elementos se podra fijar al optimizar el empenaje multidisciplinarmente, mediante calculos avanzados por ordenador.
Se propone una forma en planta del empenaje de una aeronave que no forma parte de la presente invencion con bordes de ataque 21 y de salida 22 rectillneos, una estructura interna del empenaje de una aeronave con largueros anterior 11 y posterior 12 rectillneos con porcentaje con respecto a la cuerda en cada seccion constantes o no constantes o con largueros anterior 11 y posterior 12 curvillneos con porcentaje con respecto a la cuerda en cada 5 seccion constantes o no constantes, proponiendose adicionalmente, segun se muestra en la Figure 11 una configuracion de empenaje de una aeronave con un eje de charnela 13 con porcentaje con respecto de la cuerda en cada seccion no constante. La posicion de todos los elementos se optimizara multidisciplinarmente, mediante calculos avanzados por ordenador.
Claims (3)
- REIVINDICACIONES10151. Forma en planta del empenaje de una aeronave que comprende bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) curvillneos y un timon (14), con una configuracion del empenaje de la aeronave en la cual el eje de charnela (13) del timon es rectillneo, el empenaje comprendiendo largueros anterior (11) y posterior (12) curvillneos en una vista en planta del empenaje, de modo que la posicion de la charnela (13) segun evoluciona la posicion en el empenaje de la aeronave a lo largo de la direccion perpendicular a la corriente incidente (60) sobre la aeronave, tiene un porcentaje no constante con respecto de la cuerda (50) en cada seccion (51), cada seccion (51) estando definida con respecto a la corriente incidente (60) en la aeronave, la posicion de los largueros anterior (11) y posterior (12) teniendo un porcentaje constante con respecto a la cuerda (50) en cada seccion (51).
- 2. Forma en planta del empenaje de una aeronave segun la reivindicacion 1 caracterizada por que los bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) son curvillneos de forma convexa.
- 3. Forma en planta del empenaje de una aeronave segun la reivindicacion 1 caracterizada porque los bordes de ataque (21) y bordes de salida (22) son curvillneos de forma concava.
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2008
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