ES2564078T3 - Avión supersónico - Google Patents

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Abstract

Un avión supersónico que incluye un fuselaje (11) y un ala (12) biconvexa, modificada, aguda, que permite el flujo laminar, con un barrido de borde de ataque menor de 30 grados y una relación espesor a cuerda (t/c) del 2% o menor como un promedio a lo largo de la envergadura sobre la mayor parte del ala, excluyendo una zona cerca del extremo interior, que puede ser más gruesa, hasta una relación espesor a cuerda (t/c) de aproximadamente el 4% en combinación con la regla del área, caracterizada por que dicha ala está configurada para mejorar el flujo laminar y mejorar la resistencia aerodinámica mediante la inclusión de: a) un strake (15) que se extiende delante de la extensión interior del ala; y b) una convexidad del borde de ataque del ala en una vista en planta en la unión (19) del strake (15) con el borde de ataque del ala (12).

Description

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DESCRIPCION
Avion supersonico
ANTECEDENTES DE LA INVENCION
La presente invention se refiere en general a configuraciones de alas de avion de flujo laminar, eficientes, supersonicas. Mas especlficamente, se refiere a mejoras en las siguientes areas de configuration:
a) “strake” (prolongation del borde de ataque del ala),
b) punta de ala recortada (“raked”) (no reivindicada),
c) union ala-strake con carenado de union (“fillet”) invertido,
d) flap (aleron) de borde de ataque interior,
e) flap simple-intrados hlbrido (no reivindicado).
Ciertas patentes de Estados Unidos concedidas a Richard Tracy describen un ala de flujo laminar para vuelo supersonico eficiente (Nos. 5.322.242, 5.518.204, 5.897.076 y 6.149.101). Desarrollos recientes han conducido a cinco areas de mejora, que benefician principalmente a las caracterlsticas de baja velocidad de una avion que usa el ala. El ala descrita en las patentes anteriores de Tracy tiene un perfil aerodinamico biconvexo modificado agudo, con un barrido de borde de ataque menor de aproximadamente 30 grados con el fin de mantener una onda de choque adherida en condiciones de crucero supersonico, y una relation espesor-cuerda (t/c) de aproximadamente el 2% o menos como un promedio a lo largo de la envergadura sobre la mayor parte del ala. Esta ultima excluye una zona cerca del extremo interior, que puede ser mas gruesa, hasta aproximadamente una relacion t/c del 4% en combination con la regla del area del fuselaje.
Hay diversas caracterlsticas unicas del ala de flujo laminar supersonico que plantean desaflos, especialmente en vuelo a baja velocidad. Estas incluyen su borde de ataque agudo que causa una "burbuja" de separation a casi cualquier angulo de ataque en vuelo subsonico, su perfil aerodinamico extremadamente delgado que impone una penalization de peso estructural debido a que se incrementa la relacion de aspecto, y el borde de ataque no barrido que limita la eficacia de la aplicacion de "la regla del area" al ala-cuerpo para minimizar la resistencia de onda supersonica. Estas (y otras caracterlsticas) son exclusivas de ala laminar supersonica y pueden ser mitigadas sustancialmente mediante las siguientes mejoras, actuando de manera individual o conjunta, en combinacion con este tipo de ala.
SUMARIO DE LA INVENCION
Dos de dichas mejoras utilizan caracterlsticas que han sido usadas en el diseno de aviones, pero no en conjuncion con el ala de flujo laminar supersonico bajo consideration. Estas son un strake y una punta recortada. Tres caracterlsticas adicionales son exclusivas del ala laminar supersonica. Estas son un "carenado de union invertido", un flap desplegable en el extremo interior del borde de ataque, y un sistema de flap simple-intrados hlbrido.
La invencion se define en las reivindicaciones adjuntas.
STRAKE
El strake es una parte de alto barrido del ala entre el fuselaje y el extremo interior del panel de ala principal no-barrido. El borde de ataque del strake es barrido preferiblemente hacia la parte delantera del ala a una intersection con el fuselaje, y su borde de salida puede ser una continuation del borde de ataque del ala exterior, o puede ser barrido mas a popa a una interseccion de fuselaje. Preferiblemente, el borde de ataque tiene un barrido mayor que el angulo de Mach a la velocidad maxima de crucero supersonico con el fin de tener un "borde de ataque subsonico". Esta condition asegura una onda de choque no adherida y permite que el borde de ataque del strake sea algo romo y combado para una menor resistencia aerodinamica supersonica, y una mayor capacidad de sustentacion a baja velocidad del ala, o su "coeficiente de sustentacion" maximo.
El strake realiza diversas funciones ademas de aumentar la sustentacion maxima en la presente solicitud, mientras afecta positivamente al rendimiento de crucero supersonico. Estas son las siguientes: 1. Aumenta la envergadura del ala para una mejor eficiencia de sustentacion con una menor penalizacion de peso estructural, 2. Mejora la distribution longitudinal del fuselaje y el area de section transversal del ala y el fuselaje para una menor resistencia de onda supersonica, 3. Proporciona volumen adicional para el combustible en la parte delantera del avion, 4. Crea un torbellino a angulos de ataque moderados y altos en vuelo subsonico que tiende a mantener el flujo adherido a la superficie superior del ala interior para una mejor sustentacion y una mejor calidad del flujo de entrada del motor, 5. Ayuda a mantener el flujo laminar sobre la parte interior del ala, y 6. Proporciona un punto estructural fuerte para el montaje del tren de aterrizaje y espacio para la retraccion del tren.
PUNTA RECORTADA (No reivindicado)
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La "punta recortada es un borde lateral de gran barrido, o punta de ala, del ala, que puede tener un borde afilado o ligeramente romo siempre que su barrido sea mayor que el angulo de Mach a la velocidad de crucero maxima. La punta proporciona dos atributos importantes al tipo de ala bajo consideration.
Aumenta la envergadura y, de esta manera, la relation de aspecto sin tanta area mojada causante de resistencia aerodinamica asociada y flexion estructural como tendrla una punta redondeada o roma convencional. Mas importante aun, en vuelo a baja velocidad genera un torbellino "enrollado" hasta en angulos de ataque moderados, que permanece adherido a la superficie superior de la punta del ala. El torbellino de punta adherido retarda el crecimiento de la burbuja de separation del borde de ataque y la consiguiente perdida de sustentacion sobre la parte exterior del ala. Esto, a su vez, aumenta la sustentacion maxima del ala y previene, o retarda, el movimiento interior del torbellino de punta asociado con la perdida de sustentacion del ala externa. El resultado es una menor derivada de la deflexion de flujo hacia abajo con respecto al angulo de ataque sobre la cola horizontal, proporcionando una mayor estabilidad longitudinal y una menor tendencia al cabeceo hacia arriba.
CARENADO DE UNION INVERTIDO
En la mayorla de los aviones, la union ala-strake (o ala-fuselaje) es sometida a un tratamiento detallado en forma de un "carenado de union" o superficie concava que se mezcla suavemente con las superficies de las alas y el fuselaje. Este carenado de union esta asociado generalmente con una curva concava en una vista en planta entre el borde de ataque y el fuselaje.
Para el ala de flujo laminar, la necesidad de evitar un flujo transversal excesivo en la capa llmite puede ser muy diflcil en la union del borde de ataque del ala al strake (o al fuselaje), debido a que la gran deflexion de flujo hacia arriba en la union causa ondas de Mach (alteraciones de presion) y gradientes de presion localmente mas altos en la direction de la cuerda sobre la superficie del ala. Estos efectos pueden causar niveles localmente crlticos de flujos transversales en la capa llmite que, a su vez, pueden desestabilizar el flujo laminar sobre una parte sustancial del ala interna, resultando en una capa llmite turbulenta y una mayor resistencia a la friction superficial. Sin embargo, al hacer el perfil del borde de ataque convexo en la union al strake (o al fuselaje), a fin de eliminar, o incluso invertir ligeramente, de manera local el barrido en la union del strake, los flujos transversales pueden reducirse a niveles no crlticos y puede reducirse sustancialmente la transition a la turbulencia.
FLAP DE BORDE DE ATAQUE INTERIOR
Una segunda consecuencia de la fuerte deflexion de flujo hacia arriba cerca de la union del borde de ataque con el strake (o el fuselaje), en combination con el borde de ataque agudo es un aumento prematuro de la "burbuja" de separacion del borde de ataque, que conduce a una perdida temprana de sustentacion sobre la parte interior del ala. Esto resulta en un retardo de la sustentacion maxima a altos angulos de ataque. Los flaps de borde de ataque de envergadura completa pueden retardar la formation y el crecimiento de la "burbuja" del borde de ataque, pero dichos dispositivos son mecanicamente torpes con el borde de ataque muy delgado y afilado del ala laminar, y son diflciles, si no imposibles, de implementar sin ningun hueco o perturbation superficial que impedirla el flujo laminar.
Una solution mas practica es un flap de borde de ataque que se extiende sobre solo el 15%, aproximadamente, del interior de la envergadura del panel de fuera del strake o el fuselaje. Ensayos propietarios han demostrado que dicho dispositivo, por ejemplo un flap Kruger que se extiende delante del borde de ataque, es muy eficaz en este tipo de ala. Puede ser desplegado desde el strake (o el fuselaje) con un mlnimo de mecanizacion en el borde de ataque mediante diversos medios, tales como moviendo el flap lateralmente desde una cavidad en el strake (o el fuselaje), o girandolo alrededor de un eje de pivote vertical desde una position de almacenamiento en el strake (o el fuselaje).
FLAP SIMPLE-INTRADOS HIBRIDO (No reivindicado)
El ala de flujo laminar delgada no es adecuada para flaps ranurados de multiples elementos, flaps ranurados Fowler, o incluso flaps "zap", debido a la falta de espacio interior y la inconveniencia de articulaciones y pistas exteriores. Por estas razones, un flap de borde de ataque articulado simple es el enfoque mas practico. Sin embargo, el incremento de la sustentacion que puede generarse, especialmente con el ala con borde de ataque agudo, esta limitado por la separacion de la superficie superior del flap.
Un flap de intrados simple (solamente se desvla la superficie inferior) tiene una capacidad de sustentacion maxima ligeramente mayor que un flap simple, pero con una penalization en la resistencia aerodinamica. En cualquier caso, un flap de intrados no serla compatible con la necesidad de pequenas cantidades de desviacion del flap para un crucero subsonico y transonico eficiente, requerido para la mayorla de las aplicaciones del ala supersonica laminar.
Para este tipo de ala, una combinacion hlbrida de flap de intrados y flap simple ofrece ventajas unicas. El flap de intrados hlbrido esta configurado de manera que una parte de la superficie inferior del flap pueda desviarse hacia abajo con relacion al flap simple. La llnea de articulation del flap de intrados puede estar ubicada conjuntamente con la
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articulacion del flap simple, o preferiblemente a popa del mismo, cerca de la mitad de la cuerda del flap simple. Cuando esta desviado, el flap de intrados retarda la separation en la superficie superior del flap simple mediante la reduction de la presion de estela y la reduccion del gradiente de presion adverso en el borde de salida de la superficie superior del flap. Debido a que las partes exteriores del flap simple son las mas vulnerables a dicha separacion, el flap de intrados mitiga tambien la perdida en la punta y la mayor deflexion de flujo hacia abajo que resultarla tal como se ha descrito anteriormente en conexion con la punta recortada.
DESCRIPCION DE LOS DIBUJOS
La Figura 1 en la presente memoria muestra un ala, strake, y flap de borde de ataque de una avion supersonico; La Figura 2 es una vista en planta de un ala supersonica que muestra las ubicaciones de la estructura de flap de la Figura 3; y
La Figura 3 es una vista en section de la superficie aerodinamica de ala de un ala de flujo laminar supersonico, que muestra el borde de salida y las estructuras de flap de borde de ataque interior.
DESCRIPCION DETALLADA
En los dibujos, el avion 10 supersonica preferida tiene un fuselaje 11, un ala 12 de flujo laminar, delgada, que incluye secciones 12a y 12b de ala izquierda y derecha, motores 13 a reaction aproximadamente cerca de los lados opuestos del fuselaje, y una cola 14.
El strake se muestra con el numero de referencia 15, como una parte de alto barrido del ala entre el fuselaje 11 y el extremo 16 interior del panel de ala principal de bajo barrido. Otras caracterlsticas del strake han sido detalladas anteriormente.
La punta recortada de cada seccion de ala se muestra con el numero de referencia 17, y tiene caracterlsticas como las descritas anteriormente.
La configuration de carenado de union invertido, para cada borde de ataque de union strake-fuselaje, se indica con el numero de referencia 19, y tiene las caracterlsticas indicadas anteriormente.
Se muestra el flap de borde de ataque interior, para cada seccion de ala, indicado con el numero de referencia 18, y tiene caracterlsticas como las descritas anteriormente, y puede tener asociacion con cavidades en el fuselaje o en el strake.
Hay provisto un flap simple-intrados hlbrido para cada seccion de ala, indicado con el numero de referencia 21, y tiene caracterlsticas como las descritas anteriormente, e incluye un flap 21a simple y un flap 21b intrados. Los actuadores adecuados para los flaps se indican esquematicamente con el numero de referencia 35, y pueden tener cavidades de asociacion en el fuselaje o en el strake. La llnea de articulacion para 21b esta en 21c.
En la Figura 3, la llnea de articulacion para el flap de intrados puede estar ubicada en o hacia popa con relation a 21c, con respecto al flap 21a simple.
En la Figura 3, el flap 21a simple esta desviado hacia abajo un primer angulo con relacion a un plano que coincide sustancialmente con el plano del viento y el flap 21b de intrados es desviado hacia abajo un segundo angulo con relacion a dicho plano, en el que el segundo angulo es mayor que el primer angulo.
Existen relaciones similares cuando la llnea de articulacion para el flap de intrados esta ubicada en 21c.

Claims (5)

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    REIVINDICACIONES
    1. Un avion supersonico que incluye un fuselaje (11) y un ala (12) biconvexa, modificada, aguda, que permite el flujo laminar, con un barrido de borde de ataque menor de 30 grados y una relacion espesor a cuerda (t/c) del 2% o menor como un promedio a lo largo de la envergadura sobre la mayor parte del ala, excluyendo una zona cerca del extremo interior, que puede ser mas gruesa, hasta una relacion espesor a cuerda (t/c) de aproximadamente el 4% en combinacion con la regla del area, caracterizada por que dicha ala esta configurada para mejorar el flujo laminar y mejorar la resistencia aerodinamica mediante la inclusion de:
    a) un strake (15) que se extiende delante de la extension interior del ala; y
    b) una convexidad del borde de ataque del ala en una vista en planta en la union (19) del strake (15) con el borde de ataque del ala (12).
  2. 2. Avion segun la reivindicacion 1, caracterizada por que dicho strake (15) tiene un barrido de borde de ataque mayor que el angulo de Mach a la velocidad de crucero supersonica maxima.
  3. 3. Avion segun la reivindicacion 1 o 2, caracterizada por que dicho strake (15) tiene un borde de ataque romo y combado.
  4. 4. Avion segun una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por un eje de pivote asociado con el strake o el fuselaje y por un flap (18) del borde de ataque interior que se extiende sobre menos del 15% del interior de la envergadura del panel de ala posicionado para su despliegue alrededor de dicho eje de pivote.
  5. 5. Avion segun la reivindicacion 4, caracterizado por que dicho flap (18) de borde de ataque interior esta posicionado para su despliegue desde un hueco en el strake (15) o el fuselaje (11).
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