ES2644063T3 - Dispositivo y método para incrementar la elevación aerodinámica de un avión - Google Patents
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Abstract
Un dispositivo elevador para un avión (2), que comprende - una sección de fuselaje de avión con un lado exterior (3), - un cuerpo elevador aerodinámico (6, 8) fijado al lado exterior de la sección de fuselaje de avión y que se extienden desde la sección de fuselaje de avión hacia fuera, - un medio de accionamiento (20) y - una pareja de cuerpos complementarios (12) retenidos móviles dispuestos curso arriba del borde delantero (14) del cuerpo elevador aerodinámico (6, 8), en el que los cuerpos complementarios (12) están conectados a los medios de accionamiento (20) para ser movidos hasta una posición neutra, en la que los cuerpos complementarios termina nivelados con el lado exterior (3) de la sección de fuselaje de avión y se mueven hasta al menos una posición de activación, en la que los cuerpos complementarios se extienden desde el lado exterior (3) de la sección de fuselaje de avión hacia fuera, en el que los cuerpos complementarios (12) comprenden una superficie aerodinámicamente efectiva y están equipados en una posición de activación con flujo de aire para generar vórtices (18) que inciden sobre el cuerpo elevador aerodinámico (6, 8), que conducen de esta manera a un incremento de elevación sobre el cuerpo elevador aerodinámico (6, 8), en el que el cuerpo elevador aerodinámico (6, 8) es un estabilizador horizontal (8) que está retenido móvil por medio de un actuador de estabilizador horizontal compensable (22) sobre la sección de fuselaje de avión, y caracterizado por que los medios de accionamiento (20) están conectados al actuador de estabilizador horizontal compensable (22) de tal manera que cuando el estabilizador horizontal (8) se mueve desde una posición neutral hasta una posición de ajuste deseada, tiene lugar el movimiento de los cuerpos complementarios (12) desde la posición neutral hasta una posición de activación.
Description
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DESCRIPCION
Dispositivo y metodo para incrementar la elevacion aerodinamica de un avion Campo tecnico
La invencion se refiere a un dispositivo elevador para incrementar la elevacion aerodinamica de un avion. La invencion se refiere, ademas, a un avion que esta equipado con al menos un dispositivo elevador.
Antecedentes de la invencion
En el estado de la tecnica se utilizan una pluralidad de dispositivos en el avion, cuyos dispositivos se utilizan para incrementar la elevacion aerodinamica o para influir localmente en el flujo tras un avion. Por ejemplo, se conocen cuerpos complementarios que se extienden desde un fuselaje del avion en el flujo tras el avion, cuyos cuerpos complementarios se refieren en el estado de la tecnica como "hilada", "generador de vortice", "cercado", "LEX" y similares. Tales cuerpos complementarios se utilizan a menudo en aviones de combate, donde actuan para generar vortices para influir sobre el flujo de aire alrededor de las alas o alrededor de otras partes del avion de combate con el fin de expandir la envolvente de vuelo en la busqueda para conseguir una maniobrabilidad mejorada. Ejemplos de esto se pueden encontrar en el avion del tipo F16, Fl8 y Aermacchi M436.
El documento US 4 381 091 A, que se considera la tecnica anterior mas proxima, describe un avion con un plano de cola horizontal y aletas fijas estan dispuestas a ambos lados del fuselaje, curso arriba del plano de cola horizontal, para formar una extension de la rafz del borde delantero sustancialmente continua, cuando el plano de cola esta en una posicion de control dada.
Sumario de la invencion
Los dispositivos y metodos conocidos para incrementar la elevacion del avion comprenden los inconvenientes que se indican como ejemplos a continuacion.
Se conocen dispositivos que se proyectan siempre en el flujo de aire tras el avion y de acuerdo con ello dan como resultado permanentemente una resistencia aerodinamica adicional durante el vuelo de crucero. Ademas, los dispositivos conocidos no estan equipados para funcionamiento en entornos propensos a congelacion y, por consiguiente no estan en una posicion para desviar la separacion de flujo de una superficie de elevacion en un entorno propenso a congelacion hacia angulos de ataque mas altos, o en relacion a una superficie o perfil dados para proporcionar un incremento maximo de la elevacion.
Por lo tanto, el objeto de la invencion es reducir estos inconvenientes o eliminarlos totalmente. En particular, se puede considerar el objeto de la invencion proponer un dispositivo y un metodo para incrementar la elevacion, cuyos dispositivo y metodo son al mismo tiempo adecuados para uso en entornos propensos a congelacion, y cuyos dispositivo y metodo provocan poca o ninguna resistencia aerodinamica durante un estado de crucero.
El objeto se cumple por un dispositivo de elevacion para un avion de acuerdo con las caractensticas de la reivindicacion independiente 1. Mejores ventajosas se indican en las reivindicaciones dependientes.
Un dispositivo elevador de acuerdo con la invencion para un avion comprende una seccion de fuselaje del avion, un cuerpo elevador aerodinamico, un medio de accionamiento y una pareja de cuerpos complementarios retenidos moviles. La seccion de fuselaje del avion comprende un lado exterior y un lado interior. El cuerpo elevador aerodinamico esta fijado a la seccion de fuselaje del avion y se extiende desde la seccion de fuselaje del avion hacia fuera. Los cuerpos complementarios estan dispuestos curso arriba de un borde delantero del cuerpo elevador aerodinamico, estan conectados a los medios de accionamiento y, ademas, estan equipados para ser movidos hasta una posicion neutral, en la que los cuerpos complementarios terminan alineados con el lado exterior del fuselaje del avion y hasta al menos una posicion de activacion, en la que los cuerpos complementarios se extienden desde el lado exterior de la seccion del fuselaje del avion hacia fuera. Los cuerpos complementarios comprenden una superficie aerodinamicamente efectiva con flujo de aire para generar vortices que inciden sobre el cuerpo elevador, conduciendo de esta manera a un incremento de elevacion en el cuerpo elevador.
Si el cuerpo elevador se utiliza en un entorno helado, como resultado de la formacion de hielo sobre la forma del perfil, se puede impedir significativamente el flujo de aire alrededor del cuerpo elevador y, por consiguiente, la elevacion, cuando se compara con cuerpos elevadores secos. Utilizando los cuerpos elevadores curso arriba, durante su activacion, la energfa generada por el flujo de entrada del perfil se puede incrementar significativamente, que compensa parcial o totalmente la perdida de elevacion del cuerpo elevador sometido a la formacion de hielo.
Una seccion del fuselaje del avion representa parte de un fuselaje del avion, sobre la que esta dispuesto un cuerpo
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elevador aerodinamico, por ejemplo en forma de una unidad de cola o un conjunto de ala. En este contexto, no importa en que posicion este situada esta seccion de fuselaje del avion y, por consiguiente, debena situarse o bien en una region de proa o en una region de popa del avion o en su proximidad. Ademas, como ejemplos, debenan mencionarse estabilizadores horizontales de avion comercial que podnan disponerse en una region proxima al fuselaje de un avion o en forma de una cola en T por encima de un estabilizador horizontal. Al mismo tiempo, esto podna referirse a unidades de cola en una region de proa, por ejemplo en el caso de un avion con una configuracion de pato.
Los cuerpos complementarios estan dispuestos delante de la unidad de cola en la direccion de vuelo, que corresponde al termino mencionado anteriormente de "curso arriba". Esto da como resultado que los cuerpos complementarios, dependiendo de su alineacion individual, estan sometidos a una fuerza causada aerodinamicamente, mientras que al mismo tiempo el flujo de aire que incide sobre los cuerpos complementarios esta influenciado por dichos cuerpos complementarios y en la estela curso abajo de los cuerpos complementarios, en cuya estela esta situado tambien el cuerpo elevador aerodinamico, causa un efecto aerodinamico debido a la forma de los cuerpos complementarios. De acuerdo con el concepto de la invencion, los cuerpos complementarios estan disenados de tal forma que este efecto se realiza en forma de generacion de vortice que influye en el cuerpo elevador situado en la estela de tal manera que se incrementa la elevacion de dicho cuerpo elevador. Con este efecto, los cuerpos complementarios comprenden una superficie aerodinamicamente efectiva, que esta configurada, posicionada y angulada de tal manera que, cuando se somete al flujo de aire, resulta el efecto deseado.
Con preferencia, los cuerpos complementarios estan disenados de tal manera que este efecto resulta casi exclusivamente un rango particular, limitado del angulo de ataque del avion, por ejemplo para mejorar la capacidad de control de un estabilizador horizontal durante una aproximacion de aterrizaje a velocidad reducida con un angulo longitudinal de inclinacion y/o angulo de inclinacion de la trayectoria que difiere(n) del angulo durante el crucero.
Con el uso de los medios de accionamiento, los cuerpos complementarios son moviles para moverse hasta una posicion neutral, en la que los cuerpos complementarios terminal nivelados con el lado exterior de la seccion de fuselaje del avion y no aparecen en terminos de mecanica de fluidos, en otras palabras no ejercen ninguna fuerza ni efecto de desplazamiento, y hasta al menos una posicion de activacion, en la que los cuerpos complementarios se extienden desde el lado exterior de la seccion de fuselaje del avion hacia fuera. Esto esta asociado con una ventaja especial de que los cuerpos complementarios se pueden desplazar exclusivamente en aquellas fases del vuelo en las que se utilizan realmente. En todas las otras fases del vuelo, los cuerpos complementarios se pueden desactivar a traves de medios de accionamiento y se pueden retraer, por ejemplo, hasta el interior de la seccion de fuselaje del avion, para que resulte una superficie exterior no perturbada y aerodinamicamente lisa de la seccion de fuselaje del avion que corresponde a una seccion de fuselaje del avion que no tiene tales cuerpos complementarios.
En una forma de realizacion ventajosa, el cuerpo elevador aerodinamico esta disenado como una unidad de cola, cuyo efecto se mejora como resultado del uso de los cuerpos complementarios. Por otra parte, el cuerpo elevador aerodinamico puede estar disenado como un conjunto de ala, de manera que como resultado de la activacion de los cuerpos complementarios, se incrementa la elevacion del conjunto de ala. Se entiende que ambas variantes podnan disponerse tambien de forma concurrente en un avion para poder incrementar la elevacion de un conjunto de ala y la elevacion de una unidad de cola.
Para mejorar el efecto, de acuerdo con la invencion, de la formacion de vortice y la influencia sobre la elevacion de un cuerpo elevador aerodinamico, puede ser ventajoso si los cuerpos complementarios forman un intersticio con el cuerpo elevador. Como resultado de la estela ampliada que resulta de esto, se podna incrementar la influencia de los vortices generados por los cuerpos complementarios; en cambio, como un resultado de esto, la superficie del cuerpo elevador podna estar dimensionada mas reducida.
En una mejora ventajosa, los cuerpos complementarios estan dispuestos sobre el borde delantero del cuerpo elevador aerodinamico. Como resultado de esto, el cuerpo elevador con los cuerpos complementarios fijados es muy facil de producir y podna fabricarse, por ejemplo, como un componente integral, en el que en una posicion de activacion, la forma basica de la unidad de cola corresponde a la forma de una unidad de cola original con cuerpos complementarios fijados.
De acuerdo con una forma de realizacion igualmente ventajosa de la invencion, los cuerpos complementarios podnan estar retenidos, por ejemplo, en un borde delantero del cuerpo elevador aerodinamico y al mismo tiempo podnan disenarse para ser giratorios o pivotables alrededor del borde delantero de la unidad de cola. De esta manera, el diseno y la configuracion de los cuerpos complementarios podnan simplificarse un poco debido a que los cuerpos complementarios no dependen de una posicion del cuerpo elevador, sino que en su lugar, por ejemplo, puede optimizarse un angulo de ataque de los cuerpos complementarios separadamente con angulo predeterminado de ataques del cuerpo elevador.
En una mejora ventajosa, el cuerpo elevador esta retenido al menos en algunas secciones para ser pivotable alrededor de un eje que se extiende al menos en parte radialmente a la seccion de fuselaje de avion. Esto se realiza,
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por ejemplo, por un estabilizador horizontal trasero que se podna girar para la finalidad de iniciar una aproximacion de descenso o aterrizaje de un avion con el fin de liberar elevadores dispuestos sobre el estabilizador horizontal.
De acuerdo con una forma de realizacion ventajosa de la invencion, cada cuerpo complementary puede comprender una forma seleccionada de un grupo de formas geometricas, donde este grupo puede comprender las siguientes formas basicas:
- forma triangular,
- forma ojival
- vista en planta delta con un borde delantero polinomial,
- vista en planta delta con un borde delantero en forma de un arco circular parcial,
- arco circular parcial, y
- cualquier combinacion de estas formas geometricas.
El tamano de los cuerpos complementarios Ra esta con preferencia en el rango siguiente (con relacion a la superficie aerodinamicamente efectiva del cuerpo elevador). 0 < Ra < 20% S. El angulo de barrido del borde delantero del cuerpo complementario es con preferencia mayor que 60°, es decir, VK>60°.
La forma del borde delantero en combinacion con una placa plana mejorana la efectividad del cuerpo elevador incrementando la generacion de vortice. Estas formas basicas dan como resultado una reduccion del tamano del cuerpo complementario y, por consiguiente, una reduccion de vargas y pesos.
En una forma de realizacion ventajosa de la invencion, los medios de accionamiento para el cuerpo complementario son controlados centralmente por un ordenador de control de vuelo para mover los cuerpos complementarios, cuando se requiera, desde su posicion neutral hasta una posicion de activacion. De acuerdo con la invencion, el cuerpo elevador aerodinamico es un estabilizador horizontal que esta retenido movil por medio de un actuador del estabilizador horizontal compensable sobre la seccion de fuselaje del avion, y donde los medios de accionamiento para los cuerpos complementarios estan acoplados al actuador del estabilizador horizontal compensable de tal manera que cuando el estabilizador horizontal se mueve desde una posicion neutral hasta una posicion de ajuste deseado, tiene lugar el movimiento de los cuerpos complementarios desde la posicion neutral hasta una posicion de activacion. Esto significa que los cuerpos complementarios podnan tener lugar, por ejemplo, de forma descentralizada en la localizacion del estabilizador horizontal. La realimentacion continua de la posicion del actuador del estabilizador horizontal compensable de un estabilizador horizontal a un ordenador de control del avion hace posible, tomando la posicion del actuador del estabilizador horizontal compensable, obtener continuamente inferencia con relacion a los requerimientos aerodinamicos actuales, cuya inferencia puede utilizarse para la activacion automatica de los cuerpos complementarios. El control central de los cuerpos complementarios no se requiere, por lo tanto, para incrementar el efecto aerodinamico del estabilizador horizontal en situaciones de vuelo particulares, de manera que simplemente a partir del acoplamiento del estado del actuador del estabilizador horizontal compensable se puede conseguir de una manera muy sencilla una mejora en el efecto del estabilizador horizontal.
Con preferencia, los cuerpos complementarios estan conectados mecanicamente al actuador del estabilizador horizontal compensable, de manera que directamente desde un movimiento del actuador del estabilizador horizontal compensable sin ninguna otra medida o sistemas o dispositivos interpuestos puede tener lugar el movimiento de los cuerpos adicionales. Estas conexiones mecanicas podnan ser imaginables por medio de accionamientos de correa, accionamientos de cadena, barras de empuje, conjuntos de engranaje de barras de empuje, levas, disposiciones de engranajes hidraulicos o neumaticos.
Con preferencia, los cuerpos complementarios comprenden un dispositivo calefactor, de manea que durante el vuelo en un estado propenso a congelacion, los cuerpos complementarios son siempre todavfa moviles y despues de su uso se pueden mover desde una posicion de activacion hasta una posicion neutral, o antes de su uso se pueden mover desde la posicion neutral hasta una posicion de activacion. Si los cuerpos complementarios son de una naturaleza plegable, el calentamiento de toda la superficie de los cuerpos complementarios se sugiere por sf misma, donde en el caso de cuerpos complementarios que se retraen dentro de la seccion de fuselaje del avion, el alentamiento de un extremo que mira hacia fuera de los cuerpos complementarios y de una region periferica de la abertura asociada de la seccion de fuselaje del avion se sugiere por sf mismo.
De la misma manera, el objeto se cumple por un avion que comprende un fuselaje de avion, cuyo avion comprende al menos una seccion de fuselaje de avion de acuerdo con los criterios mencionados anteriormente.
Finalmente, un metodo de acuerdo con la otra reivindicacion independiente cumple el objeto mencionado anteriormente. El metodo de acuerdo con la invencion implica las etapas de mover los cuerpos complementarios con relacion a una seccion de fuselaje del avion tan pronto como se desea el efecto de incremento de la elevacion de un cuerpo elevador.
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Breve descripcion de los dibujos
Otras caractensticas, ventajas y opciones de aplicacion de la presente invencion se describen en la descripcion siguiente de las formas de realizacion ejemplares y de las figuras. Todas las caractensticas descritas y/o ilustradas por s^ y en cualquier combinacion forman el objeto de la invencion, incluso independientemente de su composicion en las reivindicaciones individuales o sus interrelaciones. Ademas, los componentes identicos o similares en las figuras tienen los mismos caracteres de referencia.
Las figuras 1 y 2 muestran un avion que comprende un estabilizador horizontal y una pareja de cuerpos complementarios dispuestos curso arriba del mismo.
La figura 3 muestra una vista esquematica basada en bloques de un sistema de control de realimentacion que comprende un acoplamiento de un actuador del estabilizador horizontal compensable para un estabilizador horizontal con cinematica de accionamiento para cuerpos complementarios.
La figura 4 muestra una vista esquematica de la articulacion cinematica y la funcion de la articulacion cinematica para cuerpos complementarios como una forma de realizacion ejemplar de un metodo de acuerdo con la invencion.
Descripcion detallada de formas de realizacion ejemplares
La figura 1 muestra un avion 2 que comprende un fuselaje de avion 4 con un lado exterior 3 que delimita el fuselaje de avion 4 hacia el lado exterior, dos semiconjuntos de alas 6, dos semiestabilizadores horizontales 8, un estabilizador vertical 10 y una pareja de cuerpos complementarios 12. Los semiestabilizadores horizontales 8 estan dispuestos en una region de popa del avion 2, donde los cuerpos complementarios 12 estan dispuestos curso arriba para formar un intersticio, espaciado aparte de los bordes delanteros 14 de las semiunidades de cola 8. Los semiestabilizadores horizontales 8 forman juntos un estabilizador horizontal que, en el sentido de la invencion, se puede considerar como un cuerpo elevador aerodinamico.
Con el flujo de aire sobre el avion, cuyo flujo de aire se indica por vectores de flujo de aire 16, como resultado de los cuerpos complementarios 12 se inducen vortices 18 en su estela, en otras palabras en la region de los semiestabilizadores horizontales 8, cuyos vortices 18 dan como resultado un incremento en elevacion en los semiestabilizadores horizontales 8. Al mismo tiempo con el diseno correspondiente de los cuerpos complementarios 12, se puede generar elevacion por los cuerpos complementarios 12 propiamente dichos de manera que en el analisis final se consigue una mejora significativa de la elevacion del estabilizador horizontal detras del avion 2, que se muestra como un ejemplo.
La figura 2 muestra en una vista algo diferente un semiestabilizador horizontal 8 y un cuerpo complementario 12, dispuesto curso arriba del mismo, donde la figura 2 muestra que podna existir un intersticio entre el cuerpo complementario 12 y el borde delantero 14 del semiestabilizador horizontal 8.
La figura 3 muestra tambien que un cuerpo complementario 12 podna conectarse, por ejemplo, a un medio de accionamiento 20 con el fin de moverse desde una posicion de activacion, en la que el cuerpo complementario 12 se extiende desde el fuselaje del avion 4 hacia fuera, hasta una posicion neutra, en la que el cuerpo complementario 12 desaparece totalmente dentro del fuselaje de avion 4 y se cierra para estan nivelado con la superficie del fuselaje del avion 4. El cuerpo complementario podna estar retenido para ser pivotable sobre un eje 13 y podna alcanzar su posicion neutra, en la que es pivotado sobre el eje 13 en una indentacion 15 que esta disenada de tal manera que la seccion de fuselaje del avion en esta region con el cuerpo complementario 12 en su posicion neutral comprende una superficie lo mas lisa posible. El control de los medios de accionamiento 20 puede tener lugar de muchas maneras. Este ejemplo muestra que los medios de accionamiento 20 pueden estar acoplados por la fuerza a un actuador del estabilizador horizontal compensable 22, donde el actuador del estabilizador horizontal compensable 22, THSA, solo se utiliza para girar los semiestabilizadores horizontales 8 para ajustar un estado de compensacion deseado del avion. El actuador del estabilizador horizontal compensable 22 esta conectado generalmente a ordenadores de control del vuelo 24 que regulan su movimiento. Por medio de la realimentacion de la posicion, en un sistema de control de realimentacion, es posible un ajuste objetivo/actual de la posicion del estabilizador horizontal. Para mejorar la actuacion aerodinamica del estabilizador horizontal, por ejemplo durante una aproximacion de aterrizaje del avion 2, durante la que el estabilizador horizontal se mueve a una posicion de ajuste espedfica, es particularmente ventajoso conectar los medios de accionamiento 20 al actuador del estabilizador horizontal compensable 22. Esto significa que cuando el estabilizador horizontal se mueve a una posicion de ajuste deseada, se activan los cuerpos complementarios 12, y cuando el estabilizador horizontal retorna a una posicion neutra o posicion de crucero, los cuerpos complementarios 12 se desactivan y se mueven a la posicion neutra.
Los medios de accionamiento 20 podnan estar disenados o bien como un actuador independiente o como un acoplamiento mecanico forzado entre un actuador de estabilizador horizontal compensable 22 y la cinematica de articulacion correspondiente para activar los cuerpos complementarios 12.
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La figura 4 muestra una disposicion de acoplamiento mecanico entre un actuador de estabilizador horizontal compensable 22 y un cuerpo complementary, sin necesidad de confiar en medios electronicos. El lado derecho de esta figura muestra una vista en seccion del estabilizador horizontal 8 y del actuador de estabilizador horizontal compensable 22. Ademas, el lado izquierdo muestra la vista A, es decir, una vista de la situacion de instalacion girada 90°, delante o curso arriba del estabilizador horizontal 22. En la parte derecha de la figura 4 se muestra el estabilizador horizontal 8 en una posicion neutral, designada "Pos. 1". Esta posicion neutral corresponde a una posicion de baja resistencia como es predominantemente el caso durante el vuelo de crucero. En esta posicion, el estabilizador horizontal 8 tiene que cumplir predominantemente condiciones de estabilidad.
En el caso de despegue y tambien de aterrizaje, el estabilizador horizontal 8 tiene que moverse debido a las condiciones de compensacion modificadas, en este caso empuje hacia abajo incrementado requerido sobre el estabilizador horizontal y/o tiene que moverse debido a requerimientos de controlabilidad. Esto tiene lugar por medio del actuador de estabilizador horizontal compensable 22. En esta disposicion, el estabilizador horizontal 8 se mueve hacia abajo, en la direccion de la flecha, sobre un husillo de compensacion 31 y al mismo tiempo la parte trasera de dicho estabilizador horizontal 8 es pivotada sobre un punto de apoyo, el llamado punto de pivote 30.
Durante este movimiento, se mueve hacia abajo un conjunto de barras de empuje, que comprende barras de empuje 25 que estan interconectadas por uniones de pivote 26. Para mayor claridad, las barras de empuje 25 y tambien las uniones de pivote 26se muestran en la parte derecha de la figura 4 y en la parte izquierda. Estas son las mismas barras de empuje, pero vistas desde direcciones diferentes.
La parte izquierda de la figura muestra la cinematica de extension 27 fijada al fuselaje del avion 4 por medio de una disposicion de cojinete 29, que hace posible a la cinematica de extension 27 pivotar en este punto. Al mismo tiempo, la cinematica de extension 27 comprende un brazo de articulacion 28 conectado firmemente a ella, cuyo brazo de articulacion 28 esta conectado de forma pivotable al conjunto de barras de empuje.
Cuando el estabilizador horizontal 8 y al mismo tiempo el conjunto de barras de empuje se mueven hacia abajo, se gira la cinematica de extension 27, por medio del brazo de articulacion 28, desde la Pos. 1 (mostrada en lmea de trazos) en la direccion de la Pos. 2, por ejemplo en sentido horario contrario. En este proceso, la cinematica de extension 27 mueve al mismo tiempo el cuerpo complementario 12, que es pivotado al fuselaje del avion 4, en la direccion de una posicion de activacion, de manera que dicho cuerpo complementario 12 despliega su efecto aerodinamico.
Tan pronto como esta posicion de compensacion o posicion de empuje hacia abajo del estabilizador horizontal 8 debe ser movida, es decir, tan pronto como el actuador de estabilizador horizontal compensable 22 mueve el estabilizador horizontal 8 se retorno a la Pos. 1, al mismo tiempo el cuerpo complementario 12 se mueve tambien en la direccion de la posicion neutral.
Ademas, debena indicarse que "comprender" no excluye otros elementos o etapas, y "uno" o "una" no excluye un numero plural. Ademas, debena indicarse que las caractensticas o etapas que se han descrito con referencia a una de las formas de realizacion ejemplares anteriores se pueden usar tambien en combinacion con otras caractensticas o etapas de otras formas de realizacion ejemplares descritas anteriormente. Los caracteres de referencia en las reivindicaciones no deben interpretarse como limitaciones.
Lista de caracteres de referencia
2 Avion
3 Lado exterior
4 Fuselaje de avion
6 Semiconjunto de ala
8 Semiestabilizador horizontal
10 Estabilizador vertical
12 Cuerpo complementario
13 Eje
14 Borde delantero
16 Flujo de aire
18 Vortice
20 Medios de accionamiento
22 Actuador del estabilizador horizontal compensable
24 Ordenador de control del vuelo
25 Barra de empuje
26 Articulacion
27 Cinematica de extension
28 Brazo de articulacion
29 Disposicion de cojinete
30 Punto de pivote
31 Husillo de compensacion
Claims (12)
- 51015202530354045505560REIVINDICACIONES1. - Un dispositivo elevador para un avion (2), que comprende- una seccion de fuselaje de avion con un lado exterior (3),- un cuerpo elevador aerodinamico (6, 8) fijado al lado exterior de la seccion de fuselaje de avion y que se extienden desde la seccion de fuselaje de avion hacia fuera,- un medio de accionamiento (20) y- una pareja de cuerpos complementarios (12) retenidos moviles dispuestos curso arriba del borde delantero (14) del cuerpo elevador aerodinamico (6, 8),en el que los cuerpos complementarios (12) estan conectados a los medios de accionamiento (20) para ser movidos hasta una posicion neutra, en la que los cuerpos complementarios termina nivelados con el lado exterior (3) de la seccion de fuselaje de avion y se mueven hasta al menos una posicion de activacion, en la que los cuerpos complementarios se extienden desde el lado exterior (3) de la seccion de fuselaje de avion hacia fuera, en el que los cuerpos complementarios (12) comprenden una superficie aerodinamicamente efectiva y estan equipados en una posicion de activacion con flujo de aire para generar vortices (18) que inciden sobre el cuerpo elevador aerodinamico (6, 8), que conducen de esta manera a un incremento de elevacion sobre el cuerpo elevador aerodinamico (6, 8), en el que el cuerpo elevador aerodinamico (6, 8) es un estabilizador horizontal (8) que esta retenido movil por medio de un actuador de estabilizador horizontal compensable (22) sobre la seccion de fuselaje de avion, y caracterizado por que los medios de accionamiento (20) estan conectados al actuador de estabilizador horizontal compensable (22) de tal manera que cuando el estabilizador horizontal (8) se mueve desde una posicion neutral hasta una posicion de ajuste deseada, tiene lugar el movimiento de los cuerpos complementarios (12) desde la posicion neutral hasta una posicion de activacion.
- 2. - El dispositivo elevador de la reivindicacion 1, en el que el cuerpo elevador aerodinamico (6, 8) comprende una unidad de cola (8).
- 3. - El dispositivo elevador de la reivindicacion 1, en el que el cuerpo elevador aerodinamico (6, 8) comprende un conjunto de ala (6).
- 4. - El dispositivo elevador de la reivindicacion 1, en el que los cuerpos aerodinamicos forman un intersticio con el cuerpo elevador aerodinamico (6, 8).
- 5. - El dispositivo elevador de una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que los cuerpos complementarios (12) estan dispuestos sobre un borde delantero (14) del cuerpo elevador aerodinamico (6, 8).
- 6. - El dispositivo elevador de la reivindicacion 5, en el que los cuerpos complementarios (12) estan retenidos en un borde delantero (14) del cuerpo elevador aerodinamico (6, 8) y son giratorios sobre el borde delantero (14) del cuerpo elevador aerodinamico (6, 8).
- 7. - El dispositivo elevador de una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que el cuerpo elevador aerodinamico (6, 8) esta retenido, al menos en algunas secciones, para ser pivotable sobre un eje (13), que se extiende al menos en parte radialmente hasta la seccion de fuselaje de avion.
- 8. - El dispositivo elevador de una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que cada cuerpo complementario (12) comprende una forma seleccionada de un grupo de formas geometricas, comprendiendo el grupo:- forma triangular,- forma ojival- vista en planta delta con un borde delantero polinomial,- vista en planta delta con un borde delantero en forma de un arco circular parcial,- arco circular parcial, y- cualquier combinacion de estas formas geometricas.
- 9. - El dispositivo elevador de la reivindicacion 1, en el que el acoplamiento entre medios de accionamiento (20) y el actuador de estabilizador horizontal compensable (22) es implementado por medio de un conjunto de barra de empuje mecanica (25, 26).
- 10. - El dispositivo elevador de una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que el cuerpo complementario (12) en su posicion neutral se extiende desde un lado exterior (3) de la seccion de fuselaje de avion hasta la seccion de fuselaje de avion.
- 11. - El dispositivo elevador de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, en el que el cuerpo complementario (12) en su posicion neutral se conforma a la seccion de fuselaje nivelada sobre la superficie.
- 12.- El dispositivo elevador de la reivindicacion 11, en el que la seccion de fuselaje de avion comprende una indentacion (15) para alojar el cuerpo complementario (12).5 13.- Un avion (2), que comprende un fuselaje de avion (4) con al menos un dispositivo elevador de una cualquiera delas reivindicaciones 1 a 12.10
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| US2924400A (en) * | 1953-05-22 | 1960-02-09 | Nord Aviation | Apparatus for enabling the manoeuvrability and the stability of a supersonic aircraft to be controlled |
| US2852209A (en) * | 1955-10-14 | 1958-09-16 | Acrophysics Dev Corp | Aircraft control surface deflection apparatus |
| GB1070723A (en) * | 1963-01-16 | 1967-06-01 | Dehavilland Aircraft | Improvements in or relating to aircraft |
| GB1100376A (en) * | 1965-05-21 | 1968-01-24 | John Edward Chacksfield | Improvements in aircraft |
| US4039161A (en) * | 1975-10-16 | 1977-08-02 | Mcdonnell Douglas Corporation | Hidden vortex generators |
| US4182503A (en) * | 1977-02-14 | 1980-01-08 | Muscatell Ralph P | Variable airfoil assembly |
| DE3029548A1 (de) * | 1979-08-08 | 1981-02-26 | British Aerospace | Flugzeug |
| US4432516A (en) * | 1980-04-02 | 1984-02-21 | Muscatell Ralph P | Variable airfoil assembly |
| US4378922A (en) * | 1980-04-18 | 1983-04-05 | The Secretary Of State For Defence In Her Brittannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Aircraft having improved strake configuration |
| US4705240A (en) * | 1984-05-14 | 1987-11-10 | Dixon Charles J | Passive vortex lift control |
| US4955565A (en) * | 1984-09-20 | 1990-09-11 | Rolls-Royce Plc. | Low drag surface |
| US4691879A (en) * | 1986-06-16 | 1987-09-08 | Greene Vibert F | Jet airplane |
| US5253828A (en) * | 1992-07-17 | 1993-10-19 | The Board Of Regents Of The University Of Oklahoma | Concealable flap-actuated vortex generator |
| US5398888A (en) * | 1993-05-12 | 1995-03-21 | Northrop Grumman Corporation | Skewed hinge control surface |
| US5366180A (en) * | 1993-06-30 | 1994-11-22 | Northrop Corporation | High-lift device for aircraft |
| JPH07291192A (ja) | 1994-04-25 | 1995-11-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の可変ストレーク |
| US5755408A (en) * | 1995-04-03 | 1998-05-26 | Schmidt; Robert N. | Fluid flow control devices |
| JPH08276897A (ja) * | 1995-04-04 | 1996-10-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機のストレーキ |
| US6105904A (en) * | 1998-03-30 | 2000-08-22 | Orbital Research Inc. | Deployable flow control device |
| DE10020177A1 (de) * | 2000-04-25 | 2001-11-08 | Daimler Chrysler Ag | Einrichtung zur Lärmminderung an Tragflügeln von Flugzeugen |
| US6698688B1 (en) * | 2002-10-22 | 2004-03-02 | The Boeing Company | Apparatus and methods for actuating rotatable members |
| US7475848B2 (en) * | 2003-11-11 | 2009-01-13 | Morgenstern John M | Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance |
| US7338017B2 (en) * | 2004-04-15 | 2008-03-04 | The Boeing Company | Methods and apparatus for vibration and buffet suppression |
| US20060157613A1 (en) * | 2005-01-19 | 2006-07-20 | Adamson Eric E | Supersonic aircraft with active lift distribution control for reducing sonic boom |
| TWI324576B (en) * | 2005-11-09 | 2010-05-11 | Morgan Aircraft Llc | Aircraft attitude control configuration |
| BRPI0603262B1 (pt) * | 2006-08-08 | 2021-02-23 | Yaborã Indústria Aeronáutica S.A | asa de aeronave incluindo um slat no bordo de ataque da asa e um fence rígido preso a uma porção estruturalmente rígida não móvel da asa |
| FR2951434B1 (fr) * | 2009-10-20 | 2012-03-09 | Airbus Operations Sas | Empennage horizontal d'aeronef muni d'un apex de bord d'attaque |
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