Avión con configuración alar en caja lambda, que comprende un fuselaje (1),

un sistema de propulsión (5), un primer par de superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2), conectado a la porción delantera superior del fuselaje (1), un segundo par de superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), conectado a la porción posterior inferior del fuselaje (1) en un punto de dicho fuselaje (1) detrás de la conexión de las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2), y de un tercer par de superficies de sustentación sustancialmente verticales (4), estando las extremidades de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) conectadas al lado inferior de las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) en un punto intermedio de la envergadura de dichas superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2), por medio de unas superficies de sustentación sustancialmente verticales (4), teniendo las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) un alargamiento más alto que el de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), lo cual hace que las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) tengan una resistencia inducida reducida sin penalizar su peso.

Avión con configuración alar en caja lambda.

Campo de la invención

La presente invención se refiere a un avión que tiene una disposición alar que define una caja o un marco cerrado que reduce la resistencia inducida de sustentación y que proporciona una eficiencia estructural mejorada del avión así como una reducción del ruido del motor percibido en tierra.

Antecedentes

La eficiencia económica es una consideración importante en la técnica del diseño del avión. Recientemente el impacto ambiental del avión también se ha convertido en un factor importante incluido en el proceso de diseño. En general, se puede afirmar que la eficiencia tanto económica como ambiental mejoran cuando el avión tiene un consumo bajo de combustible. Los factores principales que contribuyen a reducir el consumo de combustible de un avión son: una baja resistencia aerodinámica, un peso estructural inferior y una eficiencia propulsora más alta.

La resistencia aerodinámica de un avión se puede interpretar como la energía por unidad de longitud que el avión transfiere al aire en el cual se mueve y es, de hecho, la fuerza que se opone al movimiento del avión que el empuje proporcionado por el sistema propulsor debe igualar en vuelo uniforme y horizontal.

Diversos fenómenos físicos contribuyen a la generación de la resistencia aerodinámica que da lugar a las diversas formas de resistencia analizadas en el proceso de diseño del avión, principalmente:

- Resistencia por rozamiento, producida por la transferencia de la energía cinética a la capa límite o al aire que rodea la envolvente del avión y que se convierte en la estela de aire turbulento que el vehículo deja detrás. La resistencia por rozamiento aumenta con el cuadrado de la velocidad y es proporcional al área mojada, que es la superficie de la envolvente del avión expuesta a la circulación externa de aire. Para reducir la resistencia por rozamiento es deseable reducir el área mojada del avión.

- Resistencia inducida o resistencia inducida de sustentación es una fuerza de resistencia que se produce siempre que un objeto móvil de tamaño finito vuelve a dirigir la circulación de aire que viene hacia el mismo. Esta fuerza de resistencia se produce típicamente en el avión debido a que las alas vuelven a dirigir el aire entrante hacia abajo para producir la sustentación. Con los otros parámetros permaneciendo constantes, conforme aumenta el ángulo de ataque del avión, también aumenta la resistencia inducida.

La sustentación del avión se produce por la aceleración de la circulación de aire sobre la superficie superior de un ala, que crea de este modo una diferencia de presión entre el aire que fluye sobre las superficies superior e inferior del ala. En un ala de envergadura finita, parte del aire fluye alrededor del extremo del ala desde la superficie inferior a la superficie superior produciendo los torbellinos de extremo de ala que se arrastran detrás de las alas de avión. La energía cinética absorbida por los torbellinos de extremo de ala se extrae en última instancia del sistema propulsor del avión y es por tanto una forma de resistencia. Estos torbellinos de extremo de ala modifican también la circulación de aire alrededor de un ala, en comparación con un ala de envergadura infinita, reduciendo la eficiencia del ala para generar la sustentación, requiriendo de este modo un ángulo de ataque superior para compensar, e inclinando la fuerza aerodinámica total hacia atrás. La resistencia inducida en las superficies de sustentación es inversamente proporcional al cuadrado de la velocidad del aire, es decir, si la velocidad del avión aumenta, la resistencia inducida se reduce en las superficies de sustentación mientras que aumenta la masa total de aire desviada por el ala por unidad de tiempo.

La resistencia inducida depende, por una parte, de la forma en proyección horizontal del ala y, por otra parte, de la velocidad del avión. Un ala de elevado alargamiento, es decir, un ala que es larga y delgada, produce menos resistencia inducida. Sin embargo, en estas alas largas y delgadas las fuerzas sustentadoras crean cargas grandes en voladizo y por tanto momentos de flexión grandes, especialmente en las raíces del ala, que llevan a un peso estructural aumentado del ala y del avión.

El peso aumentado de las alas esbeltas condujo en los comienzos de la aviación a aviones que comprenden superficies de sustentación múltiples estructuradas por tirantes y cables, siendo habitual un diseño de biplano. Conforme se hicieron disponibles nuevos materiales, el diseño de avión dio lugar a la configuración de monoplano, con alargamientos de ala del orden de 10, como un compromiso entre una resistencia inducida baja y un peso estructural aceptable.

- Resistencia de onda o compresible. El avión moderno de alta velocidad navega a velocidades cercanas a la velocidad del sonido, aproximadamente Mach 0,8, es decir, ocho décimas partes de la velocidad del sonido. A estas velocidades, la circulación de aire es acelerada por la forma de la superficie de sustentación, lo cual puede llevar a velocidades de flujo locales muy próximas o superiores a la velocidad del sonido, lo cual a su vez produce una pérdida de energía cinética debido a los efectos irreversibles en la compresión y en la expansión del aire. Ésta es otra forma de resistencia aerodinámica, propia del vuelo a velocidades cercanas o superiores a la velocidad del sonido, conocida como resistencia de onda o compresible debido a los efectos de compresión. Ha sido bien conocido desde mediados del siglo XX que la resistencia de onda puede ser disminuida significativamente diseñando las alas con flecha positiva de modo que la circulación de aire local vaya alrededor de una superficie de sustentación de un espesor aparente reducido por el coseno del ángulo de la flecha positiva, mientras que el ala se comporta estructuralmente como si tuviera su espesor verdadero.

Puesto que el avión debe proporcionar suficiente sustentación aerodinámica para sostener su peso en vuelo uniforme, está claro que, para una configuración y una carga útil dadas del avión, aviones más pesados tendrán más resistencia y por tanto mayor consumo de combustible, siendo la eficiencia o ligereza estructural una característica de diseño deseable para mejorar la eficiencia económica del avión.

Una medida de la eficiencia de propulsión total del sistema de motor propulsor del avión es la masa de combustible requerida para proporcionar una fuerza de empuje dada por unidad de tiempo. Para los motores térmicos usados en aeronáutica, por ejemplo turborreactores, turbohélices, propulsores de hélice, turbopropulsores, motores de pistón etc...., la eficiencia de propulsión total depende del diseño de la maquinaria interna y de las temperaturas de funcionamiento del ciclo termodinámico del motor, pero también inversamente de la relación de la velocidad de los gases de escape a la velocidad del avión. Por lo tanto, a fin de aumentar la eficiencia de propulsión de un motor de avión es deseable aumentar el diámetro de los elementos que imparten el momento lineal al aire, por ejemplo, la hélice, el turboventilador, el turboventilador no entubado, de forma que para una fuerza de empuje dada, es decir transferencia de momento por unidad de tiempo, aumente el flujo de masa total y baje la velocidad de escape. Esto ha conducido a un aumento continuo en el diámetro de los motores de avión durante las décadas pasadas, hasta un punto en el que está llegando a ser difícil colocar los motores en el emplazamiento clásico debajo de las alas.

Una consideración adicional con respecto a la eficiencia ambiental de un avión es la firma de ruido que produce a lo largo de su trayectoria de vuelo, particularmente en las fases de despegue y de aterrizaje, en las que el avión está más cercano del suelo. El aumento del diámetro de los elementos propulsores también ayuda a reducir el ruido emitido por el motor. Se puede obtener reducciones adicionales del nivel de ruido percibido si el ruido emitido por los motores se puede apantallar por la estructura del avión.

Un típico avión de transporte grande moderno de alta velocidad tiende a ser de configuración monoplano, con una sola ala o superficie de sustentación con un alargamiento alrededor de 10 y ángulos de flecha positiva del ala de aproximadamente 30 a 40 grados, con motores de gran diámetro que cuelgan debajo las alas o unidos a la porción posterior del fuselaje. Esta configuración ha evolucionado...

1. Un avión que comprende un fuselaje (1), un sistema de propulsión (5), un primer par de superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2), conectado a la porción delantera superior del fuselaje (1), un segundo par de superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), conectado a la porción posterior inferior del fuselaje (1) en un punto de dicho fuselaje (1) detrás de la conexión de las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2), y de un tercer par de superficies de sustentación sustancialmente verticales (4),

caracterizado porque

las extremidades de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) están conectadas al lado inferior de las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) en un punto intermedio de la envergadura de dichas superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2), por medio de unas superficies de sustentación sustancialmente verticales (4), teniendo las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) un alargamiento más alto que el de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), lo cual hace que las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) tengan una resistencia inducida reducida sin penalizar su peso, puesto que su momento flector máximo en la raíz se reduce debido al soporte estructural que las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) proporcionan a las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) a través de las superficies de sustentación verticales (4).

2. Avión según la reivindicación 1, caracterizado porque las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) y las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) tienen unos ángulos de flecha tales que proporcionan una separación horizontal entre dichas superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) y las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), reduciendo esta separación la resistencia compresible en vuelo del avión a altas velocidades debido a la interacción aerodinámica de las superficies de sustentación (2, 3).

3. Avión según cualquiera de las reivindicaciones 1-2, caracterizado porque el decalaje horizontal de las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) y de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) proporciona suficiente estabilidad longitudinal y control al avión sin necesidad de un estabilizador horizontal.

4. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el centro de la sustentación de las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) está situado por delante del centro de gravedad del avión, estando situado el centro de la sustentación de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) por detrás del centro de gravedad del avión, ayudando esta configuración a proporcionar estabilidad estática al avión.

5. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes caracterizado porque el sistema de propulsión (5) está situado en el lado superior de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), de manera tal que el ruido emitido hacia abajo por los gases de escape de del sistema de propulsión (5) intercepte dichas superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), las cuales actúan como pantallas de ruido reduciendo el ruido percibido en tierra durante el vuelo del avión.

6. Avión según la reivindicación 5, caracterizado porque el ruido emitido por los gases de escape del sistema de propulsión (5) y dirigido hacia abajo en un ángulo (20) comprendido entre 30º y 70º, midiéndose este ángulo (20) desde el eje de simetría del chorro del extractor (12), interseca el lado superior de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) que actúan de tal modo como pantallas de ruido.

7. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el sistema de propulsión (5) comprende al menos dos motores (5) de los tipos turborreactor, turbohélice, turbopropulsor o ventilador sin conducto.

8. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) comprenden superficies de control (10) situadas en la porción interior de dichas superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) y adyacente al fuselaje (1), de tal modo que estas superficies de control (10) son capaces de realizar deflexión hacia abajo para producir un momento de cabeceo hacia arriba durante la marcha de despegue para ayudar a la rotación del avión para su despegue ascensional.

9. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) comprenden unas superficies de control (9) situadas en la porción interior de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) adyacente al fuselaje (1), siendo capaces estas superficies de control (9) para realizar deflexión hacia arriba a fin de producir un momento de cabeceo hacia arriba durante la marcha de despegue para ayudar a la rotación del avión para su despegue ascensional.

10. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) proporcionan unas fuerzas aerodinámicas en la dirección ascendente durante la porción de crucero del vuelo del avión.

11. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las superficies de sustentación en flecha hacia atrás (2) comprenden unas superficies de control del borde de salida (8) que proporcionan control del balanceo al avión.

12. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque también comprende un sistema de tren de aterrizaje (6) que comprende al menos una pata conectada a la porción inferior del fuselaje (1), y dos patas conectadas al lado inferior de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), estando conectados las al menos dos patas del lado inferior de las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3) y el sistema de propulsión (5) al mismo larguero estructural (11) que las superficies de sustentación en flecha hacia adelante (3), de forma que se transmitan las cargas de inercia introducidas por el sistema de propulsión (5) en los casos de aterrizaje con altas aceleraciones verticales a las patas del tren de aterrizaje a través de la trayectoria más corta posible de carga dentro de la armadura del avión y sea permitida por los requisitos de separación de las patas del tren de aterrizaje y de instalación del motor.

13. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque comprende también una escalera de pasajeros retráctil (16) situada en la porción inferior posterior del fuselaje (1) para permitir el acceso al interior del avión sin ayuda de equipo de tierra.

14. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque comprende también un par de superficies de sustentación (14) conectadas a la porción posterior del fuselaje (1), proporcionando dichas superficies de sustentación (14) una estabilidad estática longitudinal adicional y también un control longitudinal al avión al poder girar alrededor de un eje perpendicular al plano de simetría de dicho avión.

15. Avión según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque comprende también un par de superficies de sustentación (15) conectadas a la porción delantera del fuselaje (1), proporcionando dichas superficies de sustentación (15) una estabilidad estática longitudinal adicional y también un control longitudinal al avión al poder girar alrededor de un eje perpendicular al plano de simetría de dicho avión.