ES2887428T3 - Componente de estructura de aeronave para un flujo laminar - Google Patents

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Abstract

Un componente de estructura de aeronave (1) para un flujo laminar, teniendo el componente de estructura de aeronave (1) una piel exterior (3) con una superficie aerodinámica (5), en el que la superficie aerodinámica (5) tiene una parte de borde de ataque (7) y una parte aguas abajo (11), de manera adyacente aguas abajo de la parte de borde de ataque (7), y en el que la parte aguas abajo (11) de la superficie aerodinámica (5) comprende una capa de pintura (13) o una capa de lámina que no está presente en la parte de borde de ataque (7), de modo que por el comienzo de la capa de pintura (13) o capa de lámina entre la parte de borde de ataque (7) y la parte aguas abajo (11) se forma una línea de borde (15), caracterizado por que la línea de borde (15) tiene una sección transversal (17) en forma de rampa, en la que el grosor de la capa de pintura (13) o capa de lámina aumenta desde un punto inicial (19) por una longitud de rampa predeterminada (21) hasta un punto de saturación (23) en el que se alcanza el grosor total (25) de la capa de pintura o capa de lámina (13).

Description

DESCRIPCIÓN
Componente de estructura de aeronave para un flujo laminar
La presente invención se refiere a un componente de estructura de aeronave para un flujo laminar, como un ala, un slat, un morro caído, un plano de cola horizontal o un plano de cola vertical o partes del mismo. El componente de estructura de aeronave tiene una piel exterior con una superficie aerodinámica. La superficie aerodinámica es la superficie exterior del componente de estructura de aeronave que está en contacto con el flujo aerodinámico que circula alrededor del componente de estructura de aeronave.
La superficie aerodinámica tiene una parte de borde de ataque y una parte aguas abajo. La parte de borde de ataque está dirigida hacia el flujo entrante durante el vuelo de la aeronave asociada, y está adaptada para un flujo laminar que circula a lo largo de dicha parte de borde de ataque. La parte aguas abajo está situada de manera adyacente aguas abajo de la parte de borde de ataque con respecto al flujo entrante. La parte aguas abajo de la superficie aerodinámica comprende una capa de pintura que no está presente en la parte de borde de ataque. Como alternativa a la capa de pintura, en la parte aguas abajo podría proporcionarse una capa de lámina. Aunque a continuación, en el presente documento, se hace referencia a una capa de pintura solamente, la presente memoria descriptiva también se aplica a una capa de lámina en lugar de a una capa de pintura. La capa de lámina está unida a la parte aguas abajo de la superficie aerodinámica, preferiblemente por un adhesivo. La parte de borde de ataque puede estar completamente sin pintar o puede tener algún tipo de pintura, mientras que en cualquier caso la capa de pintura a la que se hace referencia en este caso que está presente en la parte aguas abajo no se extiende sobre la parte de borde de ataque. De este modo, se forma una línea de borde entre la parte de borde de ataque de la superficie aerodinámica y la parte aguas abajo por la capa de pintura inicial. El término “línea de borde” se refiere a una perspectiva más global en la que la línea de borde se extiende como una línea transversal al flujo entrante. Sin embargo, si se observa más de cerca, la línea de borde es más bien una región de borde que tiene una extensión distinta en el sentido del flujo entrante, en lugar de ser infinitamente delgada como supone idealmente el término “línea”. Dicho de otro modo, la línea de borde se refiere al salto de grosor en el que comienza la capa de pintura en la transmisión desde la parte de borde de ataque hasta la parte aguas abajo, salto de grosor que procede como una línea a través del sentido del flujo entrante a lo largo de la superficie aerodinámica del componente de estructura de aeronave, es decir, del ala, el slat, etc.
Por la técnica anterior se conocen componentes de estructura de aeronave similares. El documento US2014/0329055A1 da a conocer un procedimiento para aplicar un recubrimiento aerodinámicamente funcional a una superficie exterior de aeronave. En el avión Boeing 787, se conocen los diseños sin pintar de los bordes de ataque de los estabilizadores horizontal y vertical, véase “Internet: URL:https://aviation.stackexchange.com/ questions/ 25136/why-are-the-leading-edges-of-the-787shorizontal- y-vertical-stabilizers-not-p”. Se han encontrado ventajas, en particular debido a la erosión de la pintura en la parte de borde de ataque, en aplicar la capa de pintura solamente en la parte aguas abajo de la superficie aerodinámica omitiendo la capa de pintura en la parte de borde de ataque aguas arriba con respecto a la parte aguas abajo. Esto se realiza habitualmente mediante una lámina o una cubierta que cubre la parte de borde de ataque cuando se pinta la superficie aerodinámica, de modo que la capa de pintura está presente sólo en la parte aguas abajo pero no en la parte de borde de ataque después de retirar la cubierta. Sin embargo, este procedimiento deja la línea de borde en forma de salto de grosor en la superficie aerodinámica entre la parte de borde de ataque sin pintar y la parte aguas abajo pintada. Este salto de grosor aumenta la resistencia aerodinámica del componente de estructura de aeronave, ya que influye negativamente en el flujo laminar presente en la parte de borde de ataque.
Por consiguiente, el objetivo de la presente invención es proporcionar un componente de estructura de aeronave que permita una resistencia aerodinámica reducida.
Este objetivo se alcanza por que la línea de borde tiene una sección transversal en forma de rampa, cuando se observa a lo largo del flujo entrante y a través de la superficie aerodinámica. La sección transversal en forma de rampa está formada de modo que el grosor de la capa de pintura aumenta desde un punto inicial en el que comienza la capa de pintura, por una longitud de rampa predeterminada medida a lo largo del flujo entrante, hasta un punto de saturación en el que se alcanza el grosor total de la capa de pintura.
Mediante esta sección transversal en forma de rampa de la línea de borde, el flujo laminar desde la parte de borde de ataque sin pintar puede continuar hacia la parte aguas abajo pintada sin interrumpirse de manera considerable y convertirse en un flujo turbulento, reduciendo así esencialmente la resistencia aerodinámica del componente de estructura de aeronave. Además, esta sección transversal en forma de rampa es más resistente frente a la erosión.
Según una forma de realización preferida, la longitud de rampa es al menos tan grande como el grosor total de la capa de pintura en el punto de saturación. Es decir, el ángulo de rampa es preferiblemente de 45 grados o menor. Preferiblemente, la longitud de rampa es entre una y veinte veces mayor, más preferiblemente entre dos y diez veces mayor, más preferiblemente unas cinco veces mayor que el grosor total de la capa de pintura en el punto de saturación. De este modo, se minimiza el efecto negativo de la línea de borde con respecto al flujo laminar.
Según otra forma de realización preferida, la sección transversal en forma de rampa de la línea de borde tiene un recorrido lineal, de modo que el grosor de la capa de pintura aumenta linealmente desde el punto inicial hasta el punto de saturación. De este modo, la sección transversal en forma de rampa es de fabricación sencilla, mientras que el efecto negativo de la línea de borde sobre el flujo laminar es considerablemente bajo.
Según una forma de realización preferida alternativa, la sección transversal en forma de rampa de la línea de borde tiene un recorrido curvo, de modo que el grosor de la capa de pintura aumenta de manera no lineal desde el punto inicial hasta el punto de saturación con una pendiente creciente y/o decreciente. En particular, se prefiere que la sección transversal en forma de rampa de la línea de borde tenga un recorrido de doble curvatura, de modo que el grosor de la capa de pintura aumente desde el punto inicial hasta el punto de saturación con una pendiente creciente seguida de una pendiente decreciente. De este modo, el grosor de la capa de pintura aumenta de forma continua desde la parte de borde de ataque sin pintar hasta la parte aguas abajo con la capa de pintura de grosor total, minimizando así el efecto negativo de la línea de borde sobre el flujo laminar.
Según otra forma de realización preferida, la línea de borde tiene un recorrido recto a lo largo de la superficie aerodinámica en un sentido transversal al flujo entrante. En particular, se prefiere que el ángulo entre el recorrido de la línea de borde y el sentido del flujo entrante sea mayor de 30 grados. Con un recorrido angular de este tipo de la línea de borde con respecto al flujo entrante, se garantiza que se eviten las inestabilidades del flujo cruzado y se mantiene un flujo laminar.
Según una forma de realización preferida alternativa, la línea de borde, al menos en el punto inicial, tiene un recorrido periódicamente curvo a lo largo de la superficie aerodinámica en un sentido transversal al flujo entrante. Particularmente se prefiere que la línea de borde, al menos en el punto inicial de la sección transversal, tenga un recorrido sinusoidal a lo largo de la superficie aerodinámica en un sentido transversal al flujo entrante. Un recorrido periódicamente curvo, en particular sinusoidal, permite que un elemento de fijación o una fila de elementos de fijación presentes en la superficie aerodinámica puedan ser sorteados por la línea de borde, de modo que la línea de borde no tenga que cruzar un elemento de fijación. La línea de borde que cruza un elemento de fijación no es deseable, porque la línea de borde se interrumpiría o distorsionaría, afectando así negativamente al flujo laminar.
En particular, se prefiere que el ángulo entre el sentido del flujo entrante y una tangente a un punto de inflexión presente en el recorrido de la línea de borde, preferiblemente una tangente a cualquier punto de inflexión presente en el recorrido de la línea de borde, sea mayor de 30 grados. De este modo, se evitan inestabilidades del flujo cruzado y se mantiene el flujo laminar.
Particularmente se prefiere que todos los ángulos entre el sentido del flujo entrante y las tangentes a los puntos de inflexión presentes en el recorrido de la línea de borde sean igual de grandes. De este modo, se consigue una distribución del flujo más homogénea a lo largo de la línea de borde.
Según otra forma de realización preferida más, el recorrido de la línea de borde define una pluralidad de picos delanteros y una pluralidad de picos traseros, con respecto al sentido del flujo entrante. Es decir, los picos delanteros apuntan hacia el flujo entrante y los picos traseros apuntan en sentido opuesto al flujo entrante. Se prefiere que en un pico trasero, la longitud de rampa sea tan grande como el grosor total de la capa de pintura en el punto de saturación. Preferiblemente, al mismo tiempo en un pico delantero adyacente, adyacente al pico trasero, la longitud de rampa es entre dos y veinte veces mayor que el grosor total de la capa de pintura en el punto de saturación. Preferiblemente, en un pico trasero la longitud de rampa es tan grande como el grosor total de la capa de pintura en el punto de saturación, mientras que preferiblemente, en un pico delantero adyacente, la longitud de rampa es entre cinco y diez veces mayor que el grosor total de la capa de pintura en el punto de saturación. Mediante este desarrollo de la pendiente de la sección transversal en forma de rampa desde el pico delantero hasta el pico trasero, se consigue una transición suave desde la parte de borde de ataque hasta la parte aguas abajo, donde el flujo laminar se ve afectado negativamente en un grado mínimo.
Un aspecto adicional de la presente invención se refiere a un procedimiento para producir un componente de estructura de aeronave para un flujo laminar, en particular un componente de estructura de aeronave según cualquiera de las formas de realización descritas anteriormente. El procedimiento comprende las etapas siguientes: en primer lugar, se proporciona un componente de estructura de aeronave que tiene una piel exterior con una superficie aerodinámica. La superficie aerodinámica tiene una parte de borde de ataque dirigida hacia el flujo entrante y una parte aguas abajo, de manera adyacente aguas abajo de la parte de borde de ataque con respecto al flujo entrante. En segundo lugar, se aplica una capa de pintura sobre la parte aguas abajo de la superficie aerodinámica sin aplicar la capa de pintura también a la parte de borde de ataque. Como alternativa a la capa de pintura, podría aplicarse una capa de lámina en la parte aguas abajo. Aunque a continuación, en el presente documento, se hace referencia a una capa de pintura solamente, la presente memoria descriptiva también se aplica a una capa de lámina en lugar de a una capa de pintura. La capa de lámina está unida a la parte aguas abajo de la superficie aerodinámica, preferiblemente por un adhesivo. De este modo, por la capa de pintura inicial entre la parte de borde de ataque y la parte aguas abajo se forma una línea de borde. Finalmente, se procesa la capa de pintura a lo largo de la línea de borde, de modo que la línea de borde tenga una sección transversal en forma de rampa, cuando se observa a lo largo del flujo entrante. Preferiblemente, en la sección transversal en forma de rampa, el grosor de la capa de pintura aumenta desde un punto inicial en el comienzo de la capa de pintura por una longitud de rampa predeterminada a lo largo del flujo entrante hasta un punto de saturación, en el que se alcanza el grosor total de la capa de pintura. Preferiblemente, la capa de pintura se procesa a lo largo de la línea de borde retirando material de la capa de pintura, retirándose preferiblemente el material mediante esmerilado, pulido o mediante un tratamiento por láser, como ablación por láser.
Con un procedimiento de este tipo, puede producirse un componente de estructura de aeronave que permite un efecto negativo mínimo de la línea de borde sobre el flujo laminar. Las características, los efectos y las ventajas mencionados en relación con el componente de estructura de aeronave también se aplican al procedimiento para producir el componente de estructura de aeronave, de manera correspondiente.
A continuación, en el presente documento, por medio de un dibujo se describirán en más detalle formas de realización preferidas de la presente invención. El dibujo muestra en
la figura 1, una vista en perspectiva de un componente de estructura de aeronave según una primera forma de realización de la presente invención,
la figura 2, una vista de sección transversal esquemática del componente de estructura de aeronave de la figura 1, en el que la línea de borde tiene una sección transversal lineal en forma de rampa,
la figura 3, una vista de sección transversal esquemática de una segunda forma de realización del componente de estructura de aeronave según la invención, en el que la línea de borde tiene una sección transversal de doble curvatura en forma de rampa,
la figura 4, una vista esquemática desde arriba del componente de estructura de aeronave de la figura 1 con respecto al flujo entrante, en el que la línea de borde tiene un recorrido recto y
la figura 5, una vista esquemática desde arriba de una tercera forma de realización de un componente de estructura de aeronave según la presente invención, en el que la línea de borde tiene un recorrido sinusoidal.
En la figura 1, se muestra una primera forma de realización de un componente de estructura de aeronave 1 para un flujo laminar, en la presente forma de realización un slat. El componente de estructura de aeronave 1 tiene una piel exterior 3 con una superficie aerodinámica 5 adaptada para estar en contacto con un flujo aerodinámico. La superficie aerodinámica 5 tiene una parte de borde de ataque 7 que se dirige hacia el flujo entrante 9 de una aeronave asociada durante el vuelo y que, por tanto, está adaptada para un flujo laminar. La superficie aerodinámica 5 tiene además una parte aguas abajo 11, de manera adyacente aguas abajo de la parte de borde de ataque 7 con respecto al flujo entrante 9. La parte aguas abajo 11 de la superficie aerodinámica 5 comprende una capa de pintura 13 que no está presente en la parte de borde de ataque sin pintar 7, de modo que por la capa de pintura inicial 13 entre la parte de borde de ataque 7 y la parte aguas abajo 11 está presente una línea de borde 15 en forma de salto de grosor, extendiéndose la línea de borde 15 de manera transversal al flujo entrante 9. Como se muestra en la figura 2, la línea de borde 15 tiene una sección transversal 17 en forma de rampa a lo largo del flujo entrante 9, aumentando el grosor de la capa de pintura 13 desde un punto inicial 19 en el que comienza la capa de pintura por una longitud de rampa predeterminada 21 en el sentido del flujo entrante 9 hasta un punto de saturación 23 en el que se alcanza el grosor total 25 de la capa de pintura 13.
Como también se muestra en la figura 2, la longitud de rampa 21 es aproximadamente tres veces mayor que el grosor total 25 de la capa de pintura 13 en el punto de saturación 23. La figura 2 también muestra que la sección transversal 17 en forma de rampa de la línea de borde 15 tiene un recorrido lineal 27, de modo que el grosor de la capa de pintura 13 aumenta linealmente desde el punto inicial 19 hasta el punto de saturación 23.
En una forma de realización alternativa mostrada en la figura 3, la sección transversal 17 en forma de rampa de la línea de borde 15 tiene un recorrido curvo, en particular un recorrido de doble curvatura 29, de modo que el grosor de la capa de pintura 13 aumenta desde el punto inicial 19 hasta el punto de saturación 23 con una pendiente creciente 31 seguida de una pendiente decreciente 33.
Como se muestra en la figura 4, la línea de borde 15 tiene un recorrido recto 35 a lo largo de la superficie aerodinámica 5 en un sentido transversal al flujo entrante 9. El ángulo 37 entre el recorrido de la línea de borde 15 y el sentido del flujo entrante 9 es mayor de 30 grados, en la presente forma de realización de aproximadamente 60 grados.
Según una forma de realización alternativa mostrada en la figura 5, la línea de borde 9 tiene un recorrido periódicamente curvo, en particular un recorrido sinusoidal 39 a lo largo de la superficie aerodinámica 5 transversal al flujo entrante 9. El ángulo 40 entre el sentido del flujo entrante 9 y una tangente 41 a cualquier punto de inflexión 43 presente en el recorrido de la línea de borde 15 es mayor de 30 grados, en la presente forma de realización es de entre 30 y 45 grados. También podría preferirse que todos los ángulos 40 entre el sentido del flujo entrante 9 y las tangentes 41 a los puntos de inflexión 43 presentes en el recorrido de la línea de borde 15 fueran igual de grandes. En la forma de realización mostrada en la figura 5, el recorrido de la línea de borde 15 define una pluralidad de picos delanteros 45 y una pluralidad de picos traseros 47 con respecto al sentido del flujo entrante 9. Mientras que en un pico trasero 47 la longitud de rampa 21 es tan grande como el grosor total 25 de la capa de pintura 13 en el punto de saturación 23, en un pico delantero adyacente 45 la longitud de rampa 21 es entre dos y veinte veces, en la presente forma de realización cinco veces mayor que el grosor total de la capa de pintura 13 en el punto de saturación 23.
Los componentes de estructura de aeronave 1 como se muestran en las figuras 1 a 5 pueden producirse de la manera siguiente: en primer lugar, se proporciona un componente de estructura de aeronave 1 que tiene una piel exterior 3 con una superficie aerodinámica 5, en el que la superficie aerodinámica 5 tiene una parte de borde de ataque 7 y una parte aguas abajo 11, de manera adyacente aguas abajo de la parte de borde de ataque 7 con respecto al flujo entrante 9. Posteriormente, se aplica una capa de pintura 13 sobre la parte aguas abajo 11 de la superficie aerodinámica 5 sin aplicar la capa de pintura 13 también a la parte de borde de ataque 7, de modo que por la capa de pintura inicial 13 entre la parte de borde de ataque 7 y la parte aguas abajo 11 se forma una línea de borde 15. Finalmente, se procesa la capa de pintura 13 a lo largo de la línea de borde 15 retirando el material de la capa de pintura 13 mediante esmerilado, pulido o tratamiento con láser, de modo que la línea de borde 15 tenga una sección transversal 17 en forma de rampa a lo largo del flujo entrante 9, en la que el grosor de la capa de pintura 13 aumenta desde un punto inicial 19 por una longitud de rampa predeterminada 21 hasta un punto de saturación 23, en el que se alcanza el grosor total 25 de la capa de pintura 13.

Claims (15)

REIVINDICACIONES
1. Un componente de estructura de aeronave (1) para un flujo laminar, teniendo el componente de estructura de aeronave (1) una piel exterior (3) con una superficie aerodinámica (5),
en el que la superficie aerodinámica (5) tiene una parte de borde de ataque (7) y una parte aguas abajo (11), de manera adyacente aguas abajo de la parte de borde de ataque (7), y
en el que la parte aguas abajo (11) de la superficie aerodinámica (5) comprende una capa de pintura (13) o una capa de lámina que no está presente en la parte de borde de ataque (7), de modo que por el comienzo de la capa de pintura (13) o capa de lámina entre la parte de borde de ataque (7) y la parte aguas abajo (11) se forma una línea de borde (15),
caracterizado por que
la línea de borde (15) tiene una sección transversal (17) en forma de rampa, en la que el grosor de la capa de pintura (13) o capa de lámina aumenta desde un punto inicial (19) por una longitud de rampa predeterminada (21) hasta un punto de saturación (23) en el que se alcanza el grosor total (25) de la capa de pintura o capa de lámina (13).
2. El componente de estructura de aeronave según la reivindicación 1, en el que la longitud de rampa (21) es al menos tan grande como el grosor total (25) de la capa de pintura (13) o capa de lámina en el punto de saturación (23), preferiblemente entre 1 y 20 veces mayor, más preferiblemente entre 2 y 10 veces mayor, más preferiblemente sobre 5 veces mayor.
3. El componente de estructura de aeronave según la reivindicación 1 o 2, en el que la sección transversal (17) en forma de rampa de la línea de borde (15) tiene un recorrido lineal (27), de modo que el grosor de la capa de pintura (13) o capa de lámina aumenta linealmente desde el punto inicial (19) hasta el punto de saturación (23).
4. El componente de estructura de aeronave según la reivindicación 1 o 2, en el que la sección transversal (17) en forma de rampa de la línea de borde (15) tiene un recorrido curvo, de modo que el grosor de la capa de pintura (13) o capa de lámina aumenta de manera no lineal desde el punto inicial (19) hasta el punto de saturación (23) con una pendiente creciente (31) y/o una pendiente decreciente (33).
5. El componente de estructura de aeronave según la reivindicación 4, en el que la sección transversal (17) en forma de rampa de la línea de borde (15) tiene un recorrido de doble curvatura (29), de modo que el grosor de la capa de pintura (13) o capa de lámina aumenta desde el punto inicial (19) hasta el punto de saturación (23) con una pendiente creciente (31) seguida de una pendiente decreciente (33).
6. El componente de estructura de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que la línea de borde (15) tiene un recorrido recto (35) a lo largo de la superficie aerodinámica (5).
7. El componente de estructura de aeronave según la reivindicación 6, en el que el ángulo (37) entre el recorrido de la línea de borde (15) y el sentido del flujo entrante (9) es mayor de 30°.
8. El componente de estructura de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que la línea de borde (15) tiene un recorrido periódicamente curvo a lo largo de la superficie aerodinámica (5).
9. El componente de estructura de aeronave según la reivindicación 8, en el que la línea de borde (15) tiene un recorrido sinusoidal (39) a lo largo de la superficie aerodinámica (5).
10. El componente de estructura de aeronave según la reivindicación 8 o 9, en el que el ángulo (40) entre el sentido del flujo entrante (9) y una tangente (41) a un punto de inflexión (43) presente en el recorrido de la línea de borde (15), es mayor de 30°.
11. El componente de estructura de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 8 a 10, en el que todos los ángulos (40) entre el sentido del flujo entrante (9) y las tangentes (41) a los puntos de inflexión (43) presentes en el recorrido de la línea de borde (15), son igual de grandes.
12. El componente de estructura de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 8 a 11, en el que el recorrido de la línea de borde (15) define una pluralidad de picos delanteros (45) y una pluralidad de picos traseros (47) con respecto al sentido del flujo entrante (9),
en el que, mientras que en un pico trasero (47) la longitud de rampa (21) es tan grande como el grosor total (25) de la capa de pintura (13) o capa de lámina en el punto de saturación (23), en un pico delantero adyacente (45) la longitud de rampa (21) es entre dos y 20 veces mayor que el grosor total de la capa de pintura (13) o capa de lámina en el punto de saturación (23),
preferiblemente, mientras que en un pico trasero (47) la longitud de rampa (21) es tan grande como el grosor total (25) de la capa de pintura (13) o capa de lámina en el punto de saturación (23), en un pico delantero adyacente (45) la longitud de rampa (21) es entre 5 y 10 veces mayor que el grosor total (25) de la capa de pintura (13) o capa de lámina en el punto de saturación (23).
13. Un procedimiento para producir un componente de estructura de aeronave (1) para un flujo laminar, comprendiendo el procedimiento las etapas de:
- proporcionar un componente de estructura de aeronave (1) que tiene una piel exterior (3) con una superficie aerodinámica (5), en el que la superficie aerodinámica (5) tiene una parte de borde de ataque (7) y una parte aguas abajo (11), de manera adyacente aguas abajo de la parte de borde de ataque (7),
- aplicar una capa de pintura (13) o capa de lámina sobre la parte aguas abajo (11) de la superficie aerodinámica (5) sin aplicar la capa de pintura (13) o capa de lámina también a la parte de borde de ataque (7), de modo que por la capa de pintura inicial (13) o capa de lámina entre la parte de borde de ataque (7) y la parte aguas abajo (11) se forma una línea de borde (15),
caracterizado por
- procesar la capa de pintura (13) o capa de lámina a lo largo de la línea de borde (15), de modo que la línea de borde (15) tenga una sección transversal (17) en forma de rampa, en la que el grosor de la capa de pintura (13) o capa de lámina aumenta desde un punto inicial (19) por una longitud de rampa predeterminada (21) hasta un punto de saturación (23) en el que se alcanza el grosor total (25) de la capa de pintura (13) o capa de lámina.
14. El procedimiento según la reivindicación 13, en el que la capa de pintura (13) o capa de lámina se procesa a lo largo de la línea de borde (15) retirando material de la capa de pintura (13) o capa de lámina.
15. El procedimiento según la reivindicación 14, en el que el material de la capa de pintura (13) o capa de lámina se retira mediante esmerilado, pulido o tratamiento con láser, como ablación por láser.
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