Un ala de avión en flecha (10; 210; 310; 410) que tiene una envergadura y que comprende un perfil aerodinámico,

comprendiendo dicho perfil aerodinámico: al menos un elemento de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) que tiene un extradós (40; 583) y un intradós (42; 584); al menos un elemento de perfil aerodinámico posterior (38; 238; 338; 438; 561) que tiene un extradós (48; 564) y un intradós (50; 570); y al menos una ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412'; 562) definida por el perfil aerodinámico durante al menos una condición transónica del perfil aerodinámico, permitiendo la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412''; 562) que una parte del aire que circula a lo largo del intradós (42; 584) del elemento de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) se divida y circule sobre el extradós (48; 564) del elemento de perfil aerodinámico posterior (38; 238; 338; 438; 561) para conseguir una mejora de rendimiento en la condición transónica; caracterizada por que: el ala de avión (10; 210; 310; 410) tiene una parte interna del ala que se extiende respecto a la envergadura desde un fuselaje del avión hasta una discontinuidad de la planta alar (32) y una parte externa del ala que se extiende respecto a la envergadura desde la discontinuidad de la planta alar (32) hasta una punta (16) del ala (10; 210; 310; 410), en la que la parte interna del ala incluye un perfil aerodinámico que tiene una cuerda relativamente larga para permitir la retracción de un tren de aterrizaje del avión y un coeficiente de sustentación seccional (Cl) relativamente bajo comparado con el de toda el ala (10; 210; 310; 410); y la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412''; 562) se extiende respecto a la envergadura únicamente a lo largo de una parte de la envergadura del ala (10; 210; 310; 410), constituyendo la parte interna del ala una zona del ala sin ranuras (22)

CAMPO

La invención se refiere en general a alas de aviones y, más específicamente, a alas de aviones ranuradas y a procedimientos para mejorar el comportamiento en vuelo de crucero de los aviones. En particular, la invención se refiere a un ala de avión tal como se define en el preámbulo de la reivindicación 1 y a un procedimiento para hacer volar un ala de avión tal como se define en el preámbulo de la reivindicación 19. Tal ala de avión y procedimiento se conocen a partir del documento US-B1-6.293.497.

ANTECEDENTES

Muchas alas de aviones se diseñan usando perfiles aerodinámicos convencionales. Con un perfil aerodinámico convencional, el extradós y el intradós se juntan en un borde anterior (LE) romo o redondeado y en un borde posterior (TE) agudo

Los perfiles aerodinámicos convencionales también se usan para alas transónicas (es decir, alas diseñadas para vuelo transónico). El vuelo transónico se produce cuando la velocidad del flujo de aire sobre un avión es una mezcla de flujo subsónico (es decir, velocidad de flujo inferior a la velocidad del sonido) y flujo supersónico (es decir, velocidad de flujo mayor que la velocidad del sonido). El aire que circula sobre extradós de un ala es acelerado por la curvatura del extradós usada para producir sustentación. Como resultado, la velocidad del avión a la que una parte del flujo de aire sobre el avión alcanza la velocidad del sonido (es decir, se convierte en sónica) puede ser considerablemente inferior a Mach uno.

Brevemente, el número de Mach es la relación de la velocidad relativa del avión a la velocidad del sonido a la altitud actual del avión. Se produce Mach 1 cuando el avión está volando a la velocidad del sonido. El número de Mach crítico (Mcrit) es el número de Mach de la velocidad relativa del avión al que el flujo de aire en algún lugar a lo largo del avión alcanza la velocidad del sonido.

Cuando el flujo de aire sobre cualquier parte del avión no alcanza la velocidad del sonido, puede generarse una onda de choque en ese punto. Si el número de Mach del avión aumenta por encima del número de Mach crítico, puede crearse flujo supersónico tanto sobre el extradós como el intradós del perfil aerodinámico teniendo como resultado la generación de ondas de choque en cada una de las ubicaciones del perfil aerodinámico. A velocidades transónicas, a menudo hay varias áreas localizadas de flujo supersónico delimitadas por ondas de choque.

A través de una onda de choque, la presión y densidad del aire aumentan significativamente, teniendo como resultado pérdidas no isentrópicas o irrecuperables que se clasifican como resistencia por formación de ondas. A medida que se aumenta el número de Mach del avión, se produce un aumento drástico y brusco de la resistencia aerodinámica que se denomina aumento de resistencia transónica. Una onda de choque disminuye la velocidad del flujo de aire y, de este modo, aumenta la presión conduciendo a un gradiente de presión adverso a través de la onda de choque. Dependiendo de la intensidad de la onda de choque, el gradiente de presión adverso puede causar una separación localizada del flujo de aire de la superficie del perfil aerodinámico en la base de la onda de choque. Durante el vuelo transónico, las ondas de choque y la separación de la capa límite inducida por onda de choque son fuentes consistentes y significativas de una resistencia aerodinámica total del avión.

El número de Mach al que la resistencia aerodinámica transónica comienza a aumentar sustancialmente se conoce como el “número de Mach de divergencia de resistencia” (Mdd). Como ligeros aumentos en el número de Mach del avión más allá del número de divergencia de resistencia pueden conducir a aumentos significativos en la resistencia aerodinámica en el avión, operar en tales condiciones normalmente no es económicamente práctico.

Para empujar al aumento de resistencia transónica hacia números de Mach más elevados y reducir así la resistencia por formación de ondas a una velocidad transónica dada, se han empleado varios procedimientos. Algunos de los procedimientos más comunes incluyen usar alas altamente en flecha que pueden ser relativamente costosas de fabricar, perfiles aerodinámicos delgados, y perfiles aerodinámicos con curvatura hacia popa. Se han creado perfiles aerodinámicos supercríticos con números de Mach críticos más elevados. Los perfiles aerodinámicos supercríticos tienen típicamente extradós aplanados para reducir la aceleración del flujo y una sección hacia popa altamente curvada para generar una parte significativa de la sustentación. Las alas cargadas hacia popa desplazan el centro de sustentación hacia atrás teniendo como resultado mayores momentos de cabeceo de picado. En última instancia, un aumento en los momentos de cabeceo de piado requiere que tanto el ala como el estabilizador horizontal trabajen con más intensidad para compensar el avión en vuelo. La resistencia aerodinámica asociada con la compensación del vehículo se denomina resistencia aerodinámica de compensación. Un mayor momento de cabeceo de picado típicamente aumenta la resistencia aerodinámica de compensación.

Existe un límite para lo delgado que puede ser un perfil aerodinámico práctico debido a consideraciones distintas de la aerodinámica. Por ejemplo, las alas más delgadas proporcionan menos capacidad de combustible. Por otra parte, el uso de perfiles aerodinámicos más delgados normalmente aumenta el peso global del ala porque las alas más delgadas tienen cajas estructurales menos profundas.

También pueden usarse alas más grandes para aumentar el número de Mach de divergencia de resistencia y reducir así la resistencia por formación de ondas para una velocidad relativa transónica dada. Con una superficie de ala más grande, pueden usarse perfiles aerodinámicos que tienen coeficientes de sustentación más bajos, lo cual conduce, a su vez, a menos resistencia por formación de ondas. Sin embargo, la mayor área mojada de un ala más grande normalmente aumenta la resistencia por rozamiento del revestimiento del ala hasta tal punto que la resistencia por rozamiento del revestimiento adicional compensa o pesa más que cualquier reducción de resistencia por formación de ondas.

El documento de patente de EE.UU 6293497 de la técnica anterior antes mencionado titulado “Airplane with Unswept Slotted Cruise Wing Airfoil” desvela un ala sin flecha, o sustancialmente sin flecha, que emplea tecnología de perfil aerodinámico de crucero ranurado para conseguir velocidades de crucero más elevadas comparables con la de las alas de aviones en flecha sin ranuras y para conseguir sustentación más alta a velocidades más bajas.

RESUMEN

La invención proporciona un ala de avión tal como se define en la reivindicación 1. Las realizaciones preferidas del ala de avión inventiva forman el tema de las reivindicaciones dependientes 2 a 18.

La invención además proporciona un procedimiento para hacer volar un ala de avión tal como se define en la reivindicación 19. Maneras preferidas de llevar a cabo este procedimiento se definen en las reivindicaciones dependientes 20 a 26.

Nuevas áreas de aplicabilidad de la invención resultarán evidentes a partir de la descripción detallada proporcionada en lo sucesivo. Debería comprenderse que la descripción detallada y los ejemplos específicos, aunque indican al menos una realización ejemplar de la invención, están pensados únicamente a efectos de ilustración y no están pensados para limitar el alcance de la invención.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS

La invención se comprenderá más plenamente a partir de la descripción detallada y los dibujos adjuntos, en los que:

la Figura 1 es una vista desde arriba de un ala en flecha que incluye una ranura de envergadura parcial según una realización de la invención;

la Figura 2 es una vista desde arriba de un ala en flecha que incluye una ranura de envergadura total que no forma parte de la invención;

la Figura 3 es una vista desde arriba de un ala sin ranuras convencional que ilustra la ubicación de la onda de choque y zonas de flujo de aire supersónico a coeficiente de sustentación y Mach de mitad de crucero;

la Figura 4 es una vista desde arriba del ala con ranuras de envergadura parcial mostrada en la Figura 1 que ilustra la ubicación de la onda de choque y zonas de flujo de aire supersónico... [Seguir leyendo]

1. Un ala de avión en flecha (10; 210; 310; 410) que tiene una envergadura y que comprende un perfil aerodinámico, comprendiendo dicho perfil aerodinámico:

al menos un elemento de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) que tiene un extradós (40; 583) y un intradós (42; 584);

al menos un elemento de perfil aerodinámico posterior (38; 238; 338; 438; 561) que tiene un extradós (48; 564) y un intradós (50; 570); y

al menos una ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) definida por el perfil aerodinámico durante al menos una condición transónica del perfil aerodinámico, permitiendo la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) que una parte del aire que circula a lo largo del intradós (42; 584) del elemento de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) se divida y circule sobre el extradós (48; 564) del elemento de perfil aerodinámico posterior (38; 238; 338; 438; 561) para conseguir una mejora de rendimiento en la condición transónica;

caracterizada por que:

el ala de avión (10; 210; 310; 410) tiene una parte interna del ala que se extiende respecto a la envergadura desde un fuselaje del avión hasta una discontinuidad de la planta alar (32) y una parte externa del ala que se extiende respecto a la envergadura desde la discontinuidad de la planta alar (32) hasta una punta (16) del ala (10; 210; 310; 410), en la que la parte interna del ala incluye un perfil aerodinámico que tiene una cuerda relativamente larga para permitir la retracción de un tren de aterrizaje del avión y un coeficiente de sustentación seccional (Cl) relativamente bajo comparado con el de toda el ala (10; 210; 310; 410); y

la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) se extiende respecto a la envergadura únicamente a lo largo de una parte de la envergadura del ala (10; 210; 310; 410), constituyendo la parte interna del ala una zona del ala sin ranuras (22).

2. El ala (10; 210; 310; 410) de la reivindicación 1, caracterizada por que la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) se extiende respecto a la envergadura desde aproximadamente la discontinuidad de la planta alar (32) del ala (10; 210; 310; 410) hasta aproximadamente la punta (16) del ala (10; 210; 310; 410).

3. El ala (10; 210; 310; 410) de la reivindicación 1, caracterizada por que la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) se extiende sobre una parte del ala (10; 210; 310; 410) donde se produciría la separación del flujo de aire para añadir resistencia aerodinámica a la condición transónica.

4. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la al menos una ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) comprende una pluralidad de ranuras dispuestas longitudinalmente a lo largo del ala (10; 210; 310; 410).

5. El ala (10; 210; 310; 410) de la reivindicación 4, caracterizada por al menos una parte del ala ranurada dispuesta entre dos zonas del ala sin ranuras.

6. El ala (10; 210; 310; 410) de la reivindicación 4, caracterizada por al menos una zona del ala sin ranuras dispuesta entre dos zonas del ala ranuradas.

7. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) incluye un canal aerodinámicamente liso definido entre los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561) sin un entrante no aerodinámico.

8. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) está configurada para empujar las ondas de choque generadas por el flujo supersónico a través del ala (10; 210; 310; 410) a una posición más hacia popa sobre el ala (10; 210; 310; 410).

9. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) está configurada para aumentar la capacidad de número de Mach de divergencia de resistencia del ala (10; 210; 310; 410) en tanto que manteniendo al menos una eficiencia aerodinámica comparable para el ala (10; 210; 310; 410).

10. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) está configurada para mitigar las ondas de choque y proporcionar una velocidad de crucero más elevada para el ala (10; 210; 310; 410).

11. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) está configurada para mejorar el rendimiento del ala (10; 210; 310; 410) mediante al menos uno de los siguientes criterios:

un aumento de velocidad de crucero;

un aumento de sustentación;

un aumento de espesor;

una reducción de flecha;

una reducción de resistencia aerodinámica; o

una combinación de los mismos.

12. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por una estructura de accionamiento acoplada los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561) para mover uno de los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561) en relación con el otro elemento para compensar la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562).

13. El ala (10; 210; 310; 410) de la reivindicación 12, caracterizada por que la estructura de accionamiento está configurada para compensar la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) mediante al menos una de las siguientes acciones:

ajustar una separación que separa los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561), la separación definiendo la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562);

ajustar una altura relativa entre los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561);

ajustar un ángulo entre los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561); o

una combinación de las mismas.

14. El ala (10; 210; 310; 410) de la reivindicación 12 ó 13, caracterizada por que la estructura de accionamiento está configurada para cerrar la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) durante al menos una condición subsónica y para abrir la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) durante la condición transónica.

15. El ala (410) de cualquiera de las reivindicaciones 12 a 14, caracterizada por que la ranura (412, 412', 412”) incluye una pluralidad de segmentos dispuestos longitudinalmente a lo largo del ala (410), cada uno de los segmentos siendo ajustable independientemente por la estructura de accionamiento para permitir la compensación de la ranura diferentemente en ubicaciones diferentes a lo largo de la envergadura.

16. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones 12 a 15, caracterizada por que:

el elemento de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) comprende una parte principal del ala;

el elemento de perfil aerodinámico posterior (38; 238; 338; 438; 561) comprende una aleta; y

la estructura de accionamiento es una estructura de accionamiento de aleta configurada para compensar la aleta durante el crucero para mejorar el rendimiento del ala (10; 210; 310; 410) durante el crucero.

17. El ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que la condición transónica es una condición de crucero o una maniobra.

18. Un avión que comprende el ala (10; 210; 310; 410) de cualquiera de las reivindicaciones precedentes.

19. Un procedimiento para hacer volar un ala de avión en flecha (10; 210; 310; 410) que comprende usar al menos una ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) definida por el ala (10; 210; 310; 410) para desviar una parte del aire que circula a lo largo de un intradós (42; 584) del ala (10; 210; 310; 410) para que se divida y circule sobre un extradós (48; 564) del ala (10; 210; 310; 410) durante al menos una condición transónica del ala (10; 210; 310; 410), la desviación al menos retrasando la separación del flujo de aire que se produciría para añadir resistencia aerodinámica a la condición transónica para conseguir una mejora de rendimiento en la condición transónica,

caracterizado por que:

el ala de avión (10; 210; 310; 410) tiene una parte interna del ala que se extiende respecto a la envergadura desde un fuselaje del avión hasta una discontinuidad de la planta alar (32) y una parte externa del ala que se extiende respecto a la envergadura desde la discontinuidad de la planta alar (32) hasta una punta (16) del ala (10; 210; 310; 410), en la que la parte interna del ala incluye un perfil aerodinámico que tiene una cuerda relativamente larga para permitir la retracción de un tren de aterrizaje del avión y un coeficiente de sustentación seccional (Cl) relativamente bajo comparado con el de toda el ala (10; 210; 310; 410); y

la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) se extiende respecto a la envergadura únicamente a lo largo de una parte de la envergadura del ala (10; 210; 310; 410), constituyendo la parte interna del ala una zona del ala sin ranuras (22).

20. El procedimiento de la reivindicación 19, caracterizado por compensar la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) durante la condición transónica.

21. El procedimiento de la reivindicación 20, caracterizado por que compensar la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) comprende al menos una de las siguientes acciones:

ajustar una separación que separa los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561), la separación definiendo la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562);

ajustar una altura relativa entre los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561);

ajustar un ángulo entre los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561); o

una combinación de las mismas.

22. El procedimiento de la reivindicación 20 ó 21, caracterizado por que compensar la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) comprende abrir la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) cuando se está en o cerca de la condición transónica.

23. El procedimiento de cualquiera de las reivindicaciones 19 a 22, caracterizado por cerrar la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) durante al menos una condición subsónica del ala (10; 210; 310; 410).

24. El procedimiento de cualquiera de las reivindicaciones 19 a 23, caracterizado por que la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) incluye un canal aerodinámicamente liso definido entre los elementos de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) y posterior (38; 238; 338; 438; 561) sin un entrante no aerodinámico.

25. El procedimiento de cualquiera de las reivindicaciones 20 a 24, caracterizado por que: el elemento de perfil aerodinámico anterior (36; 236; 336; 436; 560) comprende una parte principal del ala; el elemento de perfil aerodinámico posterior (38; 238; 338; 438; 561) comprende un conjunto de aleta; y compensar la ranura (12; 212, 212'; 312, 312'; 412, 412', 412”; 562) comprende accionar el conjunto de

aleta.

26. El procedimiento de cualquiera de las reivindicaciones 19 a 25, caracterizado por que la condición transónica es una condición de crucero o una maniobra.