Superficie de control (1) de aeronave, en particular para superficie sustentadora (2) de aeronave, que comprende una superficie decontrol primaria (6) que comprende un eje de charnela (10), y una superficie de control secundaria (7) que comprende un eje de charnela (11), girando la superficie de control secundaria (7) a través de su eje de charnela (11) con respecto a la superficie de control primaria (6), ocupando la citada superficie de control secundaria (7) tan sólo parcialmente la envergadura de la superficiede control primaria (6), siendo la longitud de la superficie decontrol secundaria (7) a lo largo de su eje de charnela (11) significativamente menor que la longitud de la superficie de controlprimaria (6) a lo largo de su eje de charnela (10), estrechándoseademás significativamente la anchura o cuerda de la citada superficie de control secundaria (7) a lo largo de la dirección de sueje de charnela (11) hacia la punta de la superficie sustentadora(2) mediante una ley de estrechamiento diseñada expresamente para adaptar la distribución de rigidez a torsión a lo largo de la envergadura de la superficie sustentadora (2) a la distribución decarga aerodinámica en la misma, a la vez que la distribución decurvatura efectiva debida a la deflexión de la citada superficiede control (1) es tal que aumenta el ángulo de entrada en pérdidaaerodinámica de la superficie sustentadora (2).

    Aircraft control surface (1), in particular for an aircraft lifting surface (2), that comprises a primary control surface (6) that comprises a hinge axis (10), and a secondary control surface (7) that comprises a hinge axis (11), with the secondary control surface (7) rotating by means of its hinge axis (11) relative to the primary control surface (6), said secondary control surface (7) only partially occupying the span of the primary control surface (6), the length of the secondary control surface (7) along its hinge axis (11) being significantly less than the length of the primary control surface (6) along its hinge axis (10), and moreover the width or chord of said secondary control surface (7) along the direction of its hinge axis (11) narrows significantly towards the tip of the lifting surface (2) according to a law of narrowing designed expressly for adapting the distribution of torsional stiffness along the span of the lifting surface (2) to the distribution of aerodynamic load thereon, whereas the distribution of effective curvature due to the deflection of said control surface (1) is such that it increases the stalling angle of the lifting surface (2).


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    Title :

    Superficie de control de aeronave



    Publication date :

    2016-03-07


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    Spanish


    Classification :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge



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