WO2010070185A2 - Borde de salida de superficie estabilizadora de aeronave - Google Patents

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    • 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
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders

Definitions

  • the present invention relates to a design of the trailing edge of an stabilizing surface of an aircraft, in particular the design of the trailing edge of the depth rudder of the horizontal stabilizer of an aircraft.
  • the slope or change of slope presented in particular by the liners of the rudders of the horizontal stabilizing surfaces may sometimes, due to the difficulty of their geometry, wrinkles in the carbon fiber used and air pockets , Which leads to a subsequent delamination of these areas.
  • These delaminations require laborious repair processes that, in the most favorable case, involve a minimum of 5 hours of work, as the Ia must be necessary. application of new autoclave curing cycles of the surface in question. On the other hand, it is also necessary to take into account the machine time
  • One of these solutions consists in using an aerodynamic filler material in the area of union of the coatings with the connecting clip-type elements, such that this filling makes up the said connecting clip-type elements of the coatings with the coatings themselves, thus achieving a better presence or exterior quality of the surface, as well as a better continuity thereof, while achieving a better aerodynamic behavior of said surface.
  • This aerodynamic filling material has the problem that it undergoes cracking during its life in service in the aircraft, which also produces the corresponding cracking and subsequent detachment of the external surface paint, with the consequent complaints by the receiving customers of said aircraft, when the surface has a very deteriorated appearance.
  • Another of the known solutions consists in filling the area to be treated, that is to say the edges of the elements of the joining clips in their union to the coverings, by means of a cord of material of the sealing type.
  • this solution the continuity between the joining clips and the coverings is not preserved, thus leaving the outer surface with a more disadvantaged visual appearance.
  • there is an aerodynamic penalty with this solution that translates into an increase in the parasitic resistance of the aircraft. It is necessary, therefore, to solve the problem of the aforementioned surfaces, both in terms of quality, and in terms of assembly and the manufacturing process itself.
  • the present invention resolves the problems set forth above.
  • the present invention relates to the design of the trailing edge of an stabilizing surface of an aircraft, in particular to the design of the trailing edge of the depth rudder of the horizontal stabilizer of an aircraft.
  • the same design of the invention can also be used at the exit edges of other surfaces of the aircraft, such as for the steering rudder of the vertical stabilizer thereof, or at the trailing edge of the wings of the aircraft.
  • the design of the exit edge according to the invention, on stabilizing surfaces of composite materials aircraft, typically made of carbon fiber, is such that the connection to the upper and lower coatings of said stabilizing surface is carried out by means of a connecting element type clip, not requiring the use of aerodynamic filler material, nor the use of a cord of sealing material in the joint, so that the existence of the slope or change of slope between the surfaces is avoided, with the aforementioned problems that such unions entailed.
  • the clip-like connecting element of the invention comprises at its ends recesses prepared to couple the inner area with the upper and lower layers of the stabilizing surface, respectively.
  • Said clip-type joining element must be flexible enough to allow it to be clamped, so that the ends of said clip are housed, by means of the recesses provided for this purpose, between the cladding of the bearing surface of the aircraft.
  • the stabilizing surface according to the invention is of greater ease in what its manufacturing process refers to, facilitating and considerably optimizing the manufacturing of the coatings thereof.
  • the detachment or change of slope of the same is eliminated, so that possible future defects are eliminated.
  • Figure 1 shows in schematic form a horizontal stabilizer comprising a rudder depth, in a conventional type aircraft.
  • Figure 2 shows a rudder depth of a horizontal stabilizer, in a conventional type aircraft.
  • Figure 3 shows a detail of the design of the trailing edge of the depth rudder of a horizontal stabilizer, according to the known technique.
  • Figure 4 shows a sectional detail of the design of the trailing edge of the depth rudder of a horizontal stabilizer, in which an aerodynamic filler material has been used, according to the known technique.
  • Figure 5 shows a sectional detail of the design of the trailing edge of the depth rudder of a horizontal stabilizer, in which a cord of sealing material has been used, according to the known technique.
  • Figures 6a and 6b show in section the design of the trailing edge of the depth rudder of a horizontal stabilizer, according to the present invention.
  • Figure 7 shows in section a detail of the union of the clip-like elements to the stabilizer linings, in the design of the trailing edge of the depth rudder of a horizontal stabilizer according to the present invention.
  • the present invention thus relates to the design of the exit edge of an aircraft stabilizing surface, particularly the design of the exit edge 3 of the depth rudder 2 of the horizontal stabilizer 1 of an aircraft.
  • one of the solutions used in the union of a clip-like element 5 to join the upper and lower linings, 40 and 41, of a rudder of depth 2 in a horizontal stabilizer 1 consists of use an aerodynamic filling material 8, such that this filling 8 glues the aforementioned clip-on elements 5 of the cladding of the coatings with the coatings 40, 41, thus achieving a better presence or exterior quality of the surface, as well as a better continuity thereof, while achieving a better aerodynamic behavior of said surface.
  • Another of the known solutions ( Figure 5) consists in filling the area to be treated, that is to say the edges of the elements 5 of the joining clips in their connection to the coverings 40, 41, by means of a cord 9 of material of the sealing type.
  • new connecting clips 20 are designed that avoid the use of the filler material 8 and the use of the cord 9 of sealant material to achieve a good aerodynamic surface.
  • the exit edge 3 of the depth rudder 2 of the stabilizer 1 does not include any relief 6, or change of slope, achieving an outer joint that is continuous on the surface.
  • the design of the trailing edge 3 according to the invention, on aircraft stabilizing surfaces 1 made of composite materials, typically made of carbon fiber, is such that the connection to the upper and lower coatings, 40 and 41, respectively, of the cited stabilizing surface 1 is carried out by means of a clip-type joint element 20, the use of aerodynamic filler material 8 not being necessary, nor the use of a bead 9 of sealing material in the joint, so that the existence of the 6 or change of slope in the outer surfaces of the cladding, 40 and 41, with the problems that such joints entail.
  • the clip-like connection element 20 of the invention comprises at its ends recesses 23 prepared to couple the inner area 40 with the upper liner 40 and the lower liner 41 of the stabilizing surface 1, respectively.
  • Said clip-like connecting element 20 must be flexible enough to allow it to be clamped, so that the ends of said clip 20 are housed, by means of the recesses 23 provided for that purpose, between the cladding 40 and 41 of the supporting surface 1 of the aircraft.
  • the new configuration proposed according to the invention facilitates and considerably optimizes the manufacture of the linings, 40 and 41 of the stabilizer 1.
  • its manufacturing is cheaper, when the detachment 6 is eliminated, also eliminating possible future defects in their surface.
  • the new design of the invention the problems derived from the application of the filling material 8 are avoided, as well as the detachments produced when the aircraft is in service.
  • the new aesthetics that is achieved on the outer surface of the trailing edge 2 according to the invention is unbeatable, because the continuity of the surface is total since its aerodynamic behavior is much better (by eliminating the steps or strips 6 responsible for the increase of the parasitic resistance), in addition to taking into account the fact of the aesthetic improvement on the outside of the surface of the trailing edge 2, for the greater pleasure of the client.
  • the new design according to the invention does not present any problem, since it could be done in the same way as the known assemblies, and in the same order of assembly of parts.
  • sealant 22 should be applied in the outer areas of the joints of the recesses 23 with the coverings 40 and 41, in an identical manner to that performed for the other elements that make up the horizontal stabilizer 1
  • the clip-type joining elements 20 according to the invention will be of the metallic type, in order to protect the rudder 2 from lightning strikes, preferably of aluminum, and will be joined by riveted joints, preferably, to the coverings 40 and 41.
  • the design of the invention does not compromise the electrical continuity and drainage of the stabilizing surface 1, also maintaining the same materials, both in coatings 40 and 41, and in clip-like elements 20, with respect to known solutions.
  • the main significant advantages of the new design of the invention are the following: - both the quality and the aesthetic aspect of the stabilizing surfaces 1 are improved; the aerodynamics of the stabilizing surfaces 1 is improved; the manufacturing of the liners 40 and 41 of the rudder 2 of the horizontal stabilizing surfaces 1 is simplified; the assembly process of the clip-type joining elements 20 on the horizontal stabilizing surfaces 1 is improved; and unit manufacturing costs are reduced.
  • the parts of the aircraft referred to are: the leading edge of the steering rudder of the vertical stabilizer of the aircraft and the leading edge of the wings.

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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Clamps And Clips (AREA)

Abstract

Borde de salida (3) de superficie estabilizadora (1) de aeronave, estando dicha superficie (1) fabricada en material compuesto y comprendiendo un revestimiento exterior (40) y un revestimiento interior (41) que se unen a través de un elemento (20) de unión tipo clip en dicho borde de salida (3), caracterizado porque el elemento (20) de unión tipo clip comprende en sus extremos unos rebajes (23) destinados a acoplar con la zona interior de los revestimientos superior e inferior (40, 41 ) de la superficie estabilizadora (1), de tal forma que el elemento (20) de unión tipo clip es Io suficientemente flexible como para permitir su pinzado, de tal forma que sus extremos quedan alojados, por medio de los citados rebajes (23), entre los revestimientos exterior e interior (40, 41) de la superficie estabilizadora (1) de la aeronave, quedando así la zona exterior de la superficie estabilizadora (1), en su borde de salida (3) formada por una superficie continua aerodinámica sin cambios de pendiente.

Description

BORDE DE SALIDA DE SUPERFICIE ESTAB I LIZADORA DE AERONAVE
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un diseño del borde de salida de una superficie estabilizadora de una aeronave, en particular al diseño del borde de salida del timón de profundidad del estabilizador horizontal de una aeronave.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
En el ámbito del diseño de estructuras aeronáuticas, existe el requerimiento de garantizar que los diseños efectuados correspondan a las directrices establecidas por aerodinámica, sin comprometer Ia funcionalidad de las piezas y Ia estética de los elementos exteriores. Todas estas premisas han de cumplirse al mismo tiempo, siendo a Ia vez deseable Ia optimización de Ia fabricación de las estructuras aeronáuticas, en tiempo y costes.
La zona del borde de salida del timón de profundidad de los estabilizadores horizontales de una aeronave fabricados en material compuesto, en particular en fibra de carbono, presenta en Ia actualidad una zona de destaje o cambio de pendiente en Ia unión de los revestimientos realizados en fibra de carbono con los elementos de tipo clip de unión, realizados típicamente en un material metálico, de manera que el timón quede protegido contra impactos de rayo.
Así, el destaje o cambio de pendiente que presentan en particular los revestimientos de los timones de profundidad de las superficies estábil izadoras horizontales, puede presentar en algunas ocasiones, y por dificultad de su geometría, arrugas en Ia fibra de carbono empleada y bolsas de aire, Io que conlleva a una posterior delaminación de estas zonas. Estas delaminaciones requieren de laboriosos procesos de reparación que, en el caso más favorable, conllevan un mínimo de 5 horas de trabajo, al tener que ser necesaria Ia aplicación de nuevos ciclos de curado en autoclave de Ia superficie en cuestión. Por otro lado, es preciso tener en cuenta también el tiempo de máquina que hay
que emplear en el encintado de esta zona, y que requiere de una estrecha vigilancia y de un control constante en el proceso.
Este destaje o cambio de pendiente en Ia unión plantea así un problema fundamental, que es el de Ia falta de continuidad aerodinámica de Ia superficie, habiéndose intentado resolver este problema de distintas formas posibles conocidas.
Una de estas soluciones consiste en utilizar un material de relleno aerodinámico en Ia zona de unión de los revestimientos con los elementos de tipo clip de unión, tal que este relleno enrase los citados elementos de tipo clip de unión de los revestimientos con los propios revestimientos, consiguiéndose así una mejor presencia o calidad exterior de Ia superficie, así como una mejor continuidad de Ia misma, lográndose al mismo tiempo un mejor comportamiento aerodinámico de dicha superficie. Este material de relleno aerodinámico tiene el problema de que sufre agrietamientos durante su vida en servicio en Ia aeronave, Io cual produce además el correspondiente agrietamiento y el posterior desprendimiento de Ia pintura externa de Ia superficie, con las consiguientes quejas por parte de los clientes receptores de dicha aeronave, al presentar Ia superficie un aspecto muy deteriorado.
Otra de las soluciones conocidas consiste en rellenar Ia zona a tratar, es decir los cantos de los elementos de los clips de unión en su unión a los revestimientos, mediante un cordón de material del tipo sellante. Con esta solución no se conserva Ia continuidad entre los clips de unión y los revestimientos, quedando así Ia superficie exterior con un aspecto visual más desfavorecido. Además, existe con esta solución una penalización aerodinámica que se traduce en un aumento de Ia resistencia parásita del avión. Se hace necesario, por tanto, el resolver el problema de las superficies anteriormente mencionadas, tanto en Io que respecta a su calidad, como en Io referente al montaje y al propio proceso de fabricación de las mismas.
La presente invención viene a resolver los problemas anteriormente planteados.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Así, Ia presente invención se refiere al diseño del borde de salida de una superficie estabilizadora de una aeronave, en particular al diseño del borde de salida del timón de profundidad del estabilizador horizontal de una aeronave. El mismo diseño de Ia invención puede también emplearse en los bordes de salida de otras superficies de Ia aeronave, como por ejemplo para el timón de dirección del estabilizador vertical de Ia misma, o en el borde de salida de las alas de Ia aeronave.
El diseño del borde de salida según Ia invención, en superficies estabilizadoras de aeronave de materiales compuestos, típicamente realizadas en fibra de carbono, es tal que Ia unión a los revestimientos superior e inferior de Ia citada superficie estabilizadora se realiza mediante un elemento de unión tipo clip, no siendo preciso el empleo de material de relleno aerodinámico, ni tampoco el uso de un cordón de material sellante en Ia unión, de tal forma que se evita Ia existencia del destaje o cambio de pendiente entre las superficies, con los problemas anteriormente mencionados que tales uniones conllevaban. El elemento de unión tipo clip de Ia invención comprende en sus extremos unos rebajes preparados para acoplar por Ia zona interior con el revestimiento superior y el revestimiento inferior de Ia superficie estabilizadora, respectivamente. El citado elemento de unión tipo clip ha de ser Io suficientemente flexible como para permitir su pinzado, de tal forma que los extremos de dicho clip queden alojados, por medio de los rebajes previstos para tal fin, entre los revestimiento de Ia superficie sustentadora de Ia aeronave. Así, Ia superficie estábil izadora según Ia invención es de mayor facilidad en Io que a su proceso de fabricación se refiere, facilitando y optimizándose de forma considerable Ia fabricación de los revestimientos de Ia misma. Además, se elimina el destaje o cambio de pendiente de Ia misma, con Io que se eliminan posibles futuros defectos.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se desprenderán de Ia descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que Ie acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra en esquema un estabilizador horizontal que comprende un timón de profundidad, en una aeronave de tipo convencional.
La Figura 2 muestra un timón de profundidad de un estabilizador horizontal, en una aeronave de tipo convencional.
La Figura 3 muestra un detalle del diseño del borde de salida del timón de profundidad de un estabilizador horizontal, según Ia técnica conocida. La Figura 4 muestra un detalle en sección del diseño del borde de salida del timón de profundidad de un estabilizador horizontal, en el cual se ha utilizado un material de relleno aerodinámico, según Ia técnica conocida.
La Figura 5 muestra un detalle en sección del diseño del borde de salida del timón de profundidad de un estabilizador horizontal, en el cual se ha utilizado un cordón de material sellante, según Ia técnica conocida.
Las Figuras 6a y 6b muestran en sección el diseño del borde de salida del timón de profundidad de un estabilizador horizontal, según Ia presente invención.
La Figura 7 muestra en sección un detalle de Ia unión de los elementos tipo clip a los revestimientos del estabilizador, en el diseño del borde de salida del timón de profundidad de un estabilizador horizontal según Ia presente invención. DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere por tanto al diseño del borde de salida de una superficie estábil izadora de aeronave, particularmente al diseño del borde de salida 3 del timón de profundidad 2 del estabilizador horizontal 1 de una aeronave.
Según Ia técnica anterior conocida (Figura 4), una de las soluciones empleadas en Ia unión de un elemento tipo clip 5 para unir los revestimientos superior e inferior, 40 y 41 , de un timón de profundidad 2 en un estabilizador horizontal 1 , consiste en utilizar un material 8 de relleno aerodinámico, tal que este relleno 8 enrase los citados elementos 5 de tipo clip de unión de los revestimientos con los propios revestimientos 40, 41 , consiguiéndose así una mejor presencia o calidad exterior de Ia superficie, así como una mejor continuidad de Ia misma, lográndose al mismo tiempo un mejor comportamiento aerodinámico de dicha superficie. Otra de las soluciones conocidas (Figura 5) consiste en rellenar Ia zona a tratar, es decir los cantos de los elementos 5 de los clips de unión en su unión a los revestimientos 40, 41 , mediante un cordón 9 de material del tipo sellante.
Según Ia invención, se diseñan nuevos clips de unión 20 que evitan el uso del material de relleno 8 y el uso del cordón 9 de material sellante para conseguir una buena superficie aerodinámica. Además, según Ia invención, el borde de salida 3 del timón de profundidad 2 del estabilizador 1 no comprende destaje 6 alguno, o cambio de pendiente, consiguiéndose una unión exterior que es continua en superficie.
El diseño del borde de salida 3 según Ia invención, en superficies estábil izadoras 1 de aeronave realizadas en materiales compuestos, típicamente realizadas en fibra de carbono, es tal que Ia unión a los revestimientos superior e inferior, 40 y 41 , respectivamente, de Ia citada superficie estabilizadora 1 se realiza mediante un elemento de unión tipo clip 20, no siendo preciso el empleo de material de relleno aerodinámico 8, ni tampoco el uso de un cordón 9 de material sellante en Ia unión, de tal forma que se evita Ia existencia del destaje 6 o cambio de pendiente en las superficies exteriores de los revestimientos, 40 y 41 , con los problemas que tales uniones conllevan.
El elemento de unión tipo clip 20 de Ia invención comprende en sus extremos unos rebajes 23 preparados para acoplar por Ia zona interior con el revestimiento superior 40 y el revestimiento inferior 41 de Ia superficie estabilizadora 1 , respectivamente. El citado elemento de unión tipo clip 20 ha de ser Io suficientemente flexible como para permitir su pinzado, de tal forma que los extremos de dicho clip 20 queden alojados, por medio de los rebajes 23 previstos para tal fin, entre los revestimientos 40 y 41 de Ia superficie sustentadora 1 de Ia aeronave.
En Io referente al proceso de fabricación, Ia nueva configuración planteada según Ia invención, facilita y optimiza considerablemente Ia fabricación de los revestimientos, 40 y 41 del estabilizador 1. Se abarata así su fabricación, al quedar eliminado el destaje 6, eliminándose además posibles de futuros defectos en Ia superficie de los mismos.
Además, con el nuevo diseño de Ia invención, se evitan los problemas derivados de Ia aplicación del material de relleno 8, así como los desprendimientos producidos cuando Ia aeronave está en servicio. La nueva estética que se consigue en Ia superficie exterior del borde de salida 2 según Ia invención es inmejorable, debido a que Ia continuidad de Ia superficie es total y a que su comportamiento aerodinámico es mucho mejor (al eliminarse los escalones o destajes 6 responsables del aumento de Ia resistencia parásita), además de tener en cuenta el hecho de Ia mejora estética en el exterior de Ia superficie del borde de salida 2, para mayor agrado del cliente. En Ia fase de montaje de los elementos de unión tipo clip 20 en el borde de salida 3, el nuevo diseño según Ia invención no presenta problema alguno, ya que podría hacerse de Ia misma forma que los montajes conocidos, y en el mismo orden de montaje de piezas. Hay que tener además en cuenta que todo el utillaje utilizado con las soluciones actuales conocidas también serviría para el nuevo diseño. Para finalizar el montaje según el diseño de Ia invención, habría que aplicar sellante 22 en las zonas exteriores de las uniones de los rebajes 23 con los revestimientos 40 y 41 , de forma idéntica a Ia realizada para los otros elementos que componen el estabilizador horizontal 1. Así, para el montaje de los nuevos clips 20 sólo habría que aprovechar Ia flexibilidad de Ia pieza para poder pinzarla e introducirla entre los revestimientos 40 y 41.
Los elementos de unión tipo clip 20 según Ia invención serán de tipo metálico, para así proteger el timón de profundidad 2 contra impactos de rayo, preferiblemente de aluminio, e irán unidos mediante uniones remachadas, preferentemente, a los revestimientos 40 y 41.
A modo de comparación, el tiempo empleado en el montaje de los nuevos diseños de los elementos de unión tipo clip 20 con respecto a los conocidos 5, podría pasar (considerando los elementos tipo clip, 20 y 5, remachados a los revestimientos 40 y 41 , en ambos diseños) de una jornada y media (=12h) a 1 h de trabajo, con el consiguiente ahorro en costes de fabricación que esto conllevaría.
Además, y según el diseño de Ia invención, se ahorrarían también los posibles problemas que pudieran presentarse en Ia fibra de carbono al encintar el destaje 6, que ya no existirían, ahorrando además el tiempo de máquina empleado para dicho encintado. Todo ello conllevaría un muy importante ahorro en tiempo y costes de fabricación y montaje del diseño de Ia invención, frente a los diseños conocidos.
Existe también un coste de "no calidad" muy importante en Io anteriormente mencionado, que es el coste debido a las quejas de los clientes cuando se les desprende Ia pintura exterior por Ia aplicación del material de relleno 8.
Por otro lado, el diseño de Ia invención no compromete Ia continuidad eléctrica y el drenaje de Ia superficie estábil izadora 1 , manteniéndose además los mismos materiales, tanto en los revestimientos 40 y 41 , como en los elementos 20 de tipo clip, con respecto a las soluciones conocidas.
Así, las principales ventajas significativas del nuevo diseño de Ia invención, con respecto a los conocidos, son las siguientes: - se mejoran tanto Ia calidad como el aspecto estético de las superficies estabilizadoras 1 ; se mejora Ia aerodinámica de las superficies estabilizadoras 1 ; se simplifica Ia fabricación de los revestimientos 40 y 41 del timón de profundidad 2 de las superficies estabilizadoras horizontales 1 ; se mejora el proceso de montaje de los elementos de unión tipo clip 20 en las superficies estabilizadoras horizontales 1 ; y se reducen los costes unitarios de fabricación.
Geometrías similares a Ia del borde de salida 3 del timón de profundidad
2 de un estabilizador horizontal 1 , como Ia descrita en Ia realización preferente de Ia invención, pueden también emplearse para otros elementos de una aeronave, pudiendo entonces aplicarse el diseño de Ia invención en dichos componentes. Las partes de Ia aeronave a las que se hace referencia son: borde de salida del timón de dirección del estabilizador vertical de Ia aeronave y borde de salida de las alas.
En las realizaciones que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES
1. Borde de salida (3) de superficie estábil izadora (1 ) de aeronave, estando dicha superficie (1 ) fabricada en material compuesto y comprendiendo un revestimiento exterior (40) y un revestimiento interior (41 ) que se unen a través de un elemento (20) de unión tipo clip en dicho borde de salida (3), caracterizado porque el elemento (20) de unión tipo clip comprende en sus extremos unos rebajes (23) destinados a acoplar con Ia zona interior de los revestimientos superior e inferior (40, 41 ) de Ia superficie estabilizadora (1 ), de tal forma que el elemento (20) de unión tipo clip es Io suficientemente flexible como para permitir su pinzado, de tal forma que sus extremos quedan alojados, por medio de los citados rebajes (23), entre los revestimientos exterior e interior (40, 41 ) de Ia superficie estabilizadora (1 ) de Ia aeronave, quedando así Ia zona exterior de Ia superficie estabilizadora (1 ), en su borde de salida (3) formada por una superficie continua aerodinámica sin cambios de pendiente.
2. Borde de salida (3) de superficie estabilizadora (1 ) de aeronave según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque el elemento (20) de unión tipo clip está realizado en un material metálico.
3. Borde de salida (3) de superficie estabilizadora (1 ) de aeronave según Ia reivindicación 2, caracterizado porque el elemento (20) de unión tipo clip es de aluminio.
4. Borde de salida (3) de superficie estabilizadora (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque Ia unión del elemento (20) de tipo clip con los revestimientos exterior e interior (40, 41 ), en su zona interior, se realiza mediante uniones remachadas.
5. Borde de salida (3) de superficie estabilizadora (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende además un sellante (22) las zonas exteriores de las uniones de los rebajes (23) del elemento (20) de unión tipo clip con los revestimientos exterior e interior (40, 41 ) de dicha superficie estábil izadora (1 ).
6. Borde de salida (3) de superficie estábil izadora (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el borde de salida (3) corresponde al borde de salida del timón de profundidad (2) de un estabilizador horizontal de una aeronave.
7. Borde de salida (3) de superficie estábil izadora (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque el borde de salida (3) corresponde al borde de salida del timón de dirección de un estabilizador vertical de una aeronave.
8. Borde de salida (3) de superficie estábil izadora (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque el borde de salida (3) corresponde al borde de salida del ala de una aeronave.
9. Borde de salida (3) de superficie estábil izadora (1 ) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque Ia superficie estabilizadora (1 ) es de material compuesto.
10. Borde de salida (3) de superficie estabilizadora (1 ) de aeronave según Ia reivindicación 9, caracterizado porque Ia superficie estabilizadora (1 ) es de fibra de carbono.
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