Un sistema para controlar el flujo en la capa límite sobre un ala de una aeronave (10;

20; 30; 40) que comprende: al menos un elemento de ala (12 a 16; 22 a 26; 32 a 36; 42 a 46); una pluralidad de orificios (s, m, f) definidos en al menos un elemento de ala (12 a 16; 22 a 26; 32 a 36; 42 a 46) y conectados entre sí en comunicación fluida; y al menos un dispositivo fluídico (18) que se puede utilizar para aspirar fluido de forma continua a través de al menos uno de los orificios (s, m, f) y expulsar el fluido por al menos otro orificio (s, m, f) para controlar el flujo en la capa límite del fluido sobre el al menos un elemento de ala (12 a 16; 22 a 26; 32 a 36; 42 a 46); caracterizado por una pluralidad de elementos de ala que comprenden un slat (12; 22; 32; 42), un elemento principal de ala (14; 24; 34; 44) y un flap (16; 26; 36; 46), y una pluralidad de dispositivos fluídicos (18), en el que la pluralidad de orificios (s, m, f) incluye al menos un par de orificios (s) definidos en el slat (12; 22; 32; 42) y conectados entre sí en comunicación fluida, al menos un par de orificios (m) definidos en el elemento principal de ala (14; 24; 34; 44) y conectados entre sí en comunicación fluida y al menos un par de orificios (f) definidos en el flap (16; 26; 36; 46) y conectados entre sí en comunicación fluida, y en el que un dispositivo fluídico (18) está relacionado con un par de orificios (s, m, f) en cada uno de los elementos de ala (12 a 16; 22 a 26; 32 a 36; 42 a 46) para aspirar y expulsar fluido a través de dichos orificios

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ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

1) Campo de la invención

La presente invención se refiere a un sistema para flujos aerodinámicos y, más concretamente, a un sistema capaz de controlar el flujo en la capa límite sobre un ala de una aeronave. Concretamente, la invención se refiere a un sistema para controlar el flujo en la capa límite sobre un ala de una aeronave según se define en el preámbulo de la reivindicación 1 y a un método para controlar el flujo en la capa límite de un fluido sobre un ala de una aeronave según se define en el preámbulo de la reivindicación 11. Dicho sistema y método son conocidos, por ejemplo, por el documento DE 584585 C. 2) Descripción de la técnica relacionada

Uno de los objetivos de diseño del diseñador de aeronaves consiste en garantizar unas altas prestaciones aerodinámicas en diversas condiciones de vuelo. El comportamiento durante el despegue y el aterrizaje constituye un objetivo principal en el diseño de aeronaves de transporte en las que un requisito fundamental es una alta capacidad de sustentación. El despegue y el aterrizaje presentan un desafío especial ya que los flujos se ven dominados por efectos de viscosidad, que constituyen el principal condicionante del comportamiento aerodinámico, y la capacidad de alterar las características del flujo viscoso reviste una importancia vital para el desarrollo de sistemas eficientes de alta sustentación.

Las técnicas para alterar las estructuras de flujo viscoso resultan ser muy apreciadas debido a su gran potencial para mejorar la eficiencia. Se han creado diversos accionadores fluídicos para manipular flujos viscosos para una gran variedad de aplicaciones. Estos accionadores proporcionan la expulsión e ingestión oscilatoria de fluido en diversos puntos de la superficie del ala. El gran atractivo de estos dispositivos se basa en que emplean una pulsación de flujo másico neto cero (zero-net-massflow, “ZNMF”), es decir, no es necesaria una fuente de fluido. La ventaja del ZNMF es doble: se evita un depósito de alta presión o aire de purga de los motores (el purgado reduce la eficiencia de la propulsión), y se puede integrar un sistema de control sin necesidad de una instalación de tuberías compleja.

Los sistemas de control de flujo que usan oscilaciones forzadas pueden emplear elementos fluídicos alimentados eléctricamente o dispositivos impulsados por una combustión. Un accionador eléctrico usa una membrana móvil o un pistón para generar la acción de soplado/succión a través de un orificio, mientras que un accionador eléctrico emite chorros pulsátiles a través de un orificio de salida. Por lo general, existen varios tipos de accionadores eléctricos: electromagnéticos (o bobinas de voz, como las usados en los altavoces), electromecánicos (impulsados por pistón), y piezoeléctricos (en los que una membrana metalizada se dobla cuando se somete a un impulso eléctrico).

Por ejemplo, la patente de EE.UU. n.º 5.988.522 de Glazer y col. describe unos actuadores de chorro sintéticos para modificar la dirección de flujo del fluido. El actuador incluye un alojamiento que posee una cámara interna, en la que se utiliza un mecanismo contenido en el alojamiento para cambiar periódicamente el volumen de la cámara interna de manera que se genere una serie de vórtices en el fluido y se proyecten saliendo por el orificio hacia un entorno exterior. El mecanismo puede incluir un pistón o membrana que se accione mediante un elemento de polarización eléctrica o piezoeléctrico. El mecanismo usa el fluido de trabajo en el que se utiliza el actuador, de tal forma que el momento lineal se transfiere al sistema de flujo sin que se produzca una inyección de masa neta en el sistema. Además, se utiliza un sistema de control para hacer oscilar la membrana de manera que se propague una corriente de chorro sintética desde el orificio.

Los actuadores fluídicos oscilatorios han demostrado ser bastante eficaces para diversos problemas con el flujo. No obstante, se deben resolver varios inconvenientes relacionados con la excitación inestable antes de aplicar esta tecnología en vehículos aéreos aptos para el vuelo. Por ejemplo, los accionadores oscilatorios se encuentran aún en fase de desarrollo, y es necesaria una investigación sobre su utilidad y su robustez para un entorno operativo real. Además, la excitación pulsátil da lugar a fuerzas inestables y momentos con amplitudes considerables, lo cual resulta perjudicial para la integridad estructural y posee importantes consecuencias en lo que respecta a la fatiga estructural. Este problema se agudiza particularmente con un sistema de ala multielemento en el que los elementos de slat y flap se despliegan usando sistemas de correderas y varillajes extensibles. La calidad del control de la capa límite debida a la fuerza inestable y a la excitación del momento también queda limitada con los accionadores oscilatorios. Además, la limitación física de los accionadores impulsados eléctricamente (desplazamiento de la membrana, tamaño del orificio, y el tamaño de la cámara) impone un límite en la velocidad máxima del chorro y, por tanto, en la salida de energía. Los accionadores de combustión producen una mayor velocidad de chorro, pero su salida de energía también se ve limitada por el pequeño tamaño de su orificio. Aunque no se requieren fuentes de aire para los accionadores impulsados por combustión, estos dispositivos usan un material combustible que requiere un almacenamiento, conductos de alimentación, y mamparos cortafuegos en el interior del fuselaje. Además, el riesgo potencial que entrañan los sistemas basados en la combustión supone un importante obstáculo para su aceptación en el mercado por parte de los operadores de aeronaves y el público en general.

En el documento DE 584585 C, identificado anteriormente, se describe un sistema para aumentar la sustentación generada por el ala de una aeronave mediante el control del flujo en la capa límite por encima del ala. El sistema incluye una

o más aberturas de aspiración alargadas, dispuestas en una dirección en el sentido de la envergadura, cerca del borde de salida del ala, y una o más aberturas de evacuación alargadas, dispuestas en dirección en el sentido de la envergadura, cerca del borde de ataque del ala. Las aberturas de aspiración y de evacuación están conectadas mediante un conducto que se extiende desde el borde de salida hacia el borde de ataque. En el conducto hay una bomba de pistón giratorio dispuesta para aspirar aire de la capa límite a través de la abertura o aberturas de aspiración del borde de salida, transportar el aire corriente arriba a través del ala y expulsarlo a través de la abertura o aberturas de evacuación del borde de ataque.

En el documento DE 699066 C, se describe un método para reducir la resistencia por rozamiento de un ala de una aeronave aumentando el espesor de la capa límite a través de la expulsión de aire cerca del borde de ataque del ala. Hay una o más aberturas de aspiración dispuestas cerca del borde de ataque del ala, y un ventilador dispuesto en el ala transporta el aire introducido a través de las aberturas de aspiración corriente arriba hacia una o más aberturas de evacuación.

Y, por último, en el documento US-A-2517524, se describe un sistema para controlar el flujo en la capa límite sobre un ala de una aeronave que está provista de alerones y flaps. El sistema incluye una pluralidad de aberturas de aspiración en el sentido de la envergadura, que están conectadas mediante conductos de aspiración a una cámara que rodea el escape del reactor de la aeronave. Este escape del reactor funciona como bomba de aspiración para el aire de la capa límite, que, a su vez, refrigera el escape.

Resultaría ventajoso proporcionar un sistema mejorado para controlar el flujo en la capa límite sobre un ala de una aeronave. Además, resultaría ventajoso proporcionar un sistema que mejore el comportamiento aerodinámico de un ala de una aeronave. Además, resultaría ventajoso proporcionar un sistema que se emplee fácilmente con un ala de una aeronave para mejorar el comportamiento de una aeronave durante el despegue y el aterrizaje.

BREVE RESUMEN DE LA INVENCIÓN

Las formas de realización de la presente invención atienden a las necesidades mencionadas y logran otras ventajas proporcionando un sistema para controlar el flujo en la capa límite sobre un ala de una aeronave. El sistema de acuerdo con la invención posee las características... [Seguir leyendo]

1. Un sistema para controlar el flujo en la capa límite sobre un ala de una aeronave (10; 20; 30; 40) que comprende: al menos un elemento de ala (12 a 16; 22 a 26; 32 a 36; 42 a 46); una pluralidad de orificios (s, m, f) definidos en al menos un elemento de ala (12 a 16; 22 a 26; 32 a 36; 42 a 46) y

conectados entre sí en comunicación fluida; y

al menos un dispositivo fluídico (18) que se puede utilizar para aspirar fluido de forma continua a través de al menos uno de los orificios (s, m, f) y expulsar el fluido por al menos otro orificio (s, m, f) para controlar el flujo en la capa límite del fluido sobre el al menos un elemento de ala (12 a 16; 22 a 26; 32 a 36; 42 a 46);

caracterizado por una pluralidad de elementos de ala que comprenden un slat (12; 22; 32; 42), un elemento principal de ala (14; 24; 34; 44) y un flap (16; 26; 36; 46), y

una pluralidad de dispositivos fluídicos (18),

en el que la pluralidad de orificios (s, m, f) incluye al menos un par de orificios (s) definidos en el slat (12; 22; 32; 42) y conectados entre sí en comunicación fluida, al menos un par de orificios (m) definidos en el elemento principal de ala (14; 24; 34; 44) y conectados entre sí en comunicación fluida y al menos un par de orificios (f) definidos en el flap (16; 26; 36; 46) y conectados entre sí en comunicación fluida, y

en el que un dispositivo fluídico (18) está relacionado con un par de orificios (s, m, f) en cada uno de los elementos de ala (12 a 16; 22 a 26; 32 a 36; 42 a 46) para aspirar y expulsar fluido a través de dichos orificios.

2. El sistema según la reivindicación 1, caracterizado porque el al menos un dispositivo fluídico (18) comprende una bomba impulsada eléctricamente.

3. El sistema según la reivindicación 1 o 2, caracterizado porque el al menos un dispositivo fluídico (18) emplea un flujo másico neto cero para regular el flujo de fluido a través de los orificios (s, m, f).

4. El sistema según cualquiera de las reivindicación precedentes, caracterizado porque el al menos un dispositivo fluídico (18) se puede usar para accionar una pluralidad de orificios (s, m, f) de forma que el fluido fluye a través de cada uno de los orificios accionados (s, m, f) simultáneamente.

5. El sistema según cualquiera de las reivindicación precedentes, caracterizado porque el al menos un dispositivo fluídico (18) se puede usar para accionar una pluralidad de orificios (s, m, f) de forma manual o automática.

6. El sistema según la reivindicación 4 ó 5, caracterizado porque el al menos un dispositivo fluídico (18) se puede usar para accionar una pluralidad de orificios (s, m, f) relacionados con al menos uno de los slat (12; 22; 32; 42), elemento principal de ala (14; 24; 34; 44) o flap (16; 26; 36; 46).

7. El sistema según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque hay al menos un orificio (s, m, f) definido en una superficie superior del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46).

8. El sistema según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque hay al menos un orificio (s, m, f) definido en una superficie inferior del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46).

9. El sistema según la reivindicación 8, caracterizado porque al menos un orificio (s, m, f) definido en una superficie superior del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46) está en comunicación fluida con al menos un orificio (s, m, f) definido en una superficie inferior del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46).

10. El sistema según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque hay al menos un orificio (s, m, f) definido en una parte trasera del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46).

11. Un método para controlar el flujo de un fluido en la capa límite sobre un ala de una aeronave (10; 20; 30; 40) que comprende: inicio del flujo de fluido sobre un ala de un aeronave (10; 20; 30; 40) que comprende al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46); y

regulación continua del flujo de fluido sobre el ala de la aeronave (10; 20; 30; 40) mediante la aspiración y la expulsión de fluido a través de una pluralidad de orificios interconectados (s, m, f) en comunicación fluida unos con otros, los cuales (s, m, f) están definidos en el al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46), para controlar el flujo del fluido en la capa límite sobre el al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46);

caracterizado porque la regulación comprende la aspiración y la expulsión de fluido a través de una pluralidad de orificios interconectados (s, m, f) en comunicación fluida unos con otros, definidos en cada uno de un slat (12; 22; 32; 42), un elemento principal de ala (14; 24; 34; 44) y un flap (16; 26; 36; 46).

12. El método según la reivindicación 11, caracterizado porque el inicio comprende el inicio del despegue o el aterrizaje de la aeronave.

13. El método según la reivindicación 11 ó 12, caracterizado porque la regulación comprende el accionamiento de un dispositivo fluídico (18) relacionado con una pluralidad de orificios interconectados (s, m, f) en comunicación fluida unos con otros.

14. El método según cualquiera de las reivindicaciones 11 a 13, caracterizado porque la regulación comprende la regulación de una pluralidad de orificios (s, m, f) simultáneamente.

15. El método según cualquiera de las reivindicaciones 11 a 14, caracterizado porque la regulación comprende la aspiración y la expulsión del fluido a través de un par de orificios (s, m, f) definidos en una superficie superior del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46).

16. El método según cualquiera de las reivindicaciones 11 a 15, caracterizado porque la regulación comprende la aspiración del fluido a través de un orificio (s, m, f) definido en una superficie inferior del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46) y la expulsión del fluido a través de un orificio (s, m, f) definido en una superficie superior del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46).

17. El método según cualquiera de las reivindicaciones 11 a 16, caracterizado porque la regulación comprende la aspiración del fluido a través de un orificio (s, m, f) definido en una superficie superior del al menos un elemento de ala (12-16; 2226; 32-36; 42-46) y la expulsión del fluido a través de un orificio (s, m, f) definido en una superficie inferior del al menos un elemento de ala (12-16; 22-26; 32-36; 42-46).

18. El método según las reivindicaciones 16 y 17, caracterizado porque la regulación comprende: la aspiración del fluido a través de un orificio (s) definido en una superficie superior del slat (12; 22; 32; 42) y la expulsión del fluido a través de un orificio (s) definido en una superficie inferior del slat (12; 22; 32; 42); y

la aspiración del fluido a través de un orificio (m, f) definido en una superficie inferior de cada uno del elemento principal de ala (14; 24; 34; 44) y el flap (16; 26; 36; 46) y la expulsión del fluido a través de un orificio (m, f) definido en una superficie superior cada uno del elemento principal de ala (14; 24; 34; 44) y el flap (16; 26; 36; 46).