BRPI0706867A2 - processo para proteção do bordo de ataque oco de uma superfìcie aerodinámica de aeronave e aeronave - Google Patents
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Abstract
PROCESSO PARA PROTEçáO DO BORDO DE ATAQUE OCO DE UMA SUPERFìCIE ABRODINANICA DE AERONAVE E AERONAVE De acordo com a invençào, sobre pelo menos uma das faces (lE, lI) do dito bordo de ataque (1), à frente da parede (3), exerce-se uma ação sobre o escoamento fluido (EF) para fazê-lo passar do estado laminar (EFL) para o estado turbulento (EFT) a fim de aumentar as trocas térmicas e minimizar as restrições térmicas sobre o dito bordo de ataque.
Description
"PROCESSO PARA PROTEÇÃO DO BORDO DE ATAQUE OCO DE UMASUPERFÍCIE AERODINÂMICA DE AERONAVE E AERONAVE"
A presente invenção refere-se à remoção do gelo formadono bordo de ataque de superfícies aerodinâmicas deaeronaves, tais como asas, empenagens ou nacelas demotores.
Sabe-se que, em caso de necessidade (prevenção contra aformação de gelo ou eliminação do gelo já formado) , acamada de gelo formada no bordo de ataque de taissuperfícies aerodinâmicas é removida por aquecimento comar quente sob pressão, sangrado de pelo menos um dosmotores da aeronave e encaminhado no interior do ditobordo de ataque por um circuito de circulação de arquente sob pressão.
Para isso, tal superfície aerodinâmica compreende, demaneira conhecida, um bordo de ataque oco fechado, naparte traseira, por uma parede interna (ou quadro)interligando as faces do extradorso e do intradorso dodito bordo de ataque, sendo previsto pelo menos umorifício para estabelecer a comunicação entre o ditobordo de ataque e o exterior, e sendo previsto pelo menosum conduto de alimentação de ar quente, capaz de serconectado, de um lado, ao dito circuito de circulação dear quente sob pressão e, do outro lado, a pelo menos uminjetor injetando um fluxo do dito ar quente sob pressãodentro do dito bordo de ataque.
Assim, o dito fluxo de ar quente circula dentro do ditobordo de ataque, aquecendo-o antes de escapar para oexterior pelo orifício de comunicação.
Na prática, em tal sistema conhecido de remoção de gelo,depara-se com a dificuldade residindo no fato que a vazãoe a temperatura do ar quente sangrado do dito motorvariam de maneira importante em função do regime desteúltimo: por exemplo, quando a aeronave está aguardando nosolo e o motor está em regime baixo, a vazão e atemperatura do dito ar quente sangrado também estão em umnível baixo, ao passo que, quando a aeronave está emprocedimento de subida, o regime do motor é elevado e avazão e a temperatura do dito ar quente sangrado tambémapresentam valores elevados.
Ora, tal sistema de remoção de gelo conhecido deve sereficaz em ambos os casos extremos mencionados acima. 0resultado é que, sendo o dito sistema de remoção de geloprevisto para ser eficaz em baixo regime, o dito bordo deataque corre o risco de ser danificado, e até destruído,em regimes elevados do dito motor.
Para resolver este problema, poder-se-ia, evidentemente,utilizar materiais refratários para a realização de pelomenos parte do bordo de ataque, ou então, prever reforçosestruturais neste último. Contudo, seriam soluçõesdispendiosas e que, além disso, aumentariam a massa dodito bordo de ataque.
A presente invenção tem por objeto remediar osinconvenientes mencionados acima, de maneira simples eeficaz.
Para tal, de acordo com a invenção, o processo para aproteção do bordo de ataque oco de uma superfícieaerodinâmica de aeronave contra os efeitos prejudiciaisde temperaturas excessivamente elevadas do ar quente dedegelo circulando no interior do dito bordo de ataque,sendo o dito bordo de ataque fechado, na parte traseira,por uma parede interligando as faces do extradorso e dointradorso deste, e sendo o dito ar quente de degelosangrado de pelo menos um motor da dita aeronave, énotável pelo fato de, sobre pelo menos uma das ditasfaces do bordo de ataque, à frente da dita parede,exercer-se uma ação sobre o escoamento fluido para fazê-lo passar do estado laminar para o estado turbulento.
A presente invenção é resultado das duas constataçõesseguintes efetuadas pela requerente:
- quando aparecem pontos quentes em tal bordo de ataque,eles se encontram na vizinhança da junção entre a ditaparede interna e as faces do dito bordo de ataque; e
- na vizinhança de tal junção, o escoamento fluido sobreas ditas faces do bordo de ataque é laminar.Assim, agindo-se sobre o dito escoamento fluido à frenteda dita parede (ou seja, a montante, quando se consideraeste escoamento fluido) para fazê-lo passar do estadolaminar para o estado turbulento, aumenta-se fortemente ocoeficiente de troca térmica entre o dito bordo de ataquee o dito escoamento fluido, antes e na altura dos ditospontos quentes, o que permite resfriar e proteger o ditobordo de ataque nos locais sensíveis a temperaturasexcessivamente elevadas.
Notar-se-á que, em fase de decolagem da aeronave,aumentando o escoamento fluido sobre o dito bordo deataque à medida que a velocidade da aeronave aumenta, aeficácia do resfriamento do dito bordo de ataque aumentacom essa velocidade, e, portanto, com o regime do motor.
Em contrapartida, quando não há nenhum escoamento fluidosobre o bordo de ataque (parada da aeronave no solo) ouquando tal escoamento fluido é pequeno, a aplicação dainvenção não tem efeito e a remoção de gelo permaneceótima para tais condições.
Quando a dita superfície aerodinâmica for uma asa ou umaempenagem, é geralmente vantajoso aplicar a invençãotanto na face do extradorso quanto na face do intradorsodo dito bordo de ataque.
Em contrapartida, quando a dita superfície aerodinâmicafor uma nacela de motor, geralmente é suficiente aplicara invenção apenas na face do extradorso do bordo deataque, apresentando a face do intradorso restriçõestérmicas menores.
Em uma forma particularmente simples e vantajosa deaplicação da invenção, torna-se rugosa pelo menos parteda(s) faces(s) do bordo de ataque. Tal ação poderia serrealizada por granalhamento (ou qualquer métodosemelhante) da(s) dita(s) face(s).
Contudo, é preferível realizar tal ação afixando umafaixa rugosa, por exemplo, de tipo abrasivo, sobre a(s)dita(s) face(s) do bordo de ataque, pelo menossensivelmente paralelamente à dita parede. Tal faixarugosa pode facilmente ser instalada por rebite solda,cola, etc. Além disso, a utilização de tal faixaapresenta a vantagem que sua posição sobre o bordo deataque pode ser finamente ajustada. Ademais, tal faixanão produz nenhum impacto sobre o processo de fabricaçãodo bordo de ataque e não impõe nem material de naturezaespecífica, nem reforço estrutural, para a realizaçãodeste último.
A presente invenção refere-se, além disso, a uma aeronavecompreendendo:
- pelo menos um motor;
- pelo menos uma superfície aerodinâmica provida de umbordo de ataque sensível ao gelo, sendo o dito bordo deataque oco e fechado na parte traseira por uma paredeinterligando as faces do extradorso e do intradorsodeste; e
- pelo menos um conduto de alimentação de ar quente sobpressão conectado, de um lado, ao dito motor e, do outrolado, a pelo menos um injetor injetando um fluxo do ditoar quente sob pressão no dito bordo de ataque, aquecendo-o,
sendo que a dita aeronave é notável pelo fato de pelomenos uma das ditas faces do dito bordo de ataque serrugosa à frente da dita parede, a fim de tornarturbulento o escoamento fluido sobre a dita face.
De preferência, a rugosidade da dita face decorre do fatoque esta última compreende uma faixa rugosa afixada pelomenos sensivelmente paralelamente à dita parede.
As figuras do desenho anexo mostrarão bem como a invençãopode ser realizada. Nessas figuras, referências idênticasdesignam elementos semelhantes.
A figura 1 é uma vista esquemática, em corte segundo alinha I-I da figura 2, de um bordo de ataque aperfeiçoadode acordo com a invenção; e
A figura 2 é uma vista de cima do bordo de ataque dafigura 1.No exemplo esquemático das figuras 1 e 2, representou-seo bordo de ataque 1 de uma superfície aerodinâmica 2 deuma aeronave (não representada). A superfícieaerodinâmica 2 é, por exemplo, a nacela de um motor M(não representado) da dita aeronave.
O bordo de ataque 1 é oco e é fechado na parte traseirapor uma parede 3 interligando o extradorso IE e ointradorso II do dito bordo de ataque.
No interior da superfície aerodinâmica 2, é previsto umconduto 4 de alimentação de ar quente sob pressãoconectado, de um lado, ao dito motor M, do qual ésangrado o dito ar quente (seta F). Do outro lado, o ditoconduto 4 é conectado, através da parede 3, a um injetor5 injetando um fluxo de ar quente sob pressão no interiordo dito bordo de ataque 1 (seta f) . 0 dito fluxo de arquente circula no interior do dito bordo de ataque 1,aquecendo-o para eliminar a eventual formação de gelosobre as faces do extradorso IE e/ou do intradorso II, eem seguida devolvido para a atmosfera por um ou maisorifício(s) não representado(s).
Se o regime do motor M for elevado, a vazão e atemperatura dos fluxos de ar quente Fef são importantese pontos quentes 6 e/ou 7 podem aparecer no dito bordo deataque 1, na junção entre a parede 3, de um lado, e doextradorso IE e/ou do intradorso II do bordo de ataque 1,de outro lado.
No exemplo representado nas figuras 1 e 2, supôs-se que oponto quente 7, na altura do intradorso II, não poderiacausar nenhuma ação prejudicial sobre o bordo de ataque1, mas que, pelo contrário, o ponto quente 6, na alturado extradorso 1E, seria capaz de danificar, e atédestruir, o dito bordo de ataque 1.
Portanto, de acordo com a invenção, sobre o ditoextradorso IE, à frente da parede 3, instalou-se umafaixa 8 de um material rugoso, paralelamente à ditaparede. A fixação da faixa rugosa 8 sobre o extradorso IEpode ser realizada por qualquer meio conhecido, tal comocola, rebite, solda, etc. A faixa rugosa 8 pode ser dotipo dos abrasivos industriais conhecidos, por exemplo, àbase de carboneto de silício.
Pelo fato da presença da faixa 8 sobre o extradorso IE, oescoamento fluido EF sobre este passa do estado laminarEFL (antes da faixa 8) para o estado turbulento EFT (apartir da faixa 8). Conseqüentemente, na altura do pontoquente 6, são criadas condições de convecção térmicasfavoráveis entre o extradorso IE e o ambiente exterior,permitindo a proteção do dito extradorso IE contra astemperaturas excessivamente elevadas.
Compreender-se-á facilmente que a largura 1 da faixa 8, adistância D da mesma até a parede 3, bem como agranulometria da dita faixa rugosa, são parâmetros quepermitem o ajuste fino da ação da dita faixa rugosa sobreo escoamento EF.
Compreender-se-á, além disso, que se o ponto quente 7fosse perigoso para a integridade do bordo de ataque 1,seria possível instalar sobre o intradorso II uma faixarugosa semelhante à faixa 8 afixada sobre o extradorsoIE.
Claims (8)
1. Processo para proteção do bordo de ataque oco de umasuperfície aerodinâmica de aeronave, contra os efeitosprejudiciais de temperaturas excessivamente elevadas doar quente de degelo (f) circulando no interior do ditobordo de ataque (1) , sendo o dito bordo de ataque (1)fechado, na parte traseira, por uma parede (3)interligando as faces do extradorso (IE) e do intradorso(II) deste, e sendo o dito ar quente de degelo (f)sangrado de pelo menos um motor (M) da dita aeronave,caracterizado pelo fato de, sobre pelo menos uma dasditas faces (ΙΕ, II) do bordo de ataque (1) , à frente dadita parede (3) , exerce-se uma ação sobre o escoamentofluido (EF) para fazê-lo passar do estado laminar (EFL)para o estado turbulento (EFT).
2. Processo, de acordo com a reivindicação 1, aplicado auma superfície aerodinâmica (2) de tipo asa ou empenagem,caracterizado pelo fato de a dita ação ser exercida tantosobre a face do extradorso (IE) quanto na face dointradorso (II) do dito bordo de ataque (1).
3. Processo, de acordo com a reivindicação 1, aplicado auma superfície aerodinâmica (2) de tipo nacela de motor,caracterizado pelo fato de a dita ação ser exercidaapenas sobre a face do extradorso (IE) do dito bordo deataque (1).
4. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 3, caracterizado pelo fato de adita ação consistir em tornar rugosa pelo menos uma parteda dita face do bordo de ataque (1).
5. Processo, de acordo com a reivindicação 4,caracterizado pelo fato de a dita ação consistir emafixar uma faixa rugosa (8) sobre a dita face (ΙΕ, II) dobordo de ataque (1), pelo menos sensivelmenteparalelamente à dita parede (3).
6. Processo, de acordo com a reivindicação 5,caracterizado pelo fato de a dita faixa rugosa (8) serconstituída por um abrasivo.
7. Aeronave, compreendendo:- pelo menos um motor (M);- pelo menos uma superfície aerodinâmica (2) provida deum bordo de ataque (1) sensível ao gelo, sendo o ditobordo de ataque (1) oco e fechado na parte traseira poruma parede (3) interligando as faces do extradorso (IE) edo intradorso (II) deste; e- pelo menos um conduto (4) de alimentação de ar quentesob pressão conectado, de um lado, ao dito motor (M) e,do outro lado, a pelo menos um injetor (5) injetando umfluxo (f) do dito ar quente sob pressão dentro do ditobordo de ataque (1) , de maneira que o dito fluxo de arquente (f) circule dentro do dito bordo de ataque (1) ,aquecendo-o,caracterizada pelo fato de pelo menos uma das ditas faces(ΙΕ, II) do dito bordo de ataque ser rugosa à frente dadita parede (3), a fim de tornar turbulento o escoamentofluido sobre a dita face.
8. Aeronave, de acordo com a reivindicação 7,caracterizada pelo fato de a dita face rugosa carregaruma faixa rugosa (8) afixada pelo menos sensivelmenteparalelamente à dita parede (3).
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