Carena ventral para un avión dispuesta entre un ala izquierda (2a) y un ala derecha (2b),

que comprende un tramo central (3a) inferior de sección transversal convexa situado entre el intradós izquierdo (2e) y el intradós derecho (2f), y con un ángulo {(ph)} entre la sección de la carena (3) y la línea de sección correspondiente al intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b), inferior a 90 grados,

sendos tramos laterales inferior izquierdo (3c) y derecho (3b) de sección transversal cóncava que respectivamente se extienden entre el intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b), y el tramo central (3a);

sendas primeras líneas de inflexión (4a, 4b) entre el intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b) y el tramo lateral (3c, 3b) correspondiente;

sendas segundas líneas de inflexión (4c, 4d) entre los tramos laterales (3c, 3b) y el tramo central (3a)

Carena ventral para un avión.

La presente invención se engloba en el campo técnico del diseño de superficies aerodinámicas de aeronaves, en concreto del diseño de la forma externa de la carena ventral (carena ala-fuselaje).

Estado de la técnica anterior a la invención

La principal razón de ser de la carena ventral de avión es la de procurar en su interior el volumen útil necesario para el alojamiento de otros componentes tales como el tren de aterrizaje principal y la instalación de diferentes sis-temas.

La interacción aerodinámica de la carena ventral con el ala, así como con el fuselaje, es significativa tanto a altas velocidades subsónicas (próximas al régimen transónico) como a bajas velocidades (próximas al régimen incompresible). Como altas velocidades subsónicas suelen definirse velocidades en las que el número de Mach (Mn) es de entre 0,7 y 0,95.

El objetivo de un buen diseño aerodinámico de la forma externa de la carena ventral es minimizar las interferencias negativas entre los tres elementos interrelacionados (ala, carena y fuselaje), fuentes de resistencia aerodinámica y de pérdida de sustentación del avión, así como mejorar las condiciones de adherencia del flujo de aire que poseería un grupo ala-fuselaje sin carenar. A la vista de la importante influencia de la carena en el campo fluido alrededor del ala y del fuselaje, y por consiguiente en las actuaciones del avión, y sin perder jamás de vista la misión fundamental de dicha carena, la forma externa de la carena debe ser, como gran parte de los productos de ingeniería, una solución de compromiso derivada del consenso entre soluciones de ingeniería de múltiples disciplinas.

La forma del carenado, dado un volumen interior útil, juega un papel esencial en la maximización del beneficio aerodinámico del avión. Los carenados convencionales que se conocían con anterioridad a la presente invención, partían básicamente, desde un punto de vista aerodinámico, de las siguientes soluciones técnicas.

Una primera solución técnica convencional corresponde a una carena simple sustancialmente abombada e inferiormente sobresaliente del contorno del fuselaje, cuya interacción con la aerodinámica del ala se limita a efectos viscosos fundamentalmente en la superficie externa superior del ala ("extradós") a través de la zona central superior de la carena denominada comúnmente "fillet" (Egbert Torenbeek, "Síntesis of Subsonic Airplane Design", Delft University Press, 1976), mientras que el resto (zona frontal, central inferior y posterior) de la carena posee generalmente una curvatura suave en la dirección de la corriente, con objeto de minimizar el crecimiento de la capa límite de la propia carena, pero sin interaccionar fuertemente con el flujo de aire alrededor del ala. Un ejemplo de tal primera solución técnica convencional es la carena ventral del AIRBUS A330.

Una segunda solución técnica convencional corresponde a una carena más compleja que inferiormente sólo sobresale mínimamente del contorno del fuselaje, con un mayor grado de interacción aerodinámica favorable con el ala, debido principalmente a que la evolución en dirección al eje longitudinal del fuselaje (X) del área transversal encerrada por la carena está altamente integrada en la ley de áreas global del avión (Richard T. Whitcomb, 1952), disminuyendo la penalización en resistencia aerodinámica del avión a altas velocidades subsónicas con respecto a la primera solución técnica convencional. Un ejemplo de tal segunda solución técnica convencional es la carena ventral del AIRBUS A380.

Ambas soluciones convencionales comparten la forma genérica de la sección transversal de su superficie externa, es decir, las secciones por planos perpendiculares al eje longitudinal del fuselaje, que se puede denominar clásica y que posee determinadas características geométricas distintivas. Así, esa forma geométrica "clásica" presenta una curva simétrica con respecto al plano de simetría del avión, siendo de curvatura variable pero siempre convexa vista desde dentro del volumen encerrado por la carena, es decir, sin cambios en el signo de la curvatura y sin puntos de inflexión, mientras que el ángulo F entre la sección de la carena y la línea correspondiente a la sección de la superficie externa inferior del ala ("intradós") es un ángulo agudo y próximo a 90 grados.

Si bien la segunda solución técnica convencional representa una mejora respecto a la primera solución técnica desde el punto de vista de resistencia aerodinámica del avión completo, a altas velocidades subsónicas, el volumen que permite encerrar por la carena ventral por su parte delantera es en proporción significantemente menor que el de la primera solución técnica convencional 1, lo cual implica la consiguiente penalización a la hora de instalar sistemas en la zona de la carena ventral.

Era, por lo tanto, deseable encontrar una nueva solución técnica para la forma de la carena ventral que permitiera combinar unas características aerodinámicas similares a las correspondientes a las de la segunda solución técnica convencional con un mayor volumen útil para la instalación de sistemas en su parte delantera y en su parte media, próximo al de una carena según la primera solución técnica convencional.

Descripción de la invención

La presente invención tiene por objeto una nueva forma de carena ventral para un avión con características aerodinámicas al menos similares a las de la segunda solución técnica convencional y con un volumen útil mayor para la instalación de sistemas en su parte delantera y en su parte media. Este objeto se consigue mediante una carena ventral simétrica respecto del plano de simetría de un avión dispuesta entre un ala izquierda con un intradós izquierdo y un ala derecha del avión con un intradós derecho, que comprende un tramo central inferior de sección transversal convexa situado entre el intradós izquierdo y el intradós derecho, y con un ángulo F inferior a 90 grados entre la sección de la carena y la línea de sección correspondiente al intradós de cada ala, y que se caracteriza porque comprende además

un tramo lateral izquierdo inferior de sección transversal cóncava que se extiende entre al menos parte de dicho intradós izquierdo y dicho tramo central, y un tramo lateral derecho inferior de sección transversal cóncava que se extiende entre al menos una primera parte de dicho intradós derecho y de dicho tramo central;

una primera línea de inflexión entre el intradós de cada ala y el tramo lateral correspondiente;

una segunda línea de inflexión entre cada tramo lateral y el tramo central.

El ángulo F es preferentemente el mínimo posible que siga siendo compatible con las restricciones estructurales y de sellado entre la carena ventral y el ala. Un restricción estructural típica es por ejemplo el hecho que el panel de la carena tiene un determinado espesor que hace inviable que los paneles del intradós del ala y los de la carena sean tangentes, mientras que una de las restricciones de sellado, es que los sellos de goma que se aplican entre los paneles del ala y los de la carena necesitan un ángulo mínimo de asiento para asegurar el nivel requerido de estanqueidad. Ambos tipos de restricciones imponen un ángulo F mínimo que depende de la técnica empleada y que suele estar en torno a los 10º. A la vista de ello, según a presente invención el ángulo F es preferentemente menor que 45º y más preferentemente menor que 30º, pero mayor que 10º. En una realización especialmente preferida el ángulo F es de 10º a 15º.

En una realización preferida de la invención, la carena ventral comprende una parte delantera en la que están dispuestos los respectivos tramos laterales cóncavos y las primeras líneas de inflexión, una parte trasera de sección transversal convexa que no comprende dichos tramos laterales cóncavos ni las primeras líneas de inflexión, y sendos tramos de transición en los que la configuración de la sección transversal de la parte delantera se adapta progresivamente a la configuración de la sección transversal de la parte trasera.

Mediante la novedosa configuración de la carena ventral de la presente invención se consigue un volumen interior útil alojado similar al de las carenas ventrales según la primera solución del estado de la técnica más arriba descrita a la vez que, según se ha podido verificar en ensayos aerodinámicos, un comportamiento aerodinámico similar al de las carenas ventrales según la segunda solución técnica más arriba...

1. Carena ventral para un avión dispuesta entre un ala izquierda (2a) con un intradós izquierdo (2e) y un ala derecha (2b) del avión con un intradós derecho (2f), que comprende un tramo central (3a) inferior de sección transversal convexa situado entre dicho intradós izquierdo (2e) y dicho intradós derecho (2f), y con un ángulo (F) entre la sección de la carena (3) y la línea de sección correspondiente al intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b), inferior a 90 grados, caracterizado porque comprende además

un tramo lateral izquierdo (3c) inferior de sección transversal cóncava que se extiende entre al menos parte de dicho intradós izquierdo (2e) y dicho tramo central (3a), y un tramo lateral derecho (3b) inferior de sección transversal cóncava que se extiende entre al menos una primera parte de dicho intradós derecho (2f) y de dicho tramo central (3a);

sendas primeras líneas de inflexión (4a, 4b) entre el intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b) y el tramo lateral (3c, 3b) correspondiente;

sendas segundas líneas de inflexión (4c, 4d) entre los tramos laterales (3c, 3b) y el tramo central (3a).

2. Carena ventral según la reivindicación 1, caracterizado porque comprende una parte delantera (3d) en la que están dispuestos los respectivos tramos laterales (3c, 3b) y las primeras líneas de inflexión (4a, 4b), una parte trasera (3e) de sección transversal convexa que no comprende dichos tramos laterales (3c, 3b) ni las primeras líneas de inflexión (4a, 4b), y sendos tramos de transición (3d) en los que la configuración de la sección transversal de la parte delantera (3d) se adapta progresivamente a la configuración de la sección transversal de la parte trasera (3e).

3. Carena ventral según la reivindicación 1 o 2, caracterizado porque el ángulo (F) entre la sección de la carena (3) y la línea de sección correspondiente al intradós (2e, 2f) de cada ala (2a, 2b) es de 10º a 45º, preferentemente de 10º a 30º, y más preferentemente de 10º a 15º.