Una parte (17) de una aeronave (10) que comprende una sección fija (19) y una superficie de control (30) que puede desviarse respecto a la sección fija, comprendiendo la superficie de control: un borde anterior, un borde posterior y una línea de cuerda definida entre el borde anterior y el borde posterior, una primera superficie aerodinámica (36, 40) entre los bordes anterior y posterior, una segunda superficie (37, 41) entre los bordes anterior y posterior, estando el borde anterior formado por un morro (34), teniendo el morro un eje de bisagra (33) que se extiende a través de la superficie de control alrededor de la cual la superficie de control puede desviarse respecto a la sección fija, oponiéndose la primera superficie aerodinámica (36, 40) a la segunda superficie (37, 41) y convergiendo hacia la segunda superficie (37, 41) desde el morro hasta una cola, teniendo la primera superficie aerodinámica una superficie de flujo de aire expuesta (40) y comprendiendo el morro una sección de perfil del morro arqueada (36) que se extiende desde la superficie de flujo de aire expuesta en donde la sección de perfil del morro arqueada está configurada para poder estar al menos parcialmente expuesta al flujo de aire que fluye sobre la superficie de control, en donde un grosor máximo de la superficie de control, perpendicular a la línea de cuerda entre la primera superficie aerodinámica y la segunda superficie, se encuentra en la popa del eje de bisagra, y un radio de la sección de perfil del morro arqueada es mayor que una distancia perpendicular entre la línea de cuerda y el punto de grosor máximo de la superficie de control en la primera superficie aerodinámica, el morro es recibido al menos parcialmente por la sección fija, en donde la sección fija comprende: un borde límite (22, 54) que se superpone al morro, y una región límite (58) inmediatamente delante del borde límite, caracterizada por que se define una muesca (43, 57) perfilando la región límite en una unión de la sección fija (19) y la primera superficie aerodinámica (36, 40) en el borde límite (22, 54) cuando la superficie de control (30) está en una posición no desviada.

    The present application relates to a control surface for an aircraft. The control surface has a leading edge, a trailing edge, and a chord-line defined between the leading edge and the trailing edge. A first aerodynamic surface (36) is between the leading and trailing edges and a second surface (37) is between the leading and trailing edges. The leading edge is formed by a nose (34), the nose having a hinge axis (33) about which the control surface is deflectable. A maximum thickness of the control surface perpendicular to the chord-line between the first aerodynamic surface and the second surface is located aft of the hinge axis. The present application also relates to a control surface for an aircraft having a maximum curvature of the first aerodynamic surface of the control surface located aft of the hinge axis. The present application also relates to an aircraft or part of an aircraft comprising a fixed section and a control surface.


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    Title :

    Una superficie de control para una aeronave


    Contributors:
    CHU JAMES (author) / NORTHAM ROBERT (author)

    Publication date :

    2020-06-18


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    Spanish


    Classification :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge



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