Sistema de incremento de sustentación y método asociado.

Un sistema para generar sustentación provisto por un ala de avión de múltiples elementos (10) que comprende:

un elemento de ala principal (14);

un alerón de curvatura (12) interconectado con el elemento de ala principal (14); y

un aleta auxiliar (16) interconectado con el elemento de ala principal (14);

comprendiendo dicho sistema al menos una puerta (s) definida en una parte de popa de una superficiesuperior del alerón de curvatura (12), al menos una puerta (m) definida en una parte de popa de unasuperficie superior del elemento de ala principal (14), y al menos una puerta (f) definida en una superficiesuperior del aleta auxiliar (16); y

al menos un dispositivo de fluido (18) operable para regular de manera simultánea el flujo de fluido dentro yfuera de al menos una puerta (s) en el alerón de curvatura (12), la, al menos una, puerta (m) del elemento deala principal (14) y la ala menos una puerta (f) en el aleta auxiliar (16) para controlar el flujo de capa límitesobre el alerón de curvatura (12), el elemento de ala principal (14) y el aleta auxiliar (16).

Sistema de incremento de sustentación y método asociado.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

1) Campo de la Invención La presente invención se refiere a alas de aviones y, más concretamente, a un sistema de aumento de sustentación para incrementar la sustentación de un ala de avión de múltiples elementos controlando el flujo de la capa límite sobre el ala del avión.

2) Descripción de la Técnica Relacionada El rendimiento del despegue y el aterrizaje son dos objetivos de diseño principales para los aviones de transporte. Cualquier diseño de avión está limitado a un peso de despegue máximo que está relacionado con la longitud de pista. Para una longitud de pista dada, mayores niveles de sustentación permiten que el máximo peso de despegue sea incrementando. De manera equivalente, para un peso dado, la sustentación más alta permite velocidades de pérdida de sustentación inferiores y longitudes de pista más cortas. Desde un punto de vista operacional, la capacidad de sustentación alta da lugar a acceso a un número mayor de aeropuertos. Si el requisito es para una carga útil mayor o para pistas más cortas, la capacidad de sustentación alta superior es un objetivo clave de los fabricantes de aviones.

Para un peso de avión dado, es posible reducir la velocidad de pérdida de sustentación o bien incrementando el área del ala o incrementando el coeficiente de sustentación máxima (CLmax) . Incrementar el área del ala es indeseable ya que da lugar a una resistencia aerodinámica de crucero mayor. Por lo tanto, es más deseable incrementar CLmax.

Los sistemas de alta sustentación eficientes proporcionan ventajas de rendimiento cruciales tanto para aviones comerciales como militares. En el contexto de los aviones militares, se requiere la capacidad para aterrizar en campos lejanos y austeros de manera que transportes militares como una capacidad de pista corta pueden incrementar de manera efectiva el alcance global de la fuerza militar. Con respecto a los transportes comerciales, el impacto económico de los sistemas de alta sustentación es sustancial. Por ejemplo, un incremento en el CLmax da lugar a una capacidad de carga útil incrementada para una velocidad de aproximación fija, un incremento en la relación L/D de despegue da lugar a un incremento en la carga útil o rango incrementado, y un incremento en el coeficiente de sustentación en una ángulo de ataque constante reduce la altitud de aproximación y da lugar a equipos de aterrizaje reducidos, es decir peso del avión reducido.

Otro aspecto de la ventaja económica atribuible a la capacidad de alta sustentación aumentada se refiere a las regulaciones ambientales. Un número creciente de comunidades hacen cumplir límites de ruido estrictos en ambientes de aeropuerto, dando lugar a horas de funcionamiento limitadas del avión. Además, el avión que ni funciona dentro de los límites de ruido permitidos es penalizado financieramente o incluso se le prohíbe el funcionamiento dentro y fuera de ciertos aeropuertos. Por ejemplo, para cumplir con las regulaciones ambientales, algunos aviones han sido obligados a reducir la carga útil así como reducir las velocidades de despegue durante el ascenso inicial. Sin embargo, con menos pasajeros a bordo, el funcionamiento del avión ya no era económicamente viable. En consecuencia, existe un gran incentivo económico de desarrollar un avión con rendimiento de despegue y aterrizaje mejorados.

El diseño aerodinámico es un reto especialmente para las condiciones de despegue y aterrizaje cuando el flujo de fluido está dominado por los efectos viscosos. Las técnicas para alterar las estructuras de flujo viscoso en estas condiciones de alta sustentación son altamente deseables debido al potencial incrementado para la eficiencia mejorada. A lo largo de los años se han desarrollado una variedad de estrategias de control de flujo para una amplia gama de aplicaciones aerodinámicas, tales como diversos sistemas activos y pasivos, actuadores, y mecanismos para alterar el flujo sobre un ala o retrasar la separación de capa límite. Por ejemplo, la patente de Estados unidos Nº 6.905.092 concedida a Somers expone un plano aerodinámico de flujo laminar que incluye elementos de plano aerodinámico de proa y popa y una región de ranura situada entre los mismos. Los elementos de plano aerodinámico de proa y popa incluyen flujo laminar sobre sustancialmente todos los elementos de plana aerodinámico de proa y flujo laminar en la región de ranura.

Los aviones habituales consiguen altos niveles de sustentación empleando sistemas que son utilizados sólo durante el despegue y aterrizaje. Estos sistemas normalmente constan de un alerón de curvatura de borde delantero y uno o más aletas auxiliares de borde trasero. Cuando se emplea, el ala se transforma en una configuración de múltiples elementos, incrementando de manera efectiva la longitud de combadura y cuerda y dando lugar a una sustentación añadida. El flujo sobre un sistema de alta sustentación de múltiples elementos es altamente interactivo. Por ejemplo, el aleta auxiliar de borde trasero está fuertemente influenciado por el aire dirigido hacia abajo generado por la sustentación sobre el ala principal.

La máxima sustentación que se puede conseguir por tal sistema de múltiples elementos está limitada por los efectos viscosos resultantes de los fuertes gradientes de presión adversa. El máximo nivel de sustentación conseguido se puede limitar por la separación de la capa límite en las proximidades del alerón de curvatura y el borde delantero de ala principal, así como mediante el engrosamiento o separación de la capa límite en el borde trasero del ala principal en el aleta auxiliar (s) . La sustentación también se puede limitar mediante el engrosamiento o separación de la capa límite en el borde trasero del ala principal o el aleta auxiliar (s) . Además, el nivel de sustentación máximo puede estar limitado por la rotura de la estela viscosa desde el alerón de curvatura o el ala principal cuando atraviesa los gradientes de alta presión desarrollados por el aleta auxiliar. En este caso, las capas límite en cada uno de los componentes de alta sustentación se pueden unir, pero la rápida extensión de las estelas viscosas limita la máxima sustentación que se puede conseguir.

El documento de la técnica anterior US 4813631A expone un ala de avión de control de flujo laminar que combina servicios de succión y ranuras en sus regiones de borde delantero y trasero con flujo laminar teórico sobre su región de caja principal para conseguir flujo de capa límite laminar sobre la mayoría del área de servicios de ala. El ala incluye un elemento de ala principal, alerón de curvatura y aleta auxiliar, y el elemento de ala tiene la piel porosa y ranuras tanto en la región de borde delantero como en la región de borde trasero. En la región de borde trasero la piel porosa y las ranuras están parcialmente dispuestas en los alerones, pero no en los aletas auxiliares.

En el documento US 2585676 se exponen un ala de avión y aleta auxiliar con control de capa límite. Se muestran varias realizaciones, algunas de las cuales incluyen un elemento de ala principal, un alerón de curvatura y un aleta auxiliar. O bien el elemento de ala principal o bien el aleta auxiliar están provistos de aberturas cerca de su borde delantero y aberturas cerca de su borde trasero. El control de capa límite se proporciona mediante la succión a través de las aberturas cerca del borde delantero y soplando desde las aberturas cerca del borde trasero.

En el documento US 3917193 se expone un aparato de control de capa límite y antihielo para un ala de avión, el cual comprende un conducto en comunicación térmica con el borde delantero del ala y un aleta auxiliar o alerón de curvatura de borde delantero. El ala está también provista de un aleta auxiliar, pero este aleta auxiliar no juega un papel en el control de capa límite. Tanto el alerón de curvatura como el elemento de ala principal están provistos de boquillas y orificios para expulsar aire evacuado desde el motor para proporcionar formación de hielo y proporcionar control de capa de límite. Las boquillas en el ala principal están dispuestas en la superficie inferior de la nariz para permitir mezclar el aire caliente expulsado con aire ambiente, que fluye hacia arriba a través de la separación definida entre el alerón de curvatura y el ala principal.

El documento US 2951662 A expone medios de control de capa límite para obtener alta sustentación para un avión. Se muestra un ala para incluir en un elemento de ala principal, el alerón de curvatura y el aleta auxiliar, y tanto el elemento de ala principal como el aleta auxiliar están provistos de cabezas de pistón cargadas... [Seguir leyendo]

1. Un sistema para generar sustentación provisto por un ala de avión de múltiples elementos (10) que comprende:

un elemento de ala principal (14) ; un alerón de curvatura (12) interconectado con el elemento de ala principal (14) ; y un aleta auxiliar (16) interconectado con el elemento de ala principal (14) ; comprendiendo dicho sistema al menos una puerta (s) definida en una parte de popa de una superficie superior del alerón de curvatura (12) , al menos una puerta (m) definida en una parte de popa de una superficie superior del elemento de ala principal (14) , y al menos una puerta (f) definida en una superficie superior del aleta auxiliar (16) ; y al menos un dispositivo de fluido (18) operable para regular de manera simultánea el flujo de fluido dentro y fuera de al menos una puerta (s) en el alerón de curvatura (12) , la, al menos una, puerta (m) del elemento de ala principal (14) y la ala menos una puerta (f) en el aleta auxiliar (16) para controlar el flujo de capa límite sobre el alerón de curvatura (12) , el elemento de ala principal (14) y el aleta auxiliar (16) .

2. El sistema de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado porque dicho al menos un dispositivo de fluido (18) comprende uno de un actuador electromagnético, un actuador piezoeléctrico, un actuador basado en combustión, un diafragma, un pistón y una bomba.

3. El sistema de acuerdo con la reivindicación 1 ó 2, caracterizado porque dicho al menos un dispositivo de fluido

(18) emplea flujo de masa neto cero para regular el flujo a través de la puerta (s, m, f) .

4. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque dicho al menos un dispositivo de fluido (18) es operable para accionar una pluralidad de puertas (s1-2, m1-5, f1-5) asociadas con cada uno del alerón de curvatura (12) , elemento de ala principal (14) , y el aleta auxiliar (16) .

5. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque cada puerta (s, m, f) está definida en una superficie superior de un respectivo alerón de curvatura (12) , elemento de ala principal (14) , y aleta auxiliar (16) y se extiende dentro del respectivo alerón de curvatura (12) , elemento de ala principal (14) , y el aleta auxiliar (16) .

6. El sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque al menos una puerta (s, m, f) está definida en una parte de popa de al menos uno del alerón de curvatura (12) y el elemento de ala principal (14) .

7. El sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque cada dispositivo de fluido (18) es operable para accionar una respectiva entrada (s, m, f) .

8. Un método para incrementar la sustentación de un avión que comprende:

iniciar el flujo de fluido sobre un ala de avión de múltiples elementos (10) que comprende un alerón de curvatura (12) , un elemento de ala principal (14) y un aleta auxiliar (16) ; y simultáneamente regular el flujo de fluido a través de al menos una puerta (s) definida en una parte de popa de una superficie superior del alerón de curvatura (12) , al menos una puerta (m) definida en una parte de popa de una superficie superior del elemento de ala principal (14) y al menos una puerta (f) definida en una superficie superior del aleta auxiliar (16) para controlar el flujo de capa límite sobre el alerón de curvatura (12) , el elemento de ala principal

(14) y el aleta auxiliar (16) .

9. El método de acuerdo con la reivindicación 8, caracterizado porque la iniciación de flujo de fluido sobre el ala de avión de múltiples elementos (10) comprende iniciar el despegue o aterrizaje del avión.

10. El método de acuerdo con la reivindicación 8 ó 9, caracterizado porque la regulación simultánea del flujo de fluido comprende accionar un dispositivo de fluido (18) asociado con al menos una puerta (s, m, f) .

11. El método de acuerdo con la reivindicación 10, caracterizado porque el accionamiento comprende accionar al menos un dispositivo de fluido (18) asociado con cada uno del alerón de curvatura (12) , el elemento de ala principal

(14) y el aleta auxiliar (16) .

12. El método de acuerdo con la reivindicación 10 u 11, caracterizado porque el accionamiento comprende accionar una pluralidad de puertas (s1-2, m1-5, f1-5) en cada una del alerón de curvatura (12) , elemento de ala principal (14) y el aleta auxiliar (16) .

13. El método de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 8-12, caracterizado porque la regulación simultanea del flujo de fluido comprende introducir fluido dentro de una puerta respectiva (s, m, f) o expulsar fluido

desde una puerta respectiva (s, m, f) .

14. El método de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 8-13, caracterizado por el ajuste de un ángulo de deflexión de al menos uno de los elementos del ala (12, 14, 16) con respecto a otro elemento (12, 14, 16) .