BR102013007856A2 - Sistema e método de aleta de desempenho aperfeiçoado - Google Patents

Abstract

Sistema e método de aleta de desempenho aperfeiçoado. A presente invenção refere-se a um sistema de aleta para uma asa de aeronave que pode incluir uma aleta superior e uma aleta inferior montados em uma ponta de asa. A aleta poderá apresentar uma posição estática, quando a asa for submetida a uma carga estática de terra. A aleta inferior pode ser configurada de tal modo de tal modo que a deflexão ascendente da sa sob uma carga de voo 1-g aproximado faça com que a aleta inferior se mova da psoição estática para uma posição em voo, resultando em um relativo aumento da envergadura da asa.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "SISTEMA E MÉTODO DE ALETA DE DESEMPENHO APERFEIÇOADO".

CAMPO A presente descrição refere-se, de modo geral, à aerodinâmica e, mais particularmente, a dispositivos de ponta de asa, tais como para as asas de uma aeronave.

ANTECEDENTES O arrasto induzido é gerado pela asa de uma aeronave devido ao redirecionamento do ar durante a geração de força de sustentação na medida em que a asa se move pelo ar. O redirecionamento do ar pode incluir um fluxo no sentido da envergadura ao longo do lado inferior da asa ao longo de uma direção geralmente externa para as pontas de asa onde o ar flui então ascendentemente sobre as pontas de asa. O ar que flui sobre as pontas liga um fluxo de ar no sentido da corda sobre a asa, resultando assim na formação de vórtices de ponta de asa. Os vórtices de ponta de asa são alimentados por outros vórtices que são lançados pela borda traseira da asa. A corrente descendente de vórtices que se arrastam da asa reduz o efetivo ângulo de ataque da asa, o que resulta em uma redução na força de sustentação gerada.

As aletas proveem um meio para reduzir os efeitos negativos do arrasto induzido, tal como com o aumento efetivo do comprimento da borda traseira da asa. O aumento efetivo no comprimento da borda traseira pode dispersar a distribuição dos vórtices, o que pode reduzir as perdas do arrasto induzido. Sob este aspecto, as aletas podem prover uma redução significativa no arrasto induzido, o que pode aperfeiçoar o desempenho da aeronave. Adicionalmente, as aletas podem prover um aumento no comprimento efetivo da borda traseira sem aumentar o comprimento da borda dianteira da a-sa. Adicionalmente, com o acréscimo de aletas às asas, em vez de aumentar a envergadura da asa de maneira convencional com a extensão das pontas das asas, podem ser evitados um maior peso, custo e complexidade associados com o alongamento de dispositivos de aperfeiçoamento de força de sustentação da borda dianteira (por exemplo, siats, flaps Krueger.

No entanto, as aletas convencionais podem aumentar a carga aerodinâmica nas pontas das asas, o que pode resultar em um aumento na curvatura da asa sob condições de sustentação elevada. O aumento na curvatura da asa pode exigir o reforço ou o enrijecimento da estrutura da asa, o que adiciona peso e que pode anular os benefícios de redução de arrasto providos pelas aletas. Além disso, o centro de gravidade de aletas convencionais pode estar localizado em uma distância relativamente longa a partir do eixo de torção da asa, o que pode afetar as características de agitação da asa. Em uma tentativa de neutralizar os efeitos inerciais das aletas convencionais, pode ser acrescentado lastro à borda dianteira da ponta da asa. In-felizmente, a adição de lastro pode anular alguns dos benefícios de redução de arrasto providos pela aleta. As aletas convencionais podem também sofrer de eficiência aerodinâmica reduzida devido à separação de fluxo que pode ocorrer em condições de carga elevada inclusive em baixas velocidades.

Conforme pode ser visto, há necessidade na técnica de um dispositivo de ponta de asa que possa reduzir o arrasto induzido de uma asa sem aumentar a curvatura da asa. Além disso, há necessidade na técnica de um dispositivo de ponta de asa que minimize o impacto sobre as características de agitação da asa. Adicionalmente, há necessidade na técnica de um dispositivo de ponta de asa que não exija a adição de lastro para superar os efeitos inerciais de uma aleta sobre as características de agitação da asa. SUMÁRIO

Qualquer uma ou mais das necessidades acima mencionadas associadas com aletas convencionais podem ser especificamente endereçadas e minoradas pela presente descrição que um sistema de aleta para uma asa de aeronave, onde o sistema de aleta inclui uma aleta superior e uma aleta inferior montados na ponta de uma asa. A aleta inferior poderá apresentar uma posição estática, quando a asa for submetida a uma carga estática de terra. A aleta inferior pode ser configurada de tal modo que a defle-xão ascendente da asa sob uma carga de voo 1-g aproximada faça com que a aleta inferior se mova da posição estática para uma posição em voo, resul- tando assim em um relativo aumento da envergadura da asa. Também é descrita uma aeronave apresentando um par de asas com cada asa apresentando uma ponta de asa. A aeronave pode incluir uma aleta superior e uma aleta inferior montadas em cada das pontas das asas. As aletas inferiores podem ser dimensionadas e orientadas de tal modo que a deflexão ascendente das asas sob uma carga de voo 1-g aproximada resulte em um relativo aumento da envergadura das asas.

Em uma concretização adicional, é descrito um método de melhorar o desempenho de uma aeronave incluindo a etapa de prover uma aleta superior e uma aleta inferior em uma asa. A aleta inferior poderá apresentar uma posição estática, quando a asa for submetida a uma carga estática de terra. O método pode adicionalmente incluir a deflexão ascendente da asa sob uma carga de voo 1-g aproximada. Além disso, o método pode incluir o movimento da aleta inferior da posição estática para uma posição em voo durante a deflexão ascendente da asa. O método pode também incluir um relativo aumento da envergadura da asa, quando do movimento da aleta inferior da posição estática para a posição em voo.

Um sistema de aleta pode compreender uma aleta superior e uma aleta inferior montadas em uma asa, a aleta inferior apresentando uma posição estática, quando a asa for submetida a uma carga estática de terra, e a aleta inferior sendo configurado de tal forma que a deflexão ascendente da asa sob uma carga de voo 1-g aproximada faça com que a aleta inferior seja movido da posição estática para uma posição em voo e resultando em um relativo aumento da envergadura da asa. O sistema de aleta pode incluir uma aleta inferior que é orientado em um ângulo anédrico de menos de a-proximadamente 15 graus durante a deflexão ascendente da asa sob a carga de voo 1-g aproximada. A aleta superior pode ser orientada em um ângulo diedro de pelo menos aproximadamente 60 graus durante a deflexão ascendente da asa sob a carga de voo 1-g aproximada. O sistema de aleta pode incluir uma aleta inferior que apresenta um centro de pressão, a asa apresentando um eixo de torção de asa, e o centro de pressão da aleta inferior sendo localizado à ré do eixo de torção da asa. O sistema de aleta pode incluir uma asa que tem uma ponta de asa incluindo uma corda de ponta de asa, a aleta superior e a aleta inferior apresentando, cada qual, uma corda de raiz, e a corda de raiz da aleta superior e a corda de raiz da aleta inferior apresentando, cada qual, um comprimento de pelo menos aproximadamente 50 por cento da corda de ponta de asa. A corda de raiz da aleta superior e a corda de raiz da aleta inferior podem, cada qual, ter um comprimento de aproximadamente 60 a 100 por cento de um comprimento da corda de ponta de asa. O sistema de aleta pode ter em pelo menos uma aleta, a aleta superior ou a aleta inferior, que apresenta uma luva de raiz de borda dianteira montada em uma junção de uma ponta de asa com as respectivas aleta superior e aleta inferior. A aleta inferior pode ter um comprimento de pelo menos aproximadamente 50 por cento de um comprimento da aleta superior. A aleta superior e a aleta inferior podem ter uma relação de conicidade de corda de ponta - corda de raiz em uma faixa de aproximadamente 0,15 a 0,50. A aleta superior e a aleta inferior podem ter um ângulo de varredura de borda dianteira dentre aproximadamente 20 e 70 graus. A asa pode ter um eixo de torção, a aleta superior e a aleta inferior apresentando uma área de aleta combinada e um centro de gravidade combinado localizado em um deslocamento longitudinal a partir do eixo de torção da asa, a aleta superior e a aleta inferior sendo configurados de tal modo que o deslocamento longitudinal seja menor do que um deslocamento longitudinal de um centro de gravidade de uma única aleta superior apresentando uma área de aleta que é substancialmente equivalente à área de aleta combinada e apresentando um ângulo de varredura de borda dianteira que é substancialmente equivalente ao ângulo de varredura de borda dianteira de aleta superior.

Uma concretização da invenção envolve uma aeronave que compreende um par de asas, cada qual apresentando uma ponta de asa, e uma aleta superior e uma aleta inferior montados em cada das pontas de asa, as aletas inferiores sendo dimensionados e orientados de tal forma que a deflexão ascendente das asas sob uma carga de voo 1-g aproximada re- suite em um relativo aumento da envergadura da asa.

Um método de melhorar o desempenho de uma aeronave pode compreender as etapas de prover uma aleta superior e uma aleta inferior em uma asa, a aleta inferior apresentando uma posição estática, quando a asa for submetida a uma carga estática de terra, de defletir ascendentemente a asa sob uma carga de voo 1-g aproximada, de mover a aleta inferior da posição estática para uma posição em voo durante a deflexão ascendente da asa, e de produzir um relativo aumento da envergadura da asa, quando do movimento da aleta inferior da posição estática para a posição em voo. O método pode também compreender as etapas de defletir a aleta inferior ascendentemente durante a carga de voo 1-g aproximada, e de aumentar a efetiva envergadura da asa durante a deflexão ascendente da aleta inferior.

Para melhorar o desempenho, o método pode compreender a etapa de orientar a aleta inferior em um ângulo anédrico de menos de aproximadamente 15 graus durante a deflexão ascendente da asa. O método pode adicionalmente compreender a etapa de orientar a aleta superior em um ângulo diedro de pelo menos aproximadamente 60 graus durante a deflexão ascendente da asa. Para melhorar a aerodinâmica, o método pode adicionalmente compreender as etapas de localizar a aleta inferior de tal modo que um centro de pressão fique à ré de um eixo de torção de asa, de aumentar a força de sustentação da aleta inferior durante uma carga de rajada, e de exercer um momento de nariz para baixo em uma ponta de asa em resposta a um aumento na força de sustentação da aleta inferior. Para aumentar a eficiência, o método pode adicionalmente compreender a etapa de dividir uma carga aerodinâmica de ponta de asa entre a aleta superior e a aleta inferior, a aleta superior e a aleta inferior apresentando, cada qual, uma corda de raiz apresentando um comprimento de pelo menos aproximadamente 50 por centro de uma corda de ponta de asa. Para melhorar o desempenho, o método pode adicionalmente compreender a etapa de minimizar o arrasto parasítico da aeronave com o uso de uma luva de raiz de borda dianteira em pelo menos uma aleta, a aleta superior ou a aleta inferior. Para melhorar a aerodinâmica, o método pode adicionalmente compreende as etapas de prover a aleta superior e a aleta inferior com uma área de aleta combinada e um centro de gravidade combinado que é longitudinalmente deslocado de um eixo de torção de asa, e de reduzir a agitação de asa com o deslocamento longitudinal do centro de gravidade combinado em um grau que é menor do que um deslocamento longitudinal de um centro de gravidade de uma única aleta superior apresentando uma área de aleta que é substancialmente equivalente à área de aleta combinada e apresentando um ângulo de varredura de borda dianteira que é substancialmente equivalente ao ângulo de varredura de borda dianteira de aleta superior.

As características, as funções e as vantagens que foram discutidas podem ser independentemente obtidas em várias concretizações da presente descrição ou podem ser combinadas em ainda outras concretizações, os detalhes adicionais das quais podem ser vistos com referência à seguinte descrição e aos desenhos abaixo.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

Estas e outras características da presente descrição ficarão mais evidentes com referência aos desenhos, nos quais números semelhantes se referem a partes semelhantes do início ao fim e nos quais: a Figura 1 é uma ilustração em perspectiva de uma aeronave apresentando um sistema de aleta montado em cada ponta de asa das asas; a Figura 2 é uma vista frontal da aeronave que ilustra uma aleta superior e uma aleta inferior incluídas com o sistema de aleta montado em cada ponta de asa; a Figura 3 é uma vista lateral de um dos sistemas de aleta tomada ao longo da linha 3 da Figura 2 e ilustrando a aleta superior e a aleta inferior montadas em uma ponta de asa; a Figura 4 é uma vista de topo da aleta superior tomada ao longo da linha 4 da Figura 3 e ilustrando um ângulo de torção ou torcedura que pode ser opcionalmente incorporado à aleta superior; a Figura 5 é uma vista de topo da aleta inferior tomada ao longo da linha 5 da Figura 3 e ilustrando um ângulo de torção que pode ser opcionalmente incorporado à aleta inferior; a Figura 6 é uma vista frontal esquemática de uma das asas em uma forma gabaritada, em uma forma de carga estática de terra defletida descendentemente, e em uma forma de carga de voo 1-g defletida ascendentemente (por exemplo, carga de asa 1-g); a Figura 7 é uma vista esquemática das relativas posições das aletas superior e inferior para a asa nas três formas diferentes ilustradas na Figura 6; a Figura 8 é uma vista frontal da aeronave que ilustra a aleta inferior em cada ponta de asa sendo movida de uma posição estática, onde a asa é submetida a uma carga estática de terra, para uma posição em voo, onde a asa é submetida à carga de voo 1-g aproximada, e que adicionalmente ilustra um aumento na envergadura efetiva da asa que ocorre em resposta ao movimento das aletas inferiores da posição estática para a posição em voo; a Figura 9 é uma vista lateral de uma concretização de um única aleta superior apresentando um centro de gravidade localizado em um deslocamento longitudinal de um eixo de torção da asa; a Figura 10 é uma vista lateral do sistema de aleta descrito aqui, onde a combinação da aleta superior e da aleta inferior resulta em um centro de gravidade combinado localizado em um deslocamento longitudinal reduzido com relação ao eixo de torção relativo ao deslocamento longitudinal maior para a única aleta superior e que vantajosamente minimiza os efeitos inerciais do sistema de aleta sobre o de agitação da asa; a Figura 11 é uma vista lateral de uma concretização alternativa do sistema de aleta onde as bordas traseiras da aleta superior e da aleta inferior são geralmente alinhadas com a borda traseira da asa; a Figura 12 é uma vista lateral de uma concretização adicional do sistema de aleta apresentando luvas de raiz de borda dianteira montadas em uma junção da ponta de asa em cada aleta, a aleta superior ou a aleta inferior; a Figura 13 é uma vista em perspectiva de uma concretização do sistema de aleta que ilustra um centro de pressão da aleta inferior locali- iada à ré do eixo de torção da asa devido a um ângulo de varredura relati-yamente grande da aleta inferior e devido a um ângulo anédrico relativamen-te pequeno da aleta inferior; a Figura 14 é uma vista lateral do sistema de aleta tomada ao ongo da linha 14 da Figura 13 e ilustrando um momento de nariz para baixo ãxercido sobre a ponta de asa em resposta a um aumento na força de sustentação da aleta inferior em resposta a uma carga de rajada; e a Figura 15 é um diagrama de fluxo apresentando uma ou mais uperações que podem ser incluídas em um método de operação de uma aeronave.

DESCRIÇÃO DETALHADA

Com referência agora aos desenhos, onde as demonstrações se destinam a fins de ilustrar as várias concretizações da presente descrição, é mostrada, na Figura 1, uma vista em perspectiva de uma aeronave 10 apresentando uma fuselagem 12. A fuselagem 12 pode incluir uma cabina para as passageiros e a tripulação de voo. A fuselagem 12 pode se estender de um nariz em uma extremidade dianteira 24 da aeronave 10 para uma empe-nagem 18 em uma extremidade de ré 26 da fuselagem 12. A empenagem 18 pode incluir uma ou mais superfícies de cauda, tal como um estabilizador vertical 22 e/ou um estabilizador horizontal 20 para o controle da aeronave 10. A aeronave 10 pode adicionalmente incluir um par de asas 50, uma ou mais unidades de propulsão 16, e nariz e engrenagem de aterrissagem principal 14 (Figura 2). As asas 50 podem incluir um ou mais sistemas de aleta 98, conforme descrito aqui. Cada sistema de aleta 98 pode compreender uma aleta superior 100 e uma aleta inferior 200, as quais podem ser montadas em uma ponta de asa 56 de uma asa 50.

Será notado que, embora o sistema de aleta 98 da presente descrição seja descrito no contexto de uma aeronave de passageiros de asa Fixa 10, tal como a aeronave de tubo e asa 10 ilustrada na Figura 1, qualquer das várias concretizações do sistema de aleta 98 pode ser aplicada a qualquer aeronave de qualquer configuração, sem limitação. Por exemplo, o sistema de aleta 98 pode ser aplicado a qualquer aeronave civil, comercial ou militar. Além disso, as concretizações do sistema de aleta 98 descrito aqui podem ser aplicadas a configurações de aeronave alternativas e não são limitadas à concretização da aeronave de tubo e asa 10 ilustrada na Figura 1. Por exemplo, as concretizações descritas podem ser aplicadas a uma aeronave de corpo-asa híbrida ou a uma aeronave com fuselagem integrada. O sistema de aleta 98 pode ser também aplicado em superfícies aerodinâmicas ou superfícies de sustentação que não as asas 50. Por e-xemplo, o sistema de aleta 98 pode ser aplicado a um canard a uma superfície de controle, tal como um estabilizador horizontal, ou a qualquer superfície de sustentação onde é desejado mitigar os efeitos adversos de arrasto induzido e/ou melhorar o desempenho aerodinâmico. Vantajosamente, as aletas superior e inferior 100, 200, conforme descrito aqui, podem ser providas em tamanhos relativamente grandes com cordas de raiz relativamente longas e graus relativamente altos de varredura e/ou conicidade. A aleta inferior 200 é vantajosamente provida com um grau relativamente limitado de ângulo anédrico 224 (Figura 8), o que irá resultar em um aumento na envergadura efetiva da asa 80 (Figura 8), quando as asas 50 forem aeroelastica-mente defletidas ascendentemente, tal como sob uma carga de voo 1-g a-proximada 78 (Figura 6) em cruzeiro. Além disso, a aleta inferior 200 pode ser também configurada para aeroelasticamente defletir ascendentemente sob a carga de voo 1-g aproximada 78, o que pode resultar em um relativo aumento da envergadura 84 (Figura 7) e pode contribuir para aumentar a efetiva envergadura da asa 80 (Figura 7) das asas 50, conforme ilustrado nas Figuras 6-8 e descrito em maiores detalhes abaixo. Vantajosamente, com o aumento da efetiva envergadura de asa 80 devido à deflexão ascendente da asa 50 e/ou devido à deflexão ascendente da aleta inferior 200, o desempenho de força de sustentação-arrasto da aeronave 10 pode ser aperfeiçoado.

Na Figura 1, a instalação do sistema de aleta 98 na aeronave 10 pode ser definida com relação a um sistema de coordenadas apresentando um eixo longitudinal 28, um eixo lateral 30, e um eixo vertical 32. O eixo longitudinal 28 pode ser definido como se estendendo através de um centro comum da fuselagem 12 entre a extremidade dianteira 24 e a extremidade de ré 26. O eixo lateral 30 pode ser orientado ortogonalmente com relação ao eixo longitudinal 28 e pode se estender geralmente ao longo das direções externas da asa 50 com relação a um centro da fuselagem 12. O eixo vertical 32 pode ser orientado ortogonalmente com relação aos eixos longitudinal e lateral 28, 30. Cada das asas 50 da aeronave 10 mostrada na Figura 1 pode se estender a partir de uma raiz de asa 52 apresentando uma corda de raiz 54 em uma ponta de asa 56 apresentando uma corda de ponta 58. Cada asa 50 pode ter superfícies superior e inferior 64, 66 e pode incluir uma borda dianteira de asa 60 e uma borda traseira de asa 62. Na concretização mostrada, a borda dianteira de asa 60 pode ser formada em um ângulo de varredura de asa 68. Cada asa 50 pode se estender ascendentemente em um ângulo diedro 70. Contudo, as asas 50 sobre as quais podem ser montados os sistemas de aleta 98 podem ser providas em qualquer configuração geométrica e não são limitadas à disposição acima descrita para a aeronave 10 mostrada na Figura 1. A Figura 2 é uma vista frontal da aeronave 10 sustentada pela engrenagem de aterrissagem 14 e ilustrando um sistema de aleta 98 montado na ponta de asa 56 de cada asa. As asas 50 são mostradas em uma forma gabaritada 74 {Figura 6), onde as asas 50 são relativamente retas, conforme poderá ocorrer quando as asas 50 forem limitadas pelo ferramental de montagem durante a fabricação da aeronave 10. Em um exemplo, uma forma gabaritada (por exemplo, forma gabaritada 74 - Figura 6) pode ser definida como um estado de equilíbrio (por exemplo, um estado descarregado) do membro elástico (por exemplo, uma asa 50). Conforme indicado em maiores detalhes abaixo, quando a aeronave 10 for sustentada pela engrenagem de aterrissagem 14, as asas 50 poderão tipicamente assumir uma forma ligeiramente defletida descendentemente sob uma carga estática de terra 76 (Figura 6) devido à força gravitacional que atua sobre a massa das asas 50, as unidades de propulsão 16, e/ou outros sistemas sustentados pelas asas 50.

Cada ponta de asa 56 pode incluir um sistema de aleta 98 que compreende a aleta superior 100 e a aleta inferior 200. A aleta superior 100 pode ter uma raiz de aleta superior 102 que pode ser afixada ou de outro modo acoplada à asa 50 na ponta de asa 56. A aleta superior 100 pode se estender como um membro relativamente reto na direção da ponta de aleta superior 106. Do mesmo modo, a aleta inferior 200 pode ter uma raiz de aleta inferior 202 que pode ser afixada à asa 50 na ponta de asa 56. Em uma concretização, a raiz de aleta inferior 202 pode intersectar ou pode ser ligada com a raiz de aleta superior 102 na ponta de asa 56. A aleta inferior 200 pode se estender como um membro relativamente reto na direção da ponta da aleta inferior 206. Entretanto, a aleta superior 100 e/ou a aleta inferior 200 podem ser providas em uma forma não reta e podem incluir formas curvas ou formas contornadas e podem adicionalmente incluir combinações de formas retas, formas curvas e formas contornadas. A aleta superior 100 pode ter um comprimento de aleta superior 118 (isto é, uma semienvergadura) que se estende da raiz de aleta superior 102 para a ponta de aleta superior 106. Na concretização mostrada, o comprimento da aleta superior 118 pode ser mais longo do que o comprimento de aleta inferior 218 da aleta inferior 200. Em uma concretização, a aleta inferior 200 pode ter um comprimento de aleta inferior 218 de pelo menos aproximadamente 50 por cento do comprimento de aleta superior 118 da aleta superior 100. Em uma concretização adicional, a aleta inferior 200 pode ter um comprimento de aleta inferior 218 na faixa de aproximadamente 50 a 80 por cento do comprimento de aleta superior 118 da aleta superior 100. Em uma concretização de uma aeronave de transporte comercial 10, a aleta superior 100 pode ser provida em um comprimento de aleta superior 118 de aproximadamente 1,27 a 3,81 m (50 a 150 polegadas). Por exemplo, a aleta superior 100 pode ser provida em um comprimento de aleta superior 118 de 2,286 a 2,794 m (90 a 110 polegadas). O comprimento de aleta inferior 218 pode se estender da raiz de aleta inferior 202 para a ponta de aleta inferior 206 e pode ser provida em um comprimento de aleta inferior 218 de aproximadamente 0,762 a 2,54 m (30 a 100 polegadas). Por exemplo, a aleta inferior 200 pode ser provida em um comprimento de aleta inferior 218 de (1,27 a 1,778 m (50 a 70 polegadas). Entretanto, a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 podem ser providos em qualquer comprimento e não são limitados às faixas de comprimento acima mencionadas. Adicionalmente, embora não mostrado, o sistema de aleta 98 pode ser provido em uma concretização onde a aleta inferior 200 é mais longo do que a aleta superior 100. Além disso, em uma ou mais das concretizações, a aleta inferior 100 pode ser configurada de tal modo que a ponta de aleta inferior 206 fique localizada aproximadamente na interseção do limite de envergadura de portão 38 (Figura 6) e da linha de altura máxima de balanço transversal e longitudinal 42 (Figura 6), conforme descrito abaixo.

Na Figura 3, é mostrada uma vista lateral do sistema de aleta 98 montado na ponta de asa 56 da asa 50. A raiz de aleta superior 102 é ligada à ponta de asa 56 em uma junção de asa-aleta superior 150. Do mesmo modo, a raiz de aleta inferior 202 é ligada à ponta de asa 56 em uma junção de asa-aleta inferior 152. Embora a ilustração mostre a raiz de aleta superior 102 e a raiz de aleta inferior 202 sendo respectivamente montadas nas porções superior e inferior de uma ponta de asa 56, o sistema de aleta 98 pode ser configurado de tal modo que a aleta superior 100 intersecte pelo menos parcialmente a aleta inferior 200 em uma junção de aleta superior-aleta inferior 154. Sob este aspecto, a raiz de aleta superior 102 e a raiz de aleta inferior 202 podem ser montadas na ponta de asa 56 em qualquer localização vertical entre si. Além disso, embora as figuras da presente descrição mostrem a raiz de aleta superior 102 e a raiz de aleta inferior 202 como sendo geralmente alinhadas entre si na junção das raízes de aletas superior e inferior 102, 202 com a ponta de asa 56, a raiz de aleta superior 102 pode ser ligada à ponta de asa 56 de tal modo que a raiz de aleta superior 102 fique localizada adiante da raiz de aleta inferior 202. Alternativamente, a raiz de aleta inferior 202 pode ser ligada à ponta de asa 56 de tal modo que a raiz de aleta inferior 202 fique localizada adiante da raiz de aleta superior 102. Sob este aspecto, a raiz de aleta superior 102 pode ser ligada à ponta de asa 56, de tal modo que a borda dianteira de aleta superior 112 fique localizada adiante da borda dianteira de aleta inferior 212, ou vice-versa. Do mesmo modo, a raiz de aleta superior 102 pode ser ligada à ponta da asa de tal modo que a borda traseira de aleta superior 112 fique localizada adiante da borda traseira de aleta inferior 212, ou vice-versa.

Adicionalmente, embora a presente descrição ilustre a raiz de aleta superior 102 e a raiz de aleta inferior 202 como sendo geralmente alinhadas entre si em uma direção lateral (por exemplo, ao longo de uma direção paralela ao eixo lateral 30 - Figura 2), a raiz de aleta superior 102 (Figura 3) e a raiz de aleta inferior 202 (Figura 3) podem ser ligadas à ponta de asa 56 de tal modo que a raiz de aleta superior 102 fique localizada adicionalmente na parte externa (por exemplo, adicionalmente afastada da raiz de asa 52 - Figura 1) do que a raiz de aleta inferior 202. Alternativamente, a raiz de aleta inferior 202 pode ser localizada adicionalmente na parte externa do que a raiz de aleta superior 202. Sob este aspecto, a ponta de asa 56 pode ser definida como aproximadamente os dez (10) por cento extremos do comprimento da asa 50 a partir da raiz de asa 52 (Figura 1) para a ponta de asa 56 (Figura 1). A raiz de aleta superior 102 e a raiz de aleta inferior 202 não são limitadas para serem ligadas à asa 50 na extremidade extrema da ponta de asa 56. Por exemplo, a raiz de aleta superior 102 e a raiz de aleta inferior 202 das aletas superior e inferior 100, 200 podem ser ligadas à(s) asa(s) 50 em qualquer localização de tal maneira que as aletas inferiores 200 (Figura 8) nas pontas de asa opostamente dispostas 56 (Figura 8) da aeronave 10 (Figura 8) definam a efetiva envergadura de asa 82 (Figura 8), quando as asas 50 estiverem sob a carga de voo 1-g aproximada 78 (Figura 8). Em uma concretização, a raiz de aleta superior 102 e a raiz de aleta inferior 202 podem ser ligadas à asa 50 em qualquer localização a partir da extremidade extrema da ponta de asa 56 em qualquer localização nos dez (10) por cento extremos do comprimento da asa 50.

Na Figura 3, a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 podem ser arrastadas à ré e podem ser adicionalmente formadas com uma relação de conicidade de corda de ponta 108, 208 - corda de raiz correspondente 104. 204. Em uma concretização, a relação de conicidade da aleta superior 100 e/ou da aleta inferior 200 pode estar na faixa de aproximadamente 0,15 a 0,50. Por exemplo, a relação de conicidade da aleta superior 100 e/ou da aleta inferior 200 pode estar na faixa de aproximadamente 0,20 a 0,25. Entretanto, a aleta superior 100 e/ou a aleta inferior 200 podem ser formadas com uma relação de conicidade que está fora da faixa de 0,15 a 0,50 e podem ser selecionados em conjunção com um ângulo de torção 122 ou torce-dura que pode ser opcionalmente incluído na aleta superior 100 e/ou aleta inferior 200, conforme descrito abaixo para prover uma distribuição de carga desejada. A aleta superior 100 e a aleta inferior 200 apresentam, cada qual, uma borda dianteira 110, 210 e uma borda traseira 112, 212. Em uma concretização, a interseção da borda dianteira de aleta superior 110 e/ou borda dianteira de aleta inferior 210 com a ponta de asa 56 pode ser localizada à ré da borda dianteira da asa 60 na ponta de asa 56, o que pode minimizar a separação de fluxo em certas condições de voo. Na concretização mostrada na Figura 3, as aletas superior e inferior 100, 200 são configuradas de tal modo que a borda dianteira de aleta superior 110 íntersecte a borda dianteira de aleta inferior 210 em uma localização que está à ré da borda dianteira da asa 60. É contemplado que a interseção da borda dianteira de aleta superior 110 e/ou borda dianteira de aleta inferior 210 com a ponta de asa 56 pode ser geralmente coincidente com a borda dianteira de asa 60 ou localizada aproximadamente na mesma. A borda traseira de aleta superior 112 e/ou a borda traseira de aleta inferior 212 podem unir ou intersectar a ponta de asa 56 em uma localização que está adiante da borda traseira de asa 62, conforme mostrado na concretização da Figura 3. Contudo, a borda traseira de aleta superior 112 e/ou a borda traseira de aleta inferior 212 podem unir ou intersectar a ponta de asa 56 em qualquer localização que não esteja adicionalmente à ré do que a borda traseira de asa 62.

Além disso, o sistema de aleta 98 pode ser provido em concretizações alternativas onde a borda traseira de aleta superior 112 e/ou a borda traseira de aleta inferior 212 podem intersectar a ponta de asa 56 em uma localização que é aproximadamente coincidente com a borda traseira de asa 62 ou em uma localização que está geralmente à ré da borda traseira de asa 62, conforme descrito abaixo. Em qualquer concretização descrita aqui, o sistema de aleta 98 pode ser configurado de tal modo que a corda de raiz de aleta superior 104 ou a corda de raiz de aleta inferior 204 possa ser mais longa do que a corda de ponta de asa 58. Além disso, o sistema de aleta 98 pode ser configurado de tal modo que a corda de raiz de aleta superior 104 e/ou a corda de raiz de aleta inferior 204 possam ser mais curtas do que a corda de ponta de asa 58. Em uma concretização, o sistema de aleta 98 pode ser configurado de tal modo que uma porção da corda de raiz de aleta superior 104 e/ou corda de raiz de aleta inferior 204 se estenda para frente da borda dianteira de asa 60. Similarmente, o sistema de aleta pode ser configurado de tal modo que uma porção da corda de raiz de aleta superior 104 e/ou corda de raiz de aleta inferior 204 se estenda à ré da borda traseira de asa 62.

Na Figura 3, a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 apresentam, cada qual, uma corda de raiz 104, 204 na localização na qual a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 respectivamente ligam a ponta de asa 56. A ponta de asa 56 apresenta uma corda de ponta de asa 58. O sistema de aleta 98 pode ser configurado de tal modo que a corda de raiz de aleta superior 104 apresente um comprimento que é pelo menos aproximadamente 50 por cento do comprimento da corda de ponta de asa 58. Do mesmo modo, a aleta inferior 200 pode ser configurada de tal modo que a corda de raiz de aleta inferior 202 apresente um comprimento que é pelo menos aproximadamente 50 por cento do comprimento da corda de ponta de asa 58. Em uma concretização, a corda de raiz de aleta superior 104 e/ou a corda de raiz de aleta inferior 204 podem ter, cada qual, um comprimento na faixa de aproximadamente 60 a 100 por cento ou mais do comprimento da corda de ponta de asa 58. Um arrasto parasítico adicional que pode resultar de uma corda de raiz relativamente longa da aleta superior 100 e/ou aleta inferior 200 pode ser mitigado por incluir uma luva de raiz de borda dianteira 138, 238 (Figura 12) em uma junção 150 da aleta superior 100 à ponta de asa 56 e/ou em uma junção 152 da aleta inferior 200 à ponta de asa 56.

As luvas de borda dianteira 138, 238 podem minimizar o arrasto parasítico adicional gerado pelas cordas de raiz de aleta superior e inferior 104, 204 na junção das mesmas com a ponta de asa 56, conforme descrito abaixo, ao impedir a necessidade de conduzir o comprimento das cordas de raiz de aletas superior e inferior 104, 204 em todo o caminho para a respectiva ponta de aletas superior e inferior 106, 206. Vantajosamente, com o di-mensionamento da aleta superior 100 e/ou aleta inferior 200 de tal modo que a corda de raiz de aleta superior 104 e/ou a corda de raiz de aleta inferior 204 apresentem um comprimento de pelo menos aproximadamente 50 por cento do comprimento da corda de ponta de asa 58, a carga aerodinâmica da ponta de asa 56 pode ser dividida entre a aleta superior 100 e a aleta inferior 200, conforme em oposição a uma disposição onde uma única aleta superior 280 (Figura 9) é provido para conduzir toda a carga aerodinâmica da ponta de asa 56.

Em um exemplo da concretização da Figura 3, para uma ponta de asa 56 apresentando um coeficiente de sustentação de seção de 1,0 e onde a corda de raiz de aleta superior 104 e a corda de raiz de aleta inferior 204 são substancialmente iguais no comprimento com relação ao comprimento da corda de ponta de asa 58, a raiz de aleta superior 102 conduz um coeficiente de sustentação de seção de 0,5 e a raiz de aleta inferior 202 conduz um coeficiente de sustentação de seção de 0,5. Em contraste, em uma disposição onde uma única aleta superior 280 (Figura 9) é provida sem qualquer aleta inferior, a única aleta superior 280 conduziría o coeficiente de sustentação de seção total de 1,0. Um coeficiente de sustentação de seção maior na raiz da única aleta superior 280 pode corresponder a uma maior propensão para separação de fluxo, conforme pode ocorrer em cruzeiro e/ou em condições de sustentação elevada. Tal separação de fluido pode resultar em uma eficácia reduzida da única aleta inferior 280 e pode levar a uma forte turbulência ou a outras características indesejadas. Uma vantagem adicional da combinação de aletas superior e inferior 100, 200 da presente descrição em vez de uma única aleta superior 280 é a de que uma única aleta superior 280 não pode prover um aumento efetivo na envergadura da asa porque uma única ponta de aleta superior seria movida para dentro (por e- xemplo, na direção de uma ponta de aleta superior oposta montada em uma asa oposta da aeronave), visto que as asas forem defletidas ascendentemente sob uma carga de asa 1-g. A Figura 4 é uma vista de topo da aleta superior 100 montado na ponta de asa 56. A borda dianteira de aleta superior 110 pode ser orientada em um ângulo de varredura de borda dianteira 114 dentre aproximadamente 20 e 70 graus. Os ângulos de varredura 1114, 214 nas Figuras 4, 5 podem ser medidos com relação ao eixo lateral 30 (Figura 1) da aeronave 10 (Figura 1). A borda dianteira de aleta superior 110 pode ser opcionalmente provida com um ângulo de varredura de borda dianteira 114 que está fora da faixa de 20-70 graus. A Figura 4 adicionalmente ilustra um ângulo de torção de aleta superior 122 ou torcedura que pode ser opcionalmente incorporado na aleta superior 100. O ângulo de torção 122 pode ser incorporado na aleta superior 100 como um meio para controlar a distribuição de cara ao longo da aleta superior 100. Na Figura 4, o ângulo de torção de aleta superior 122 em qualquer ponto ao longo da aleta superior 100 pode ser definido com relação à linha de referência de superfície inferior de corda de raiz 105 que representa o ângulo de incidência da superfície inferior da raiz de aleta superior 102. Em uma concretização, a aleta superior 100 pode ser provido com um ângulo de torção de aleta superior 122 de até aproximadamente -7 graus onde a ponta de aleta superior 106 pode ser orientada em um ângulo de incidência negativo maior do que a raiz de aleta superior 102. Por exemplo, a aleta superior 100 pode ser provido com um ângulo de torção de aleta superior 122 de aproximadamente -3 a -5 graus. O ângulo de torção de aleta superior 122 ao longo da raiz de aleta superior 102 na direção da ponta de aleta superior 106 pode ter uma taxa constante ao longo do comprimento da aleta superior 118. Entretanto, o ângulo de torção de aleta superior 122 pode ser aplicado em uma taxa variável ao longo do comprimento de aleta superior 118. A Figura 5 é uma vista de topo da aleta inferior 200 montado na ponta de asa 56. A borda dianteira de aleta inferior 210 pode ser orientada em um ângulo de varredura de borda dianteira relativamente grande 214 dentre aproximadamente 20 e 70 graus, embora o ângulo de varredura de borda dianteira 214 possa ser maior ou menor do que a faixa de 20-70 graus. Vantajosamente, o ângulo de varredura de borda dianteira relativamente grande 214 da aleta inferior 200 provê uma disposição inclinada para a aleta inferior 200 que localiza o centro de pressão 230 (Figura 14) da aleta inferior 200 relativamente bem à ré do eixo de torção 72 (Figura 14) da asa 50. Conforme descrito em maiores detalhes abaixo, sob certas condições de voo, tal como durante uma rajada de vento 46 (Figura 14), a localização do centro de pressão 230 da aleta inferior 200 em um ponto que está à ré do eixo de torção 72 da asa 50 vantajosamente resulta em um momento de nariz para baixo 250 (Figura 14) que efetivamente gira a ponta de asa 56 em uma direção de nariz para baixo em torno do eixo de torção 72(Figura 9) e temporariamente reduz o efetivo ângulo de incidência 48 (Figura 14) na ponta de asa 56. A redução no ângulo de incidência efetivo 48 na ponta de asa 56 resulta em uma redução na carga de curvatura que de outra maneira seria imposta sobre a asa 50.

Além disso, um ângulo de varredura de borda dianteira relativamente grande 214 da aleta inferior 200 combinado com um aerofólio de borda dianteira relatívamente espessa (não mostrado) da aleta inferior 200 pode resultar em um vórtice constante bem definido (não mostrado) que se desenvolve na aleta inferior 200 e que pode reduzir a propensão na direção da separação de fluxo e a forte turbulência em baixa velocidade, condições de sustentação elevada. Conforme indicado acima com relação à aleta superior 100, a aleta inferior 200 pode ser provida com um ângulo de torção 222. Na Figura 5, o ângulo de torção de aleta inferior 222 em qualquer ponto ao longo da aleta inferior 200 pode ser definido com relação a uma linha de referência de superfície inferior de corda de raiz 205 que é uma linha que representa o ângulo de incidência da superfície inferior da raiz de aleta inferior 202. A aleta inferior 200 pode ser provida com um ângulo de torção 222 de até aproximadamente -7 graus, tal como um ângulo de torção 222 de aproximadamente -3 a -4 graus e que pode prover um meio para controlar a distribuição de carga ao longo do comprimento da aleta inferior 200. A Figura 6 é uma vista frontal esquemática da aeronave 10 que mostra uma asa 50 em uma das três formas diferentes que representam limitações que podem ditar o tamanho e a orientação das aletas superior e inferior 100, 200. A asa de aeronave 50 é mostrada em linhas sólidas em uma forma gabaritada 74 que poderá representar uma forma teórica da asa 50, quando limitada pelo ferramental de montagem, tal como durante a fabricação da aeronave 10, conforme descrito acima. A asa 50 também é mostrada em linhas imaginárias em uma forma de carga estática de terra defletida descendentemente 76 que a asa 50 poderá assumir, tal como quando a aeronave 10 for estacionada em um portão de um terminal de aeroporto. A forma de carga estática de terra 76 da asa 50 se dá em resposta à força gravitacional que atua sobre a massa das asas 50, as unidades de propulsão 16 (Figura 1), e/ou outros sistemas. A asa 50 também é mostrada em linhas imaginárias em uma forma de carga de voo 1-g defletida ascendentemente 78 (por exemplo, uma carga de asa 1-g), conforme pode ocorrer quando a aeronave 10 estiver em cruzeiro de nível e submetida a cargas de sustentação aerodinâmicas. A Figura 6 ilustra o cordame ou a configuração do sistema de a-leta 98 em uma aeronave típica 10 onde a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 são localizadas na posição externa máxima submetida a diversas restrições. Por exemplo, a aeronave 10 é sustentada na linha de terra estática 40 que pode representar uma rampa de aeroporto (não mostrada) na qual a aeronave 10 pode ser estacionada em um portão próximo a um terminal. A aeronave 10 pode ser submetida a um limite de envergadura de portão 38 representado pela linha imaginária vertical na Figura 6. O limite de envergadura de portão 38 pode ser um limite predefinido. Por exemplo, o limite de envergadura de portão pode ser predefinido por uma agência reguladora como a envergadura de asa máxima de uma aeronave que pode seguramente operar dentro de restrições geométricas de uma localização de portão em um terminal de aeroporto ou ajustar as mesmas. Os limites de envergadura de portão 38 podem ser categorizados em grupos ou códigos com base na envergadura de asa máxima. Sob este aspecto, a Administração de Avia- ção Federal (FAA) e a Organização de Aviação Civil Internacional ICAO) categorizam uma aeronave como aquela do Grupo I ao Grupo VI (FAA), ou como aquela do Código A ao Código F (ICAO). Por exemplo, uma aeronave de Código C apresenta um limite de envergadura de portão de até 36 metros, mas não incluindo 36 metros. No contexto da presente descrição, uma aeronave de Código C apresentando sistemas de aleta 98, conforme discutido aqui, seria limitada a operar em portões de aeroporto onde a envergadura de asa efetiva 80 (Figura 6) entre os pontos extremos nas pontas de aleta inferior 206 será menor do que 36 metros, quando as asas 50 estiverem sob a carga estática de terra 76.

Na Figura 6 também é mostrada uma linha de altura máxima de balanço transversal e longitudinal 4 que é ilustrada como uma linha angulada que se estende para cima a partir da engrenagem de aterrissagem 14 para prover afastamento para as asas 50 da aeronave 10 para impedir a colisão de ponta de uma ponta de asa 56, tal como durante a decolagem e/ou a a-terrissagem. A aleta superior 100 e a aleta inferior 200 são dimensionados e orientados de tal modo que nem a aleta superior 100 nem a aleta inferior viole (por exemplo, se estenda além do) o limite de envergadura de envergadura 38. A aleta superior 100 e a aleta inferior 200 podem ser configuradas de tal modo que a ponta de aleta superior 106 e a ponta de aleta inferior 206 terminem aproximadamente na mesma localização lateral do limite de envergadura de portão 38, quando a asa 500 estiver sob uma carga estática de terra 76. A aleta inferior 200 também é dimensionada e orientada para impedir a violação da linha de altura máxima de balanço transversal e longitudinal 42. Em uma concretização, a aleta inferior 200 pode ser dimensionada e configurada de tal modo que a ponta de aleta inferior 206 fique localizada aproximadamente na interseção do limite de envergadura de portão 38 e a linha de altura máxima de balanço transversal e longitudinal 42. A Figura 6 ilustra adicionalmente a deflexão ascendente da asa 50 sob a carga de voo 1-g aproximada 78 que representa a forma de asa em cruzeiro. A Figura 7 ilustra um aumento da envergadura absoluto 86 que pode ser provido pela aleta inferior 200 na medida em que a asa 50 se move da forma de carga estática de terra 76 para a forma de carga de voo 1-g a-proximada. A Figura 7 ilustra adicionalmente o relativo aumento da envergadura 84 da aleta inferior 200 com relação à aleta superior 100. Em uma concretização, a aleta inferior 200 pode ser configurada de tal modo que a de-flexão ascendente da asa 50 sobre a carga de voo 1-g aproximada 78 faça com que a aleta inferior 200 se mova da posição estática 240 para uma posição em voo 242 e resultando no relativo aumento da envergadura 84 da asa 50. Em uma concretização, conforme mostrado na Figura 7, a ponta de aleta superior 106 pode ser substancialmente alinhada verticalmente com a ponta de aleta inferior 206 tal como no limite de envergadura de portão 38 sob a carga estática de terra 76 da asa 50. O relativo aumento da envergadura 84 poderá ser definido como a distância horizontal entre a ponta de aleta superior 106 e a ponta de aleta inferior 206, quando a aleta inferior 200 estiver na posição em voo 242. O sistema de aleta 98 pode ser também provido em uma concretização onde a ponta de aleta superior 106 não ficará verticalmente alinhada (não mostrada) com a ponta de aleta inferior 206, quando a asa 50 estiver sob a carga estática de terra 76, de tal forma que o relativo aumento da envergadura 84 seja a diferença entre a distância horizontal entre a ponta de aletas superior e inferior 106, 206, quando a aleta inferior 200 estiver na posição estática 240, e a distância horizontal entre a ponta de aletas superior e inferior 106, 206, quando a aleta inferior 200 estiver na posição em voo 242. Vantajosamente, a orientação e o dimensiona-mento da aleta inferior 200 podem resultar em um aumento na efetiva envergadura da asa 80 durante a deflexão ascendente da asa 50 sob a carga de voo 1-g aproximada 78 com relação à redução na efetiva envergadura que ocorrería com uma única aleta superior 280 (Figura 9) montado em cada das pontas de asa 56 (Figura 8). O sistema de aleta 98, conforme descrito aqui, pode ser também configurado de tal modo que o relativo aumento da envergadura 84 ou o aumento na efetiva envergadura da asa 80 se deva, pelo menos em parte, à deflexão ou curvatura aeroelástica da aleta inferior 200 e/ou devido ao movimento (por exemplo, pivotamento) da aleta inferior 200 na junção da raiz de aleta inferior com a ponta de asa 56. A Figura 8 é uma vista frontal da aeronave 10 que ilustra a aleta inferior 200 em cada ponta de asa 56 movida de uma posição estática 240, onde a asa 50 é submetida a uma carga estática de terra 76, para uma posição em voo 242, onde a asa 50 é submetida à carga de voo 1-g aproximada 78. A posição em voo 242 pode ser o resultado de um movimento ascendente e externo da ponta de aleta inferior 206 da posição estática 240 ao longo do arco, conforme mostrado na Figura 6. Na Figura 8 também é mostrada a efetiva envergadura de asa 80 das asas 50 na condição de carga estática de terra 76 e a efetiva envergadura de asa 82 das asas 50 na carga de voo 1-g aproximada 78. O aumento na envergadura de asa ocorre em resposta ao movimento das aletas inferiores 200 da posição estática 240 para a posição em voo 242 ao longo do arco ilustrado na Figura 6. A efetiva envergadura de asa 82 é medida entre as porções mais externas das pontas de aleta inferior 206 nas pontas de asa opostas 56 de uma aeronave 10.

Na Figura 8, a aleta inferior 200 é também vantajosamente orientada em um ângulo anédrico 224 de menos de aproximadamente 15 graus durante a deflexão ascendente da asa 50 sob a carga de voo 1-g aproximada 78. Em uma concretização adicional, as aletas inferiores 200 podem ser configuradas de tal modo que o ângulo anédrico 224 esteja na faixa de aproximadamente 15 a aproximadamente 30 graus, quando a asa 50 estiver sob a carga de voo 1-g aproximada 78. No entanto, a aleta inferior 200 pode ser orientada em qualquer ângulo anédrico 224, sem limitação. A aleta superior 100 pode ser orientada em um ângulo diedro 124 de pelo menos aproximadamente 60 graus durante a deflexão ascendente da asa 50 sob a carga de voo 1-g aproximada 78. Contudo, a aleta superior 100 pode ser orientada em qualquer ângulo diedro 124, sem limitação. Com referência às Figuras 9-10, na Figura 9, é mostrada uma única aleta superior 280 que é provido para comparação apenas ao sistema de aleta 98 da Figura 10. Sob este aspecto, a única aleta superior 280 não é representativa de uma concretização do sistema de aleta 98 descrito aqui. A única aleta superior 280 na Figura 9 é montada em uma ponta de asa 56 e apresenta uma área de aleta 290 e centro de gravidade 284 localizado em um deslocamento longitudinal relativa- mente grande 286 e deslocamento radial relativamente grande 288 a partir do eixo de torção 72 da asa 50. A única aleta superior 280 na Figura 9 apresenta substancialmente a mesma altura 282 que a altura combinada 252 da aleta superior 100 e da aleta inferior 200 na Figura 10. Além disso, a única aleta superior 280 na Figura 9 apresenta a área de aleta combinada 260 da aleta superior 100 e da aleta inferior 200 na Figura 10 e apresenta um ângulo de varredura de borda dianteira 292 que é substancialmente equivalente ao ângulo de varredura 114 da aleta superior 100. A Figura 10 mostra uma concretização do sistema de aleta 98, conforme descrito aqui, apresentando uma aleta superior 100 apresentando um centro de gravidade 126 e uma aleta inferior 200 apresentando um centro de gravidade 226. A aleta superior 100 e a aleta inferior 200 apresentam uma altura combinada 252. Vantajosamente, a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 apresentam uma área de aleta combinada e um centro de gravidade combinado 254 que é localizado em um deslocamento longitudinal reduzido 256 e em distância radial reduzida 258 do eixo de torção de asa 72 com relação ao deslocamento longitudinal 286 do única aleta superior 280 da Figura 9. A aleta superior 100 e a aleta inferior 200 na Figura 10 são configuradas de tal modo que o deslocamento longitudinal 256 do centro de gravidade combinado 254 seja menor do que o deslocamento longitudinal 286 do centro de gravidade de aleta superior 284 do única aleta superior 280 na Figura 9. Vantajosamente, o grau reduzido de deslocamento longitudinal 256 do centro de gravidade combinado 254 do sistema de aleta atualmente descrito 98 da Figura 10 pode prover características de agitação mais favoráveis do que a única aleta inferior 280 mostrada na Figura 9. Por exemplo, o sistema de aleta atualmente descrito 98 da Figura 10 pode minimizar a necessidade de modificação ou ajuste da asa 50 que pode ser exigido pela única aleta superior 280 da Figura 9, tal como o enrijecimento da estrutura da asa 50 ou o acréscimo de peso de lastro (não mostrado) com relação à borda dianteira de asa 60 para neutralizar os efeitos inerciais da única aleta superior 280. A Figura 11 mostra uma concretização alternativa do sistema de aleta 98 onde as bordas traseiras 112, 212 da aleta superior 100 e/ou da aleta inferior 200 são mostradas geralmente alinhadas ou coincidentes com a borda traseira de asa 62. Contudo, a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 podem ser configuradas de tal modo que as bordas traseiras 112, 212 da aleta superior 100 e/ou da aleta inferior 200 possam intersectar a ponta de asa 56 em qualquer localização com relação à borda traseira de asa 62 e possam se estender além da borda traseira de asa 62, conforme indicado acima. Além disso, a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 podem ser providas com carenagens de borda traseira (não mostrados) para transitar a aleta superior 100 ou a aleta inferior 200 para a ponta de asa 56 e impedir as mudanças abruptas de forma que podem resultar em um aumento no arrasto. A Figura 12 mostra uma concretização adicional do sistema de aleta 98, onde cada aleta, a aleta superior 100 ou a aleta inferior 200, inclui luvas de raiz de borda dianteira 138, 238 montadas na junção da aleta superior 100 e da aleta inferior 200 com a ponta de asa 56. As luvas de borda dianteira 138, 238 podem ser instaladas em uma localização próxima às bordas dianteiras de aletas superior e inferior 110, 210 das aletas superior e inferior 100, 200. Conforme descrito acima, as luvas de raiz de borda dianteira 138, 238 podem prover uma corda adicional nas bordas dianteiras de aletas superior e inferior 110, 210 com um aumento mínimo em área e que pode minimizar o arrasto parasítico da aeronave 10. A aleta superior 100 e/ou aleta inferior 200 podem ser configuradas de tal modo que a respectiva corda de raiz de aleta superior 104 e corda de raiz de aleta inferior 204 apresentem um comprimento que é pelo menos aproximadamente 50 por cento do comprimento da corda de ponta de asa 58. Por exemplo, a aleta superior 100 e/ou a aleta inferior 200 podem ser configuradas de tal modo que a respectiva corda de raiz de aleta superior 104 e a corda de raiz de aleta inferior 204 estejam na faixa de aproximadamente 60 a 100 por cento ou mais do comprimento da corda de ponta de asa 58.

As Figuras 13 e 14 ilustram uma concretização do sistema de aleta 98 no qual a aleta inferior 200 é orientado de tal modo que o centro de pressão aerodinâmico 230 da aleta inferior 200 fique localizado em um braço de momento relativamente grande 234 a partir da interseção do eixo de torção de asa 72 com a ponta de asa 56. Sob este aspecto, a aleta superior 200 é provida com um ângulo de varredura de borda dianteira relativamente grande 214 (Figura 5) que resulta na localização da aleta inferior 200 à ré do eixo de torção de asa 72. Por exemplo, a Figura 13 ilustra uma concretização do sistema de aleta 98 onde a aleta inferior 200 e a aleta superior 100 são dispostas de tal modo que um ponto mais à ré 236 da ponta de aleta inferior 206 fique localizado à ré de um ponto mais à ré 136 da ponta de aleta superior 106. A Figura 14 ilustra uma rajada de vento 46 que atua sobre a asa 50 e que resulta em um maior incremento de força de sustentação da aleta inferior 200 durante a rajada de vento 46. Devido ao ângulo anédrico relativamente pequeno 224 (por exemplo, menor do que 30 graus - Figura 8) da aleta inferior 200, quando a asa 50 estiver sob a carga de voo 1-g aproximada 78, a carga de rajada resultará em um aumento de força de sustentação de aleta inferior 232 da aleta inferior 200, o que resulta em um momento de nariz para baixo 250 na ponta de asa 56. A aleta superior 100 pode também gerar um aumento de força de sustentação de aleta superior 132 em um centro de pressão de aleta superior 130 devido à carga de rajada. O aumento de força de sustentação de aleta superior 132 pode ser aplicado em torno do braço de momento relativamente curto 134 e que pode contribuir para o momento de nariz para baixo 250 na ponta de asa 56. Contudo, a magnitude do aumento de força de sustentação de aleta superior 132 poderá ser pequena com relação ao aumento de força de sustentação de aleta inferior 232 devido ao ângulo diedro relativamente grande 124 (por exemplo, pelo menos de 60 graus - Figura 8) da aleta superior 100, quando a asa 50 estiver sob a carga de voo 1-g aproximada 78. A Figura 15 é um diagrama de fluxo de um método 300 de operar uma aeronave 10 ou aperfeiçoar o desempenho da aeronave 10 usando o sistema de aleta 98 descrito aqui. A etapa 302 do método 300 pode incluir a provisão de uma aleta superior 100 e de uma aleta inferior 200 em uma asa 50. Conforme mostrado na Figura 7, a ateta inferior 200 apresentará uma posição estática 240, quando a asa 50 for submetida a uma carga estática de terra 76. Conforme indicado acima, as asas 50 podem assumir uma forma geralmente defletida descendentemente sob a carga estática de terra 76 devido à força gravita-cional que atua sobre as asas 50 e estrutura e sistemas conectados. A etapa 304 do método 300 pode compreender defletir aeroelas-ticamente as asas 50 (Figura 1) ascendentemente. Por exemplo, as asas 50 podem ser defletidas ascendentemente sob uma carga de voo 1-g aproximada de estado constante em cruzeiro da aeronave 10. O grau ao qual as asas 50 são defletidas pode ser dependente da flexibilidade das asas 50. Sob este aspecto, o dimensionamento e a orientação da aleta superior 100 (Figura 1) e da aleta inferior 200 (Figura 1) podem ser baseados em parte na extensão da deflexão vertical das pontas de asa 56 (Figura 1) sob a carga de voo 1-g aproximada. A etapa 306 do método 300 pode compreender mover a aleta inferior 200 da posição estática 240 da aleta inferior 200 para uma posição em voo 242 da aleta inferior 200 durante a deflexão ascendente da asa, conforme mostrado na Figura 7. A deflexão ascendente da asa 50 pode também incluir a deflexão ascendente aeroelástica (não mostrada) da aleta inferior 200, o que pode aumentar a efetiva envergadura da aleta inferior 200. O relativo aumento da envergadura 84 ou o aumento na efetiva envergadura de asa 80 pode ser também provido pelo menos em parte pelo movimento (por exemplo, pivotamento) da aleta inferior 200 na junção da raiz de aleta inferior 202 com a ponta de asa 56. A etapa 308 do método 300 pode compreender orientar a aleta inferior 200 (Figura 8) em um ângulo anédrico 224 (Figura 8) de menos de aproximadamente 15 graus, quando a asa 50 (Figura 8) for defletida ascendentemente sob a carga de voo 1-g aproximada 78 (Figura 8). Por exemplo, a aleta inferior 200 poderá ser orientada em um ângulo anédrico 224 dentre aproximadamente 15 graus e 30 graus, quando a asa 50 estiver sob a carga de voo 1-g aproximada 78 da asa. Contudo, a aleta inferior 200 pode ser orientada em qualquer ângulo anédrico 224, sem limitação, quando a asa 50 estiver sob a carga de voo 1-g aproximada 78. A etapa 310 do método 300 poderá compreender aumentar uma efetiva envergadura de asa 80 da asa 50, quando do movimento da aleta inferior 200 da posição estática 240 (Figura 7) para a posição em voo 242 (Figura 7). Por exemplo, a Figura 8 ilustra a asa 50 apresentando uma efetiva envergadura de asa 80, quando a asa 50 estiver sob a carga estática de terra 76. A Figura 8 também ilustra a efetiva envergadura de asa maior 82 da asa 50, quando a asa 50 estiver sob a carga de voo 1-g aproximada 78.

Vantajosamente, o aumento na efetiva envergadura de asa 80 (Figura 8) devido à deflexão ascendente das asas 50 (Figura 8) e/ou a aleta inferior 200 (Figura 8) resulta em um aperfeiçoamento no desempenho de força de sustentação-arrasto da aeronave 10 (Figura 8) devido à redução no arrasto induzido provido pela aleta superior 100 (Figura 8) e pela aleta inferior 200. Além disso, o sistema de aleta 98 vantajosamente separa ou divide a carga aerodinâmica de ponta de asa 56 da ponta de asa 56 entre a aleta superior 100 e a aleta inferior 200. Devido à corda de raiz de aletas superior e inferior 104, 204 (Figura 3) que é mais comprida do que aproximadamente 50 por cento da corda de ponta de asa 58 (Figura 3), a divisão ou a separação da carga aerodinâmica da ponta de asa 56 entre a aleta superior 100 e a aleta inferior 200 reduz a probabilidade de separação de fluxo, tal como quando a asa 50 estiver em altos ângulos de ataque.

Adicionalmente, o ângulo anédrico relativamente baixo 224 (Figura 8) da aleta inferior 200 provê um meio passivo para exercer um momento de nariz para baixo 250 (Figura 14) na ponta de asa 56 (Figura 8) durante cargas de rajada sobre a asa 50 (Figura 8) com o benefício de minimizar a curvatura de asa. Além disso, conforme indicado acima, um ângulo de varredura de borda dianteira relativamente grande 214 (Figura 5) na aleta inferior 200 (Figura 5) pode promover o desenvolvimento de um vórtice constante (não mostrado) na aleta inferior 200 que pode reduzir a separação de fluxo e a forte turbulência em condições de baixa velocidade e força de sustentação elevada. Além disso, com a inclusão de uma aleta superior 100 e uma aleta inferior 200 (Figura 10) com o sistema de aleta em vez de prover uma única aleta superior 280 (Figura 9), o deslocamento longitudinal 256 (Figura 10) do centro de gravidade combinado 254 ao eixo de torção de asa 72 (Figura 10) provê um de agitação de asa reduzido dos efeitos inerciais da aleta superior 100 e da aleta inferior 200 com relação à agitação de asa causada pelos efeitos inerciais de um deslocamento longitudinal mais longo de uma única aleta superior 280 (Figura 9) de área equivalente.

Modificações e aperfeiçoamentos adicionais da presente descrição podem ficar evidentes àqueles versados na técnica. Desse modo, a combinação específica de partes descritas e ilustradas se destina a representar apenas certas concretizações da presente descrição e não se destina a servir como limitações de concretizações ou dispositivos alternativos dentro do espírito e escopo da descrição.

Claims (20)

1. Sistema de aleta que compreende: uma aleta superior e uma aleta inferior montados em uma asa; a aleta inferior apresentando uma posição estática quando a asa for submetida a uma carga estática de terra; e a aleta inferior sendo configurada de tal modo que a deflexão ascendente da asa sob uma carga de voo 1-g aproximada faça com que a aleta inferior se mova da posição estática para uma posição em voo e resultando em um relativo aumento da envergadura da asa.

2. Sistema de aleta, de acordo com a reivindicação 1, em que: a aleta inferior é orientada em um ângulo anédrico de não menos de aproximadamente 15 graus durante a deflexão ascendente da asa sob a carga de voo 1-g aproximada.

3. Sistema de aleta, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, em que: a aleta superior é orientada em um ângulo diedro de pelo menos aproximadamente 60 graus durante a deflexão ascendente da asa sob a carga de voo 1-g aproximada.

4. Sistema de aleta, de acordo com qualquer das reivindicações 1 a 3, em que: a aleta inferior apresenta um centro de pressão; a asa tem um eixo de torção de asa; e o centro de pressão da aleta inferior é localizado à ré do eixo de torção de asa.

5. Sistema de aleta, de acordo com qualquer das reivindicações de 1 a 4, em que: a asa apresenta uma ponta de asa incluindo uma corda de ponta de asa; a aleta superior e a aleta inferior apresentam, cada qual, uma corda de raiz; e a corda de raiz de aleta superior e a corda de raiz de aleta inferior apresentam, cada qual, um comprimento de pelo menos aproximadamen- te 50 por cento da corda de ponta de asa.

6. Sistema de aleta, de acordo com a reivindicação 5, em que: a corda de raiz de aleta superior e a corda de raiz de aleta inferior apresentam, cada qual, um comprimento de aproximadamente 60 a 100 por cento do comprimento da corda de ponta de asa.

7. Sistema de aleta, de acordo com qualquer das reivindicações 1 a 6, em que: pelo menos uma aleta, a aleta superior ou a aleta inferior, apresenta uma luva de raiz de borda dianteira montada em uma junção de uma ponta de asa com os respectivas aletas superior e inferior.

8. Sistema de aleta, de acordo com qualquer das reivindicações 1 a 7, em que: a aleta inferior apresenta um comprimento de pelo menos aproximadamente 50 por cento de um comprimento da aleta superior.

9. Sistema de aleta, de acordo com qualquer das reivindicações 1 a 8, em que: a aleta superior e a aleta inferior apresentam, cada qual, uma relação de conicidade de corda de ponta - corda de raiz em uma faixa de a-proximadamente 0,15 a 0,50.

10. Sistema de aleta, de acordo com qualquer das reivindicações 1 a 9, em que: a aleta superior e a aleta inferior apresentam um ângulo de varredura de borda dianteira de aproximadamente 20 e 70 graus.

11. Sistema de aleta, de acordo com qualquer das reivindicações 1 a 10, em que: a asa apresenta um eixo de torção de asa; a aleta superior e a aleta inferior apresentam uma área de aleta combinada e um centro de gravidade combinado localizado em um deslocamento longitudinal com o eixo de torção de asa; e a aleta superior e a aleta inferior sendo configuradas de tal modo que o deslocamento longitudinal seja menor do que um deslocamento longitudinal de um centro de gravidade de um única aleta superior apresentando uma área de aleta que é substancialmente equivalente à área de aleta combinada e apresentando um ângulo de varredura de borda dianteira que é substancialmente equivalente ao ângulo de varredura de borda dianteira de aleta superior.

12. Aeronave que compreende: um par de asas, cada qual apresentando uma ponta de asa; e uma aleta superior e uma aleta inferior montadas em cada das pontas de asa; as aletas inferiores sendo dimensionadas e orientados de tal modo que a deflexão ascendente das asas sob uma carga de voo 1-g aproximada resulte em um relativo aumento da envergadura de asa.

13. Método de melhorar o desempenho de uma aeronave, que compreende as etapas de : prover uma aleta superior e uma aleta inferior em uma asa, a a-leta inferior apresentando uma posição estática quando a asa for submetida a um a carga estática de terra; defletir ascendentemente a asa sob uma carga de voo 1-g aproximada; mover a aleta inferior da posição estática para uma posição em voo durante a deflexão ascendente da asa; e produzir um relativo aumento da envergadura da asa, quando do movimento da aleta inferior da posição estática para a posição em voo.

14. Método, de acordo com a reivindicação 13, que adicionalmente compreende as etapas de: defletir a aleta inferior ascendentemente durante a carga de voo 1-g aproximada; e aumentar uma efetiva envergadura de asa durante a deflexão ascendente da aleta inferior.

15. Método, de acordo com a reivindicação 13 ou 14, que adicionalmente compreende a etapa de: orientar a aleta inferior em um ângulo anédrico de menos de a-proxim ada mente 15 graus durante a deflexão ascendente da asa.

16. Método, de acordo com qualquer das reivindicações 13 a 15, que adicionalmente compreende a etapa de: orientar a aleta superior em um ângulo diedro de pelo menos a-proximadamente 60 graus durante a deflexão ascendente da asa.

17. Método, de acordo com qualquer das reivindicações 13 a 16, que adicionalmente compreende as etapas de: localizar a aleta inferior de tal modo que um centro de pressão esteja à ré de um eixo de torção de asa; aumentar a força de sustentação da aleta inferior durante uma carga de rajada; e exercer um momento de nariz para baixo em uma ponta de asa em resposta a um aumento na força de sustentação da aleta inferior.

18. Método, de acordo com qualquer das reivindicações 13 a 17, que adicionalmente compreende a etapa de: dividir uma carga aerodinâmica de ponta de asa entre a aleta superior e a aleta inferior, a aleta superior e a aleta inferior apresentando, cada qual, uma corda de raiz apresentando um comprimento de pelo menos aproximadamente 50 por cento de uma corda de ponta de asa.

19. Método, de acordo com qualquer das reivindicações 13 a 18, que adicionalmente compreende a etapa de: minimizar o arrasto parasítico da aeronave com o uso de uma luva de raiz de borda dianteira em pelo menos uma aleta, a aleta superior ou a aleta inferior.

20. Método, de acordo com qualquer das reivindicações 13 a 19, que adicionalmente compreende as etapas de: prover a aleta superior e a aleta inferior com uma área de aleta combinada e um centro de gravidade combinado que é longitudinalmente deslocado de um eixo de torção de asa; e reduzir a agitação de asa com o deslocamento longitudinal do centro de gravidade combinado em um grau que é menor do que um deslocamento longitudinal de um centro de gravidade de um única aleta superior apresentando uma área de aleta que é substancialmente equivalente à área de aleta combinada e apresentando um ângulo de varredura de borda dianteira que é substancialmente equivalente ao ângulo de varredura de borda dianteira de aleta superior.