ES2398370T3

ES2398370T3 - Sistema de incremento de sustentación y método asociado

Info

Publication number: ES2398370T3
Application number: ES06851620T
Authority: ES
Inventors: Arvin Shmilovich; Yoram Yadlin; Roger W. Clark
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2005-08-09
Filing date: 2006-07-26
Publication date: 2013-03-15
Anticipated expiration: 2026-07-26
Also published as: CN101415605B; JP2009504511A; EP1951568B1; JP2013216316A; WO2008057065A2; EP1951568A2; CN101415605A; US8033510B2; JP5358185B2; WO2008057065A3; ES2398370T5; EP1951568B2; US20070051855A1; JP5544441B2

Abstract

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).

Description

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 por muelle que están perforadas por pasajes angulares. Estas cabezas de pistón están forzadas fuera de las aberturas en la superficie del ala cuando el fluido presurizado es suministrado a través de los conductos asociados. Los conductos y las cabezas de pistón están dispuestos en los bordes delanteros del elemento de ala principal y el aleta auxiliar.

Y finalmente, el documento GB 2088521 expone un sistema para inducir sustentación en un ala de avión convencional durante el despegue, aterrizaje o el sostenimiento. Este sistema incluye flujo hacia atrás sobre la mitad delantera del ala y flujo hacia delante sobre la mitad trasera del ala. El sistema incluye motores montados en ala interna que proporcionan aire para soplar a través de las ranuras en la parte trasera del aleta auxiliar de borde delantero para inducir el flujo hacia atrás y para soplar aire a través de las ranuras en la parte delantera del aleta auxiliar de borde trasero o inducir el flujo hacia delante. La succión de capa límite está dispuesta delante del aleta auxiliar opuesto para reducir la separación de flujo.

Por tanto, sería ventajoso proporcionar un sistema que sea capaz de controlar el lujo de la capa límite sobre un ala de avión de múltiples elementos para el rendimiento aerodinámico mejorado de un ala de múltiples elementos Además, será ventajoso proporcionar un sistema que se pueda adaptar a un amplia gama de ángulos de ataque y condiciones de vuelo.

BREVE SUMARIO DE LA INVENCIÓN Las realizaciones de la presente invención se dirigen a las necesidades anteriores y a conseguir otras ventajas proporcionando un sistema para generar sustentación proporcionada por un ala de avión de múltiples elementos que comprende:

un elemento de ala principal; un alerón de curvatura interconectado con el elemento de ala principal; y un aleta auxiliar interconectado con el elemento de ala principal; comprendiendo además dicho sistema al menos una puerta definida en una parte de popa de una superficie superior del alerón de curvatura, el menos una parte definida en una parte de popa de una superficie superior del elemento de ala principal, y al menos una puerta definida en una superficie superior del aleta auxiliar; y al menos un dispositivo de fluido operable para regular de manera simultánea el flujo de fluido dentro y fuera

de al menos una parte del alerón de curvatura, la, al menos una, puerta en el elemento de ala principal y la, al menos una, puerta en el aleta auxiliar para controlar el flujo de capa límite sobre el alerón de curvatura, el elemento de ala principal y el aleta auxiliar.

Las realizaciones preferidas del sistema de la invención están definidas en las reivindicaciones dependientes 2 a 7.

Un aspecto más de la presente invención proporciona un método para incrementar la sustentación de un avión que comprende las etapas de:

iniciar un flujo de fluido sobre un ala de acción de múltiples elementos comprendiendo un alerón de curvatura, un elemento de ala principal y un aleta auxiliar; y simultáneamente regular el flujo de fluido a través de al menos una puerta definida en una parte de popa de una superficie superior del alerón de curvatura, al menos una puerta definida en una parte de popa de una superficie superior del elemento de ala principal y al menos una puerta definida en una superficie superior del aleta auxiliar para controlar el flujo de capa límite sobre el alerón de curvatura, el elemento de ala principal y el aleta auxiliar.

Las formas preferidas de realizar el método de la invención de la material objeto de las reivindicaciones dependientes 9 a 14.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS DISTINTAS VISTAS DE DIBUJOS Habiendo descrito de este modo la invención en términos generales, a continuación se hará referencia a los dibujos adjuntos, que no están necesariamente dibujados a escala, y en los que:

las Figuras 1A-B son vistas en perspectiva de un ala de avión de múltiples elementos de acuerdo con una realización de la presente invención; la Figura 2 es una vista en sección transversal de un ala de avión de múltiples elementos de acuerdo con una realización de la presente invención; la Figura 3A es una vista en sección transversal de un ala de avión de múltiples elementos de acuerdo con otra realización de la presente invención; las Figuras 3B-D son imágenes gráficas de muestran varias propiedades aerodinámicas del ala de avión de múltiples elementos mostrada en la Figura 3A; la Figura 4A es una vista en sección transversal de un ala de avión de múltiples elementos de acuerdo con otra realización de la presente invención; las Figuras 4B-D son imágenes gráficas que muestran varias propiedades aerodinámicas del ala de avión de múltiples elementos mostrada en la Figura 4A; la Figura 5A es una imagen que ilustra un campo de presión total sobre un ala de avión de múltiples elementos de línea de base; la Figura 5B es una imagen que ilustra un campo total sobre un ala de avión de múltiples elementos con control de flujo de acuerdo con una realización de la presente invención; la Figura 6A es una vista en sección transversal de un ala de avión de múltiples elementos de acuerdo con una realización de la presente invención; las Figuras 6B-F son imágenes gráficas que muestran perfiles de presión total del ala de avión de múltiples elementos mostrados en la Figura 6A; la Figura 7A es una vista en sección transversal de un ala de avión de múltiples elementos de acuerdo con una realización de la presente invención; las Figuras 7B-D son imágenes gráficas que muestran varias propiedades aerodinámicas del ala de avión de múltiples elementos mostrada en la Figura 7A; la Figura 8A es una vista en sección transversal de un ala de avión de múltiples elementos de acuerdo con otra realización de la presente invención; las Figuras 8B-D son imágenes gráficas que muestran varias propiedades aerodinámicas del ala de avión de múltiples elementos mostrada en la Figura 8A; la Figura 9A es una imagen que ilustra un campo de presión total sobre un ala de avión de múltiples elementos de línea de base; y la Figura 9B es una imagen que ilustra un campo de presión total sobre un ala de avión de múltiples elementos con control de flujo de acuerdo con otra realización de la presente invención.

DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN La presente invención se describirá a continuación con más detalle con referencia a los dibujos adjuntos, en los que se muestran algunas, pero no todas las realizaciones de la invención. De hecho, esta invención se puede realizar de muchas formas diferentes y no debería estar concebida para limitarse a las realizaciones presentadas aquí; más bien estas realizaciones están provistas de manera que esta exposición satisfaga los requisitos legales aplicables. Los números de referencia iguales se refieren a elementos iguales a través de la misma. Haciendo referencia a continuación a los dibujos y, en particular a las Figuras IA-B, se muestra un sistema para incrementar la sustentación de un ala de avión de múltiples elementos 10. El ala de avión 10 generalmente incluye una pluralidad de elementos de ala 12, 14, y 16. Cada uno de los elementos de ala 12, 14 y 16 incluye una pluralidad de puertas 11 definidas en el mismo. Los dispositivos de fluido (no mostrados) son utilizados para regular el flujo de fluido dentro y fuera de las puertas 11 para controlar el flujo de capa límite sobre cada uno de los elementos de ala 12, 14 y 16. Generalmente, los dispositivos de fluido son selectivamente operables para controlar el flujo de fluido a través de las puertas 11

durante el despegue y aterrizaje para mejorar el rendimiento del ala del avión 10. Como tal, las propiedades aerodinámicas, y particularmente la sustentación del ala de avión 10, se pueden mejorar en una gama de ángulos de ataque y bajo diversas condiciones de vuelo.

El ala de avión de múltiples elementos 10, o plano aerodinámico, típicamente incluye una pluralidad de elementos de ala, a saber, un alerón de curvatura 12, un elemento de ala principal 14, y un aleta auxiliar 16. El ala de múltiples elementos 10, como se conoce por los expertos habituales en la técnica, puede tener distintas configuraciones. Por ejemplo, aunque tanto un alerón de curvatura 12 como un aleta auxiliar 16 se muestran en las Figuras IA-B, el ala de múltiples elementos 10 podría incluir un elemento de ala principal 14 y uno o más alerones de curvatura 12 y uno o más aletas auxiliares 16. Además, el alerón de curvatura 12 podría tener varias configuraciones, tales como un alerón de curvatura Krueger, un alerón de curvatura ventilado, un alerón de curvatura obturado, o un alerón de curvatura de nariz de gancho. También, el aleta auxiliar 16 podrá ser no ranurado, es decir, utilizando un modo de deflexión de bisagra único. Los alerones de curvatura 12 pueden ser utilizados para reducir el pico de presión cerca de la nariz del ala del avión cambiando la curvatura de la nariz. El aleta auxiliar 16 también podría tener diversas configuraciones, tales como un aleta auxiliar Fowler o un aleta auxiliar único, doble, o triple ranurado. Los aletas auxiliares 16 se pueden utilizar para cambiar la distribución de presión incrementando la curvatura del ala del avión y permitiendo que sea realizada más sustentación sobre la parte trasera del ala. Además, el elemento de ala principal 14 podría tener varias configuraciones (es decir, curvatura, longitud de cuerda, radio de borde delantero, etc.) dependiendo del tipo de avión o las propiedades aerodinámicas deseadas. Como tal, el ala de avión de múltiples elementos 10 puede incluir varias configuraciones de alerones de curvatura 12, de elemento de ala principal 14, y aleta auxiliar 16 de manera que el ala de avión de múltiples elementos puede tener varios perfiles de plano aerodinámico para conseguir las propiedades aerodinámicas deseadas, tales como un coeficiente de sustentación máximo. Aunque se muestra un ala de avión de múltiples elementos 10, se entiende que el flujo se puede regular sobre cualquier número de superficies de sustentación de múltiples elementos para mejorar el rendimiento aerodinámico. Por ejemplo, las puertas pueden estar definidas en alerones u otros cuerpos de plano aerodinámico de múltiples elementos capaces de producir sustentación.

Cada uno del alerón de curvatura 12, el elemento de ala principal 14, y el aleta auxiliar 16 incluye una o más puertas para controlar la capa límite a lo largo de la superficie del ala de avión de múltiples elementos 10. En particular, la Figura 2 ilustra que el alerón de curvatura 12 incluye un par de puertas s1-s2, el elemento de ala principal 14 incluye una pluralidad de puertas m1, m1, m3, m4 y m5 y el aleta auxiliar 16 incluye una pluralidad de puertas f1, f2, f3, f4 y f5. Cada una de las puertas esta definida en una superficie superior de un respectivo alerón de curvatura 12, elemento de ala principal 14, y aleta auxiliar 16. Las puertas están generalmente definidas para extenderse en un alerón de curvatura respectivo 12, elemento de ala principal 14, o aleta auxiliar 16 de manera que el fluido puede ser introducido o expulsado a través de las puertas. De este modo, las puertas generalmente incluyen un orificios o abertura adyacente a la superficie del alerón de curvatura 12, elemento de ala principal 14, y aleta auxiliar 16, que además se extiende en el alerón de curvatura, el elemento de ala principal, y el aleta auxiliar, respectivamente. Además, las puertas definidas en un alerón de curvatura en perspectiva 12, elemento de ala principal 14, y aleta auxiliar 16 pueden estar interconectadas de manera que una puerta puede facilitar la entrada de fluido de una puerta en una localización, mientras que la segunda puerta facilita la salida de fluido de la puerta en una localización diferente. Sin embargo, el fluido podría también fluir desde una primera puerta y dentro de un área de retención temporal de manera que el fluido podría ser expulsado a través de la primera puerta o fuera de una o más puertas adicionales. Las puertas s1-s2 y m1-m5 están definidas en una parte de popa del respectivo alerón de curvatura 12 y el elemento de ala principal 14, respectivamente. Además, aunque se muestran vistas en sección transversal del ala de avión de múltiples elementos 10, se entiende que las puertas pueden estar definidas en distintas configuraciones en dirección transversal a lo largo del ala (por ejemplo, alineadas, escalonado, no alineadas, etc.). Además, las puertas pueden tener varios tamaños y configuraciones, tales como circular, ovalada, o cualquier otra forma deseada. Una pluralidad de dispositivos de fluido (no mostrados) son empleados para regular el flujo de fluido dentro y fuera de las puertas. Los dispositivos de fluido típicamente emplean flujo de masa neto cero (es decir, no se requiere fuente de fluido externa) para regular el flujo de fluido a través de las puertas y pueden utilizar varios tipos de mecanismos para accionar uno o más puertas. Por ejemplo, un actuador electromagnético, o actuador piezoeléctrico, un actuador basado en combustión, un diafragma, un pistón, o una bomba, se podría utilizar para accionar las puertas. Un dispositivo de fluido puede accionar una única puerta o puede ser operable para accionar una pluralidad de puertas para afectar al flujo de capa límite sobre el ala de avión de múltiples elementos 10. Adicionalmente, varias puertas pueden ser accionadas simultáneamente. Como se ha utilizado aquí, accionar incluye abrir una puerta y/o forzar al fluido a entrar o salir de la puerta, tal como introduciendo o expulsando el fluido a través de la misma. De este modo, los dispositivos de fluido son capaces de regular el flujo de fluido a través de las puertas introduciendo fluido dentro de una o más puertas o expulsado fluido fuera de una o más puertas. Para una descripción adicional de una sistema a modo de ejemplo para introducir y expulsar fluido, véase la Solicitud de Patente de Estados Unidos Nº 2007/034746 A1 titulada “System for Aerodynamic Flows and Associated Method” presentada simultáneamente aquí que está concedida al presente cesionario. Además, las realizaciones de la presente invención pueden emplear fuentes de fluido tales como compresores o motores o evacuar los motores de avión. Además los dispositivos de fluido son capaces de accionar puertas asociadas con el alerón de curvatura 12, el elemento de ala principal 14, o el aleta auxiliar 16 para conseguir control sinergístico del flujo de fluido para conseguir niveles de sustentación más altos. Los puertos son generalmente accionados durante el despegue o

aterrizaje de un avión, cuando conseguir alta sustentación es crítico. Además, el accionamiento es típicamente continuo, aunque las puertas podrían ser reguladas de forma selectiva durante el despegue y aterrizaje parta conseguir rendimiento mejorado.

La Figura 3A ilustra un ala de avión de múltiples elementos 20 que incluye puertas definidas en cada uno de un alerón de curvatura 22, el elemento de ala principal 24, y el aleta auxiliar 26. El alerón de curvatura 22 incluye puertas s1-s2, el elemento de ala principal 24 incluye puertas m1-ra3, y el aleta auxiliar 26 incluye puertas f1-f5. Las figuras 3B-D proporcionan gráficos que muestran varias propiedades aerodinámicas para un ala de avión de múltiples elementos 20. Debido a que los gráficos están basados en simulación bidimensional, la resistencia aerodinámica inducida no se explicó. Para fines de condiciones de despegue de simulación, el alerón de curvatura 22 está extendido, y el aleta auxiliar está reflectado un ángulo de 24º. La Figura 3B muestra un coeficiente de sustentación, CL, representado en función del un ángulo de ataque α, para flujo no viscoso, flujo sobre un ala de avión de múltiples elementos de línea de base (es decir, sin puertas accionadas), y flujo sobre el ala de avión de múltiples elementos con la puertas de uno del alerón de curvatura 22, el elemento de ala principal 24, o el aleta auxiliar 26 accionado (véase la leyenda mostrada en combinación con la Figura 3B para identificar las puertas que están accionadas). Como se muestra en la Figura 3A, el accionamiento de las puertas f1-f5 del aleta auxiliar 26 proporciona el mayor incremento en CL, mientras que el accionamiento de las puertas s1-s2 del alerón de curvatura rinde linealmente mejor que el accionamiento de las puertas m1-m5 del elemento de ala principal en los ángulos de ataque menores de aproximadamente 15º. Además, cada uno del alerón de curvatura 22, el elemento de ala principal 24, y el aleta auxiliar 26 se comportan aproximadamente de la misma manera en ángulos de ataque mayores de 17º, mientras que el alerón de curvatura, el elemento de ala principal, y el aleta auxiliar todos se comportan mejor que la línea de base en aproximadamente un ángulo de ataque mayor de 14º. Las Figuras 3C (resistencia aerodinámica polar) y 3D ilustran también que el accionamiento de las puertas en uno cualquiera del alerón de curvatura 22, elemento de ala principal 24, o aleta auxiliar 26 generalmente dan lugar a CL y L/D incrementados en comparación con el ala de línea de base. Como se muestra en la Figura 3C, el accionamiento de entradas en el ala de avión de múltiples elementos 20 da lugar a un CL aumentado en comparación con el ala de avión de línea de base para un coeficiente de resistencia aerodinámica dado (CD). Como se ha descrito anteriormente, incrementando CLmax, es decir el máximo valor de CL alcanzable, disminuirá la velocidad de pérdida de sustentación facilitando por tanto distancia de despegue y aterrizaje más cortas. Además, la capacidad de carga útil se puede incrementar y la altitud de aproximación disminuir.

La Figura 4A también ilustra un ala de avión de múltiples elementos 20 que tiene entradas definidas en un alerón de curvatura 22, un elemento de ala principal 24, y un aleta auxiliar 26. Además, las Figuras 4B-4C muestran las mismas propiedades aerodinámicas que las mostradas en las Figuras 3B-3C. Además, las Figuras 4B-4C demuestran que el accionamiento de una combinación de puertas en el alerón de curvatura 22, el elemento de ala principal 24, y el aleta auxiliar 26 alcanza flujo no viscoso en ángulos de ataque menor de aproximadamente 6º y casi flujo no viscoso en ángulos de ataque por encima de 6º. Además, la Figura 4B muestra que el accionamiento de

o bien m1-m3 o bien f1-f-5 sólo no da lugar a incrementos pronunciados en CL sobre el ala de avión de múltiples elementos de línea de base. Sin embargo, el accionamiento tanto de m1-m3 y H-f5 o s1-s2, m1-m3, y f1-f5 da lugar a un incremento significativo en CL sobre el ala de línea de base sobre todo el rango lineal de ángulos de ataque. De este modo, el accionamiento de m1-m3 activa la capa viscosa retardada en la parte de popa del elemento de ala principal 24 y estimula la carga sobre todo el ala de avión de múltiples elementos 20. Además, las Figs 4C-4D demuestran CL y L/D incrementados cuando la misma combinación de puertas son accionadas versus el accionamiento individual de las puertas en el alerón de curvatura 22, el elemento de ala principal 24 o el aleta auxiliar 26.

Las Figuras 5A-5B representan condiciones de despegue para las que el aleta auxiliar 26 está deflectado a 24º y el ángulo de ataque es 19º. La Figura 5A muestra el campo de presión total sobre un ala de avión de múltiples elementos de línea de base, mientras que la Figura 5B ilustra el ala de avión de múltiples elementos 20 mostrada en la Figura 4A en donde las puertas s1-s2, m1-m3 y f1-f5 están accionadas. Las imágenes ilustran las capas viscosas unidas y las estelas contorneando los distintos elementos, en donde CL es igual a aproximadamente 4,06 para el ala de línea de base y 5,12 para el control de flujo sobre el ala de avión de múltiples elementos 20. La Figura 5B demuestra el tamaño reducid y la intensidad de las estelas del alerón de curvatura 22, el elemento de ala principal 24 y el aleta auxiliar 26. La estala de alerón de curvatura mostrada en la Figura 5B es trasversal a las regiones de gradiente de presión adversa del elemento de ala principal 24 y el aleta auxiliar 26 sin degradación significativa en la calidad de flujo (es decir, menos tendencia para inversión de flujo de fuera de superficie). La pérdida de presión total es una medida de la ineficiencia aerodinámica y los niveles reducidos en el caso de flujo accionado es indicativo de rendimiento mejorado. Particularmente el flujo accionado da lugar a una sustentación alta y resistencia aerodinámica más baja. El accionamiento da lugar a un flujo más aerodinámico, un ángulo de giro mayor en la parte de proa y popa del ala de avión de múltiples elementos 20 (circulación más alta) y un nivel de sustentación más alto.

Las Figuras 6A-6F proporcionan imágenes gráficas de los perfiles de presión total en las posiciones A-E para la trayectoria de las estelas correspondientes al alerón de curvatura 22, el elemento de ala principal 24 y el aleta auxiliar 26. Como se muestra en la Figura 6B, la estela del alerón de curvatura para el ala de múltiples elementos 20 que emplea accionamiento de puertas en cada uno del alerón de curvatura 22, el elemento principal de ala 24 y el

aleta auxiliar 26 reduce la pérdida de presión total en la localización A en el ala de múltiples elementos. La reducción en la intensidad y anchura de estela es significativa de eficiencia aerodinámica incrementada. De manera similar, las Figuras 6C-6F muestran los perfiles de presión total para estelas en las localizaciones B-E, respectivamente, en donde cada una de las figuras demuestra que las estelas correspondientes al ala de múltiples elementos de línea de base son más anchas y a distancia mayores que el ala de múltiples elementos 20 que utiliza control de flujo. Las Figuras 7A-7D ilustran una comparación entre la salas de avión de múltiples elementos de línea de base con la deflexión de aleta auxiliar de 13º y 24º y el ala de avión de múltiples elementos 20 con la misma deflexión de aleta auxiliar pero con las puertas (s1-s2, m1-m3, y f1-f5) accionadas en cada uno del alerón de curvatura 22, el elemento de ala principal 24, y el aleta auxiliar 26, respectivamente. La Figura 7B demuestra que las puertas de accionamiento en el ala de avión de múltiples elementos 20 no sólo generan un mayor CL, sino que también un CL más alto en ángulos de ataque más elevados. Por ejemplo con una deflexión de aleta auxiliar de δ = 24º el accionamiento de las puertas s1-s2, m1-m3 y f1-f5 da lugar a un CLmax de aproximadamente 5,2 en un ángulo de ataque de aproximadamente 22º, mientras que el ala de línea de base tiene un CLmax de aproximadamente 4,1 en un ángulo de ataque de aproximadamente 19º. Como tal, la sustentación es incrementada, la pérdida de sustentación es retrasada hasta ángulos de ataque mayores, y el flujo es casi no viscoso en ángulos de ataque bajos. Además, la Figura 7B muestra que una deflexión de aleta auxiliar incrementada (es decir, δ = 24º) da lugar a un CL incrementado pero produce flujo para divergir desde el flujo no viscoso más pronto que una deflexión de aleta auxiliar de 13º. Las Figuras 7C-7D demuestran además que el CL es incrementado accionando las puertas, y la resistencia aerodinámica CD es sustancialmente reducida. En consecuencia, L/D aumenta con el accionamiento de flujo.

La Figura 8A muestra un ala de avión de múltiples elementos 30 de acuerdo con otra realización de la presente invención. En esta realización particular, el ala de avión de múltiples elementos 30 es un ala de transporte a modo d ejemplo. El ala de avión de múltiples elementos 30 incluye un alerón de curvatura Kruger 32, un elemento de ala principal 34, y un aleta auxiliar 36 de 35% con movimiento Fowler. Además, el alerón de curvatura 32 incluye puertas s1-s2, el elemento de ala principal 34 incluye puertas m1-m5, y el aleta auxiliar 36 incluye puertas f1-f5. El aleta auxiliar 36 está deflectado 50º para representar condiciones de aterrizaje en las cuales el flujo está separado sobre la mayoría del aleta auxiliar incluso en ángulos de ataque bajos. Como antes, la Figura 8B demuestra que el accionamiento de las puertas s1-s2, m1-m5, o f1-f5 sólo/individualmente no es tan efectivo en incrementar CL como el accionamiento de ambas puertas m1-m5 y f1-f5 o todas las puertas s1-s2, m1-m5 y f1-f5. En general, el accionamiento de todas las puertas del ala de avión de múltiples elementos aproxima el flujo no viscoso en ángulos de ataque inferiores (es decir, menores de 16º) y consigue un mas elevado CL que el ala de avión de múltiples elementos de línea de base (de decir, sin puertas accionadas). Además, es evidente que el accionamiento de las puertas s1-s2, m1-m5 y f1-f5 en combinación da lugar los mayores aumentos de CL. También, la reducción significativa en la resistencia aerodinámica y aumento en L/D está demostrada en las Figuras 7C y 7D, respectivamente.

Las Figuras 9A y 9B ilustran una imagen del campo de presión total para δ = 50º y α = 22º sobre el ala de avión de múltiples elementos de línea de base (CL = 4,42) y el ala de avión de múltiples elementos 30 mostrada en la Figura 8A, en donde cada una de las puertas s1-s2, m1-m5, y f1-f5 son accionadas (CL=6,61), respectivamente. Como se muestra la Figura 9B también demuestra más flujo aerodinámico sobre el ala de avión de múltiples elementos 30, especialmente próximo a la parte de popa del elemento de ala principal 34 y el aleta auxiliar 36. La inversión de flujo también es eliminada en las proximidades del aleta auxiliar 36. Por lo tanto, el accionamiento de las puertas del ala de avión de múltiples elementos 30 facilita las características de sustentación mejorada, mitigando los efectos viscosos en diversas regiones del ala. Las realizaciones de la presente invención proporcionan varias ventajas. En particular, el ala de acción de múltiples elementos incluye dispositivos de fluido y puertas para controlar el flujo de fluido de capa límite sobre el ala. Localizando las puertas en posiciones críticas (es decir, localizaciones de gradientes de presión adversa, separación de flujo, o recirculación) sobre el ala de avión de múltiples elementos y accionado puertas particulares en condiciones de vuelo predeterminadas, las propiedades aerodinámicas del ala, incluyendo la sustentación, se pueden mejorar en un gran rango de ángulos de ataque. El accionamiento de las puertas en el ala de avión de múltiples elementos puede dar lugar a efectos de flojo normalmente asociados con los aletas auxiliares pero con reducida resistencia aerodinámica y mejoradas características de pérdida de sustentación. Además, el accionamiento del ala de avión de múltiples elementos da lugar a campos de flujo casi no viscoso, por lo que se mitigan los efectos viscosos y se reduce la propensión de separación de capa límite en varias regiones sobre el ala. Las puertas y dispositivos de fluido se pueden utilizar para gestionar la carga del ala de avión de múltiples elementos para controlar la resistencia aerodinámica inducida para el despegue (carga elíptica a lo ancho para la resistencia aerodinámica reducida) y aterrizaje (carga triangular a lo ancho para ángulos de aproximación más pronunciados). También, el accionamiento se puede aplicar adecuadamente para reducir la excitación estructural y limitar la fatiga estructural, además, los dispositivos de fluido pueden emplear flujo de masa neta cero de manera que no se requiere una fuente de fluido externa o bombeo complejo. Muchas modificaciones y otras realizaciones de la invención descritas aquí estarán en la mente de los expertos en la técnica a los que esta invención concierne a tener los beneficios de las enseñanzas presentadas en las descripciones anteriores y los dibujos asociados. Por lo tanto, se ha de entender que la invención sólo está limitada al campo de las reivindicaciones adjuntas.

Claims

REIVINDICACIONES

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).