BR112020000362A2

BR112020000362A2 - asa para um avião, avião e uso de uma parte de aprimoramento

Info

Publication number: BR112020000362A2
Application number: BR112020000362-0A
Authority: BR
Inventors: Hans-Jörg Petscher; Volker Kassera
Original assignee: The Aircraft Performance Company Gmbh
Priority date: 2017-07-12
Filing date: 2017-07-12
Publication date: 2020-07-21
Also published as: CA3067286A1; US20200398972A1; EP3652068B1; KR20200028930A; ES2779013T3; JP2020526445A; CN110891857B; CN110891857A; DE17739479T1; WO2019011395A1; EP3652068C0; US11312481B2; EP3652068A1; ES2779013T1; RU2019144407A

Abstract

A invenção refere-se a uma asa com dois winglets e um respectivo avião. Um winglet a montante amplia uma região de fluxo de ar inclinado e um winglet a jusante produz uma contribuição de empuxo no mesmo.

Description

ASA PARA UM AVIÃO, AVIÃO E USO DE UMA PARTE DE APRIMORAMENTO

[001] A presente invenção refere-se a um avião e a uma asa para um avião.

[002] Os aviões são um dos aparelhos de transporte mais importantes, tanto para pessoas, mercadorias, assim como para aplicações militares e são praticamente a única alternativa para a maioria das viagens de longa distância. A presente invenção é relacionada a aviões em um sentido em que não inclui helicópteros, e refere-se a uma asa para um avião em um sentido em que não inclui pás de rotor para helicópteros. Em particular, a invenção refere-se a aviões tendo asas fixas e a tais próprias asas fixas.

[003] A função básica de um avião motorizado e suas asas é produzir uma certa velocidade por meio de um motor de propulsão e produzir uma elevação requerida por meio de asas do avião no fluxo de ar resultante da velocidade. Essa função é sujeita ao projeto aerodinâmico das asas do avião, por exemplo com relação a seu tamanho, perfil etc.

[004] É geralmente conhecido o uso dos chamados dispositivos de ponta de asa ou winglets nas extremidades externas das asas principais dos aviões, isto é, aquelas asas principalmente ou exclusivamente responsáveis pela elevação. Esses winglets são feitos para reduzir os chamados vértices de ponta de asa que resultam de uma diferença de pressão entre uma região acima e uma região abaixo da asa, tal diferença de pressão sendo a causa da elevação planejada. Uma vez que há alguma extremidade da asa, o fluxo de ar tende a compensar a diferença de pressão que resulta em um vértice. Esse vértice de ponta de asa reduz o efeito de elevação da asa, aumenta o barulho produzido, aumenta a perda de energia devida à dissipação no fluxo de ar e pode ser prejudicial para outras aeronaves que estejam próximas ao avião. Os winglets mencionados são, por assim dizer, um defletor contra o vértice de ponta de asa.

[005] O problema da presente invenção é prover uma asa aperfeiçoada tendo um winglet, e um respectivo avião aperfeiçoado.

[006] Para solucionar esse problema, a invenção é direcionada a uma asa para um avião, tal asa compreendendo uma extremidade externa de asa em um lado oposto de tal asa com relação a um lado interno da asa para ser montada no avião, pelo menos dois winglets em tal extremidade externa de asa conectada a tal asa, um primeiro de tais winglets a montante precedendo um segundo winglet a jusante dentre tais winglets em uma direção de voo de tal asa, tal primeiro winglet e tal segundo winglet sendo mutuamente inclinados, conforme visto, contra a direção de voo, por um ângulo diedro delta1,2 relativo em um intervalo de 5º a 35º, em que tal primeiro winglet é inclinado a montante em relação a tal segundo winglet, em que tal ângulo diedro relativo é definido como o ângulo de abertura em tal raiz dos winglets de um triângulo isósceles tendo um vértice na raiz, a saber em um ponto de divisão de ambos os winglets na direção horizontal e no meio das posições de bordos de ataque de tais winglets na direção vertical, um vértice no bordo de ataque de tal primeiro winglet e um vértice no bordo de ataque de tal segundo winglet, conforme visto em uma projeção contra tal direção de voo, tal triângulo tendo um comprimento variável dos dois lados iguais do triângulo e tal intervalo de ângulo diedro sendo válido por pelo menos 70 % do comprimento de lado igual ao longo de um winglet mais curto dentre tal primeiro winglet e tal segundo winglet, e a um avião tendo duas tais asas mutuamente opostas, assim como a um uso de uma parte de aprimoramento compreendendo respectivos winglets para serem montados em um avião para produzir tal asa ou avião.

[007] Ainvenção refere-se a uma asa tendo pelo menos dois winglets, em que esses winglets são fixados a uma extremidade externa de asa da asa. Para evitar mal-entendidos, a “asa” pode ser a asa principal do avião que é

(principalmente) responsável pela elevação requerida; porém, pode ser também a asa do estabilizador horizontal que, normalmente, também é aproximadamente horizontal. Além disso, o termo “asa” deve se referir à asa como tal, que se origina no corpo da base do avião e se estende daí para fora. Na extremidade externa de asa dessa asa, os pelo menos dois winglets são fixados e se estendem mais, porém não necessariamente na mesma direção. Como principalmente já conhecido na técnica anterior, um winglet pode ser inclinado em relação à asa e/ou flexionado. Preferivelmente, os winglets não se estendem para dentro a partir da extremidade externa de asa, contudo.

[008] Os inventores constataram que uma inclinação mútua de dois winglets, conforme visto contra a direção de voo, leva a resultados vantajosos em uma avaliação quantitativa por meio de cálculos de dinâmica de fluido de computador. Em particular, provou ser vantajoso inclinar o primeiro winglet a montante em relação a, por exemplo e preferivelmente, mais a montante do que o segundo winglet. AÍ a diferença em inclinação, a diferença no denominado ângulo diedro (ângulo diedro relativo) deve ser moderada, a saber não mais do que 35º. Por outro lado, um certo ângulo diedro relativo deve ser observado e deve, então, não ser menor do que 5º. Limites inferiores mais preferidos de intervalo de ângulo diedro relativo são (na ordem a seguir) 7º, 9º, 11º, 13º, e 15º, ao passo que limites superiores mais preferidos são 33º, 31º, 29º, 27ºe 25º. Assim, um ideal deveria ser na região de 20º.

[009] Os resultados dos inventores mostram que esse ângulo diedro relativo é mais importante do que os ângulos diedro absolutos dos dois winglets, que poderia ser devido ao fato de que a geometria do fluxo de ar tem um certo grau de simetria rotacional em torno de um eixo paralelo à direção de voo na extremidade da asa principal e, assim, na raiz dos winglets. Isso é, naturalmente, apenas uma afirmação aproximativa, no entanto, o ângulo diedro relativo é considerado como sendo mais importante do que o absoluto.

[0010] O ângulo diedro relativo é aqui definido em média, a saber, por meio de um triângulo isósceles entre vértices. Um vértice deve ser na raiz e um vértice respectivo em cada winglet. Mais precisamente, o triângulo é definido em uma projeção contra a direção de voo, e o vértice na raiz deve ser, em relação à dimensão horizontal, em um ponto de divisão dos dois winglets, isto é, onde os dois winglets são separados na dimensão horizontal conforme visto verticalmente. Com relação à dimensão vertical, o vértice da raiz deve estar no meio das posições dos bordos de ataque (os bordos mais a montante) dos dois winglets nos locais horizontais que acabam de ser mencionados ou, se coincidem lá, nessa posição. Uma vez que essa região é submetida a formas suaves de transição para evitar perturbação aerodinâmica, o bordo de ataque, por assim dizer, perde sua identidade nessa região de transição (a chamada carenagem entre os winglets e a principal extremidade da asa). Portanto, os bordos de ataque devem ser extrapolados do seguinte modo: uma porção interna de 10 % do comprimento na direção da envergadura do winglet (definido em maiores detalhes a seguir) é desconsiderada e uma porção externa entre 90 % é 100 % é desconsiderada também por outros motivos (a saber possíveis arredondamentos, conforme explicado na modalidade). Os restantes 10% 90% representam um bordo de ataque adequado que pode ser extrapolado. Se o bordo de ataque não for reto, uma linha média pode ser usada para extrapolação.

[0011] Os vértices nos próprios winglets devem ser nos seus bordos de ataque, respectivamente. Consequentemente, o ângulo de abertura desse triângulo, a saber o ângulo entre os dois lados iguais, é o ângulo diedro relativo.

[0012] A definição de triângulo inclui um comprimento variável dos lados iguais dentro dos limites impostos pelos winglets mais curtos dentre os dois winglets. Em termos desse conceito de comprimento de lado variável, os intervalos de ângulo diedro relativos definidos devem ser válidos por pelo menos 70% do comprimento de lado, mais preferivelmente para pelo menos 75%, 80 %, 85 %, ou mesmo 90 % do comprimento de lado. Em outras palavras: Se uma porção menor dos winglets não obedecem ao intervalo de ângulo diedro relativo, isso não é muito prejudicial para a invenção, ao passo que, é claro, 100 % dentro do intervalo são o melhor exemplo.

[0013] O conceito de comprimento de lado variável leva em conta que os winglets não precisam ser retos (na perspectiva contra a direção de voo), mas podem também ser completa ou parcialmente flexionados, p. ex. ao longo de uma porção circular conforme mostrado para o primeiro winglet na modalidade. Os winglets poderiam também ser polígonos (com ângulos limitados) ou moldados de outra forma, de modo que o ângulo diedro relativo varie ao longo de seu comprimento na direção da envergadura. Além disso, mesmo com winglets retos (conforme visto contra a direção de voo), suas linhas de bordo de ataque não precisam necessariamente se encontrar no vértice da raiz, conforme definido acima, o que poderia levar a ligeiras variações do ângulo diedro relativo ao longo de seu comprimento. Porém, com winglets retos, o ângulo diedro relativo, conforme definido pelo conceito de triângulo, é pelo menos aproximadamente apenas o ângulo visível contra a direção de voo.

[0014] As descrições acima, e todas as descrições a seguir do formato geométrico da asa e dos winglets referem-se ao que o técnico entende como um formato “em voo”. Em outras palavras, essas explicações e definições referem- se às condições de voo em que o desempenho aerodinâmico deve estar, na realidade, e é relevante, que basicamente é uma velocidade típica de trajeto (em distância) na altitude típica de trajeto. Também é algo familiar para o técnico que existe outro “formato de gabarito” que é feito para ter o formato da asa e os winglets em uma condição fora de voo, isto é, sem quaisquer forças aerodinâmicas atuando sobre ele. Qualquer diferença entre o formato de gabarito e o formato em voo é devido à deformação elástica da asa e dos winglets sob as forças aerodinâmicas que agem sobre o mesmo. A natureza precisa dessas deformações elásticas depende das propriedades mecânicas estáticas da construção da asa e dos winglets que podem ser diferentes de caso a caso. Esse é também um conceito familiar para o engenheiro mecânico e é diretamente para calcular e prever tais deformações, por exemplo, por meio de cálculos de elemento finito com programas de simulação padrão de computador.

[0015] Uma referência ao formato de gabarito na presente descrição não faria muito sentido porque o desempenho aerodinâmico é a categoria relevante. Além disso, a estrutura mecânica de uma asa e um winglet de acordo com a invenção pode variar de caso para caso, de modo que algumas pressuposições sobre como o formato de gabarito se transforma no formato em voo seriam especulativas.

[0016] Além disso, os termos “horizontal” e “vertical” referem-se a um estado montado da asa em um avião, em que “vertical” é a direção de gravidade e “horizontal” é perpendicular à mesma.

[0017] As inclinações dos winglets um em relação ao outro, conforme explicado acima, provaram ser vantajosas em termos de uma troca entre dois aspectos. Por um lado, um ângulo diedro relativo de zero, ou uma quantidade muito pequena leva a uma winglet a jusante, aqui o segundo winglet, é submetido a uma corrente de ar não apenas influenciada pelo winglet a jusante (aqui o primeiro),mas também a um fluxo de ar turbulento ou mesmo difuso na sequência do winglet a montante, inibindo um desempenho adequado e pronunciado, tal como a produção de uma contribuição de elevação e/ de empuxo, conforme discutido abaixo. Em contraste, um winglet a jusante poderia produzir arrasto demasiado, comparado com o que é realmente pretendido, sendo esta elevação, empuxo, cancelamento de vértice ou qualquer outro.

[0018] Por outro lado, ângulos diedro relativos muito grandes, digamos “desacoplam” os winglets um do outro, ao passo que a invenção pretende usar um efeito sinergético dos pelo menos dois winglets. Em particular, a invenção preferivelmente visa o condicionamento do fluxo de ar pelo winglet a montante para o winglet a jusante. Em particular, um aspecto da invenção é usar o fluxo de ar inclinado na região do vértice da ponta da asa em um sentido positivo. Um outro pensamento é produzir uma “elevação” aerodinâmica nesse fluxo inclinado de ar tendo um componente de empuxo positivo, isto é, um componente direcionado para a frente, paralelo à direção de voo do avião. Aqui, deve ficar claro que a “elevação” se refere à função aerodinâmica da asa do winglet. Contudo, não é necessariamente importante maximizar ou mesmo criar uma força de sustentação em um sentido direcionado a montante, aqui, mas o componente de empuxo dianteiro é o centro de interesse.

[0019] Neste sentido, os inventores acharam vantajoso “ampliar” o fluxo de ar inclinado para fazer um uso aperfeiçoado do mesmo. Isso faz sentido porque um vértice de ponta de asa é bem concentrado, de modo que ângulos substanciais de inclinação da direção do fluxo de ar (em relação à direção de voo) podem ser encontrados apenas bem próximo à ponta da asa. Portanto, a invenção provê pelo menos dois winglets, um winglet a montante sendo projetado para “ampliar” a região de fluxo de ar inclinado e um winglet a jusante sendo projetado para produzir um componente de empuxo a partir daí, de acordo com um aspecto preferido.

[0020] O winglet a montante é, então, projetado para “dividir” o vértice da ponta de asa ao “deslocar” uma parte do mesmo para a ponta do winglet, isto é,

para fora. Consequentemente, uma superposição do vértice da ponta induzida do winglet (vértice da ponta do winglet) e o vértice do “resto” da asa (tal asa sendo mais profunda na direção de voo do que o winglet), é resultado.

[0021] Nesse sentido, o intervalo de ângulo diedro relativo acima é vantajoso.

[0022] Preferivelmente, os winglets, conforme representado por suas respectivas linhas de corda (a linha entre o bordo de ataque e o ponto mais a jusante do aerofólio) também devem estar inclinados de um certo modo, em relação a uma rotação em torno de um eixo horizontal perpendicular (em vez de paralelo) à direção de voo. O ângulo de rotação é denominado ângulo de incidência e deve ser positivo no caso de uma rotação no sentido horário do winglet, conforme visto a partir do lado esquerdo do avião e vice-versa de seu lado direito. Nesse sentido, um intervalo de ângulo de incidência para o primeiro winglet de -15º para -5º é preferido, mais preferivelmente em combinação com um intervalo de ângulo de incidência para o segundo winglet de -10º a 0º. Esses intervalos referem-se à raiz dos winglets e ao ângulo de intervalo de incidência é definido em um sentido variável em dependência linear da posição ao longo do comprimento na direção da envergadura do winglet. Deve ser deslocado da raiz para a ponta do respectivo winglet por +2º que leva a um intervalo de -13º a -3º para o primeiro winglet e de -8º para +2º para o segundo winglet em sua respectiva ponta. Isso não implica necessariamente que o ângulo de incidência real de uma certa implementação precise ser “torcido” o que significa mostrar um ângulo de variação de incidência nesse sentido. Uma implementação real pode também estar dentro de intervalos definidos sem qualquer torção. Porém, uma vez que os inventores levam em consideração uma variação do fluxo de ar em dependência da distância da raiz dos winglets, uma dependência moderada da definição de intervalo nesse sentido é apropriada (em outras palavras: o centro do intervalo e suas extremidades são “torcidas”).

[0023] O ângulo de incidência é definido como acima entre as respectivas linhas de corda do winglet e uma linha de corda da asa como tal (a asa principal). Essa última linha de corda é referida como próxima à posição (na direção horizontal perpendicular à direção de voo) em que a asa é dividida em winglets, em outras palavras, onde os winglets se separam quando vão mais para fora. Uma vez que, na posição de divisão, também a asa principal pode já ser um tanto deformada (em termos de uma carenagem) para prover uma transição suave para os winglets, a linha de corda deve ser referida como um pouco mais para dentro, a saber, 10 % do comprimento da asa principal na direção da envergadura. O mesmo se aplica vice-versa ao winglet, de modo que a linha de corda seja referida como 10 % a mais para fora da posição de divisão.

[0024] Limites menores mais preferidos de intervalo de ângulo de incidência para o primeiro winglet em sua raiz são -14º, -13º, -12ºe -11º, e em sua ponta +2º adicional a esses valores, ao passo que limites superiores mais preferidos na raiz do primeiro winglet são -6º, -7º, -8º, -9º e, novamente +2º mais na ponta. Analogamente, limites inferiores mais preferidos para o segundo winglet na raiz são -9º, -8º, -7º, -6º, e limites superiores mais preferidos são -1º, - 2º,-3º, 4º, e novamente +2º mais na ponta, respectivamente.

[0025] Novamente, os intervalos de ângulo definidos devem ser válidos para pelo menos 70 %, mais preferivelmente pelo menos 75 %, 80 %, 85 %, e mesmo 90 %, do comprimento na direção da envergadura do respectivo winglet. Em outras palavras: porções menores dos winglets que não obedecem a esses critérios não são essenciais.

[0026] Com relação ao ângulo de incidência do primeiro winglet, é favorável usar o intervalo definido para minimizar o arrasto do mesmo e não produzir muito turbilhão descendente da corrente de ar a montante do primeiro winglet. Muito turbilhão descendente impediria a função do segundo winglet que é baseada na inclinação do fluxo de ar devido ao vértice já descrito. O intervalo dado para o segundo winglet provou ser vantajoso em termos de uma contribuição de empuxo otimizado. Em muitos casos, o ângulo de incidência real do primeiro winglet será menor do que o do segundo winglet, como pode também ser visto a partir dos intervalos dados, porque a corrente de ar a jusante do primeiro winglet já foi mudada aí. De qualquer modo, os intervalos definidos e, na maior parte dos casos, um ângulo de incidência um tanto menor do primeiro winglet comparado ao segundo winglet são resultados gerais das simulações da dinâmica de fluido de computador realizadas.

[0027] Preferivelmente, a invenção também compreende um terceiro winglet a jusante do segundo winglet e, mais preferivelmente, a invenção se limita a esses três winglets (por asa).

[0028] Mais preferivelmente, o terceiro winglet obedece a um intervalo de ângulo diedro relativo em relação ao segundo winglet também, a saber, de 5º a 35º com os mesmos limites mais preferidos inferior e superior quanto ao ângulo diedro relativo entre o primeiro e o segundo winglet (mas descrito independentemente do mesmo). Essa diferença de ângulo diedro será entendida no segundo winglet sendo (preferivelmente mais para cima) inclinado em relação ao terceiro winglet. A definição do ângulo diedro relativo é análoga ao que foi explicado acima, mas, naturalmente, aqui se refere a um segundo e a um terceiro winglet.

[0029] Conforme já explicado com referência à relação entre o primeiro e o segundo winglets e seus ângulos diedro relativos, também aqui, em relação retrospectiva entre o segundo e o terceiro winglets, não é favorável posicionar o terceiro winglet diretamente “atrás” do segundo winglet a montante, nem é favorável desacoplá-lo em um sentido aerodinâmico. Em vez disso, por meio de um ângulo diedro relativo no intervalo dado, o terceiro winglet estará novamente na posição para produzir um efeito sinergético a jusante do primeiro e do segundo winglets e, em particular, conforme preferido na presente invenção, produzir uma contribuição de empuxo mais uma vez.

[0030] Ainda mais preferido, o terceiro winglet também é submetido a uma limitação do ângulo de incidência de um modo análogo ao explicado acima para o primeiro e para o segundo winglet, incluindo as explicações referentes a uma definição da linha de corda. Aqui, para o terceiro winglet, os intervalos devem ser de -7º a +3º na raiz e, novamente, +2º mais na ponta e a interpolação linear do intervalo entre eles. Limites inferiores mais preferidos para o intervalo do ângulo de incidência para o terceiro winglet são -6º, -5º, -4º, -3º, e limites superiores mais preferidos são +2º, +1º, 0º, -1º, na raiz e +2º mais na ponta. Novamente, os intervalos para o ângulo diedro relativo e o ângulo de incidência devem ser válidos para preferivelmente pelo menos 70 % do winglet mais curto dentre o segundo e terceiro winglet e para o comprimento na direção da envergadura do terceiro winglet, respectivamente. Novamente, os limites mais preferidos são pelo menos 75 %, 80 %, 85 %, 90 %.

[0031] A função da escolha acima do ângulo de incidência do terceiro winglet é similar à do segundo winglet, a saber que a corrente de ar ao qual o terceiro winglet é submetido, já foi mudada pelos dois winglets a montante, e que o terceiro winglet pretende aí produzir uma contribuição de empuxo juntamente com um arrasto minimizado do sistema completo.

[0032] Em uma outra implementação preferida, um chamado ângulo de flecha dos dois ou três winglets está em um intervalo de -5º a 35º, respectivamente, em relação ao ângulo de flecha da asa principal (um valor positivo que significa “para trás”). Em outras palavras, os winglets podem ser inclinados em forma de seta na direção para trás, como as asas de aviões geralmente são, preferivelmente pelo menos quanto às asas principais, ou mesmo mais forte. Aqui, o ângulo de flecha não precisa ser o mesmo para todos os três winglets. Os limites inferiores mais preferidos são -4º, -3º, -2º, -1º, ao passo que os limites superiores mais preferidos são 30º, 25º, 20º, 15º. Como acaba de ser observado, o ângulo de flecha é relacionado à inclinação do bordo de ataque do respectivo winglet comparado a uma linha horizontal perpendicular à direção de voo. Isso pode ser definido em uma posição horizontal fictícia de um winglet (o ângulo diedro e o ângulo de incidência sendo zero e em uma condição desdobrada de qualquer flexão). Alternativamente, o ângulo de flecha pode ser definido substituindo-se a extensão real do winglet na direção horizontal perpendicular à direção de voo (conforme visto verticalmente) pelo comprimento no sentido da envergadura b do mesmo definido em outro lugar no presente pedido.

[0033] Se o bordo de ataque não for linear, o ângulo de flecha refere-se a uma linha média com relação ao bordo de ataque não linear na faixa de 20% a 80 % da envergadura respectiva dos winglets. Essa faixa de envergadura limitada leva em conta que o bordo de ataque poderia ser deformado por cantos arredondados (como na modalidade) na extremidade externa e por transições na chamada carenagem em sua extremidade interna. Uma vez que o ângulo de flecha é muito sensível a tais efeitos, 20 % em vez de 10 % são “cortados” nas extremidades.

[0034] Com relação à referência, o bordo de ataque da asa principal, a faixa de 50 % a 90 % de sua envergadura e uma linha média nessa faixa devem ser consideradas. Isso é porque a posição no sentido da envergadura de O % refere- se, geralmente, ao meio do corpo de base e, assim, não na própria asa principal, e há uma chamada carenagem de barriga na transição do corpo de base para a asa principal que é não apenas configurada para ser um aerofólio adequado, mas é mais uma transição para o aerofólio. Ainda, uma adaptação do ângulo de flecha dos winglets para a porção externa da asa principal é, de qualquer modo, apropriada.

[0035] As simulações feitas mostraram que os resultados podem ser optimizados por um ângulo de flecha um tanto aperfeiçoado dos winglets, mas que esse ângulo não deveria ser exagerado. Uma vez que o ângulo de flecha tem uma conexão com a faixa comum de velocidade da aeronave, é uma referência pragmática e tecnicamente significativa começar do ângulo de flecha da asa principal.

[0036] As explicações acima com relação ao ângulo diedro relativo são intencionalmente abertas com relação à sua “polaridade”, em outras palavras em relação a se um winglet a jusante é inclinado para cima ou para baixo com relação a um winglet a montante. De fato, os inventores constataram que o desempenho aerodinâmico é bem insensível a esse respeito. Porém, prefere-se que o primeiro winglet a jusante seja inclinado mais a montante do que o segundo winglet (com e sem um terceiro winglet). Preferese ainda, independentemente, que o terceiro winglet, caso haja, seja inclinado mais a jusante do que o segundo winglet. Os melhores resultados obtidos até agora são baseados nesse conceito, conforme mostrado na modalidade.

[0037] Embora tenha sido explicado acima que o ângulo diedro relativo entre o primeiro e o segundo winglet (e também aquele entre o segundo e o terceiro winglet) é mais importante do que os valores absolutos dos respectivos ângulos diedros dos winglets, são também escolhas preferidas para o último. Para o primeiro winglet, o respectivo intervalo de ângulo diedro é de -45º a -15º, os limites menores mais preferidos sendo -43º, -41º, -39º, -37º, e -35º, em que os limites maiores mais preferidos são -17º, -19º, -21º, -23º e -25º.

[0038] Para o segundo winglet, todos esses valores são mudados por +20º incluindo os limites mais preferidos. O mesmo se aplica ao terceiro winglet, caso haja, em relação ao segundo winglet. Novamente, esses intervalos de ângulo devem ser válidos para pelo menos 70 %, preferivelmente pelo menos 75 %, 80 %, 85 %, ou mesmo 90 % do comprimento no sentido da envergadura do respectivo winglet.

[0039] A título de clareza: as limitações do ângulo diedro relativo explicadas acima se aplicam a esse contexto. Se, por exemplo, o ângulo diedro do primeiro winglet fosse escolhido para ser -35º, o intervalo para esse ângulo diedro do segundo winglet seria automaticamente limitado para ser não mais do que 0º. As definições de ângulo diedro relativo são dominantes, então. Além disso, o ângulo diedro absoluto é definido de modo similar ao ângulo diedro relativo, a diferença sendo que um dos lados iguais do triângulo isósceles é horizontal em vez de no bordo de ataque de um dos winglets.

[0040] Constatou-se que valores absolutos muito baixos do ângulo diedro, tal como abaixo de -45º, e assim, os winglets orientados mais ou menos para montante pode ser desvantajoso porque é mais difícil prover uma transição adequada e plana (carenagem) entre a extremidade externa da asa principal e o winglet. Além disso, as simulações numéricas não mostraram quaisquer desvantagens para tais ângulos diedros muito baixos. Por outro lado, valores muito grandes, isto é, winglets direcionados fortemente a jusante, tais como com um ângulo diedro de mais do que 25º, pode ter o efeito prejudicial de reduzir a distância do solo. É claro que o efeito descrito para valores muito baixos também é válido para valores muito grandes, mas, como pode ser visto a partir da diferença entre as extremidades de -45º e +25º, a folga do solo é geralmente um aspecto dominante (embora exceções existam, tais como as aeronaves de asa alta sendo menos sensíveis com relação à folga do solo). Assim, ângulo diedros de um desses limites para o outro são geralmente preferidos e até mais preferido nos intervalos definidos acima para o primeiro, o segundo e o terceiro winglet.

[0041] Quanto aos respectivos comprimento e direção no sentido da envergadura dos winglets, certas proporções para o comprimento no sentido da envergadura da asa (principal) são preferidas, a saber de 2 % a 10 % para o primeiro winglet, de 4 % a 14 % para o segundo winglet e de 3% a 11% para o terceiro winglet, caso tenha algum. Os respectivos limites menores preferidos para o primeiro winglet são 2,5 %, 3,0 %, 3,5 %, 4,0 %, 4,5 %, 5,0 %. Os limites superiores preferidos para o primeiro winglet são 9,5 %, 9,0 %, 8,5 %, 8,0 %, 7,5 %, 7,0 %. Para o segundo winglet, os limites inferiores mais preferidos são 5,0 %, 6,0 %, 6,5 %, 7,0 %, 7,5 %, 8,0 %, e os limites superiores preferidos para o segundo winglet são 13 %, 12 %, 11,5 %, 11,0 %, 10,5 %, 10,0 %. Finalmente, os limites inferiores mais preferidos para o terceiro winglet são 3,5 %, 4,0 %, 4,5%, 5,0 %, 5,5 %, 6,0 %, e os limites superiores mais preferidos são 10,5 %, 10,0 %, 9,5 %, 9,0 %, 8,5 %, e 8,0 %.

[0042] O comprimento no sentido da envergadura é aqui definido como a distância da raiz dos winglets, a saber na separação do winglet dos winglets adjacentes(no caso do segundo winglet entre o primeiro e o terceiro winglet, a separação mais interna) para sua extremidade externa em uma direção perpendicular à direção de voo e sob a pressuposição de um ângulo de incidência e um ângulo diedro de zero, isto é, com o winglet em uma posição horizontal. No caso de um formato não linear do winglet, tal como uma parte curvada como com o primeiro winglet na modalidade, o comprimento no sentido da envergadura refere-se a um formato reto fictício (uma condição “desdobrada”) uma vez que tal flexão é uma alternativa para uma inclinação diedra. Mais precisamente, refere-se a um plano de projeção perpendicular à direção de voo e, daí, para o comprimento da asa em termos de uma linha mediana entre a linha de limitação superior e inferior do winglet projetado. Para a asa principal mantém-se a mesma definição, mas iniciando no meio do corpo de base (no sentido de uma meia envergadura). O comprimento da asa principal é medido até a separação nos winglets; não é o comprimento da asa completa incluindo os winglets.

[0043] Quanto aos intervalos relativos de comprimento acima para os winglets, esses tamanhos provaram ser práticos e eficazes em termos das dimensões típicas dos vértices de ponta da asa principal que é essencial para a função dos winglets. Winglets pequenos demais (muito curtos) não se beneficiam de todas as oportunidades, ao passo que winglets muito grandes alcançam regiões com suas respectivas pontas de winglet onde o vértice da ponta da asa principal já é muito fraco, de modo que não pode se beneficiar do fluxo de ar inclinado para o comprimento total dos winglets (em particular o segundo e terceiro) e o amplo efeito discutido acima como um conceito particularmente preferido da invenção, provavelmente irá produzir mais dois campos de vértice separados do que dois campos de vértice superpostos.

[0044] Além disso, há relações preferidas entre o comprimento no sentido da envergadura dos winglets, a saber que o segundo winglet preferivelmente tem um comprimento de 105 % a 180% do primeiro winglet. Da mesma forma, prefere-se que o terceiro comprimento do winglet seja de 60% a 120% do segundo winglet. Nisto, os limites menores mais preferidos para o primeiro intervalo são 110 %, 115%, 120 %, 125 %, 130 %, 135 %, e 140%, ao passo que os limites superiores mais preferidos são 175 %, 170 %, 165 %, e 160 %. Os limites inferiores mais preferidos para o segundo intervalo são 65 %, 70 %, 75 %, ao passo que os limites superiores mais preferido são 115 %, 110 %, 105 %, 100 %, 95 %, e 90 %.

[0045] Em um sentido mais geral, prefere-se que o segundo winglet seja pelo menos tão longo (no sentido da envergadura) quanto o terceiro winglet, preferivelmente mais longo, e o terceiro (e assim também o segundo) winglet é pelo menos tão longo e preferivelmente mais longo do que o primeiro winglet. Isso é basicamente devido ao fato de que o segundo winglet deve se beneficiar ao máximo da região de corrente de ar ampliada, inclinada, ampliada pelo primeiro winglet para produzir um efeito máximo, e o terceiro winglet deve, novamente, produzir um efeito análogo ou similar, mas não será capaz de fazer isso, uma vez que a energia já tenha sido tirada da corrente de ar. Assim, deve ser limitado em tamanho para não produzir arrasto demais.

[0046] Ainda, a proporção de aspecto dos winglets é preferivelmente no intervalo de 3 a 7 em que limites inferiores mais preferidos são 3,5 e 4,5 e limites superiores mais preferidos são 6,5, 6,0, e 5,5. Isso se refere, como qualquer uma das limitações quantitativas aqui, individualmente a cada winglet e se refere a duas modalidades de windlet onde há comparativamente muito espaço na direção de linha de corda. Para uma modalidade de três winglet, as proporções de aspecto podem ser um tanto maiores e são preferivelmente no intervalo de 4 a9 em que limites inferiores preferidos são 4,5 e 5,0 e limites superiores mais preferidos são 8,5, 8,0, e 7,5. Isso refere-se, novamente, a cada winglet individualmente

[0047] Embora proporções de aspecto mais elevado sejam mais eficazes em um sentido aerodinâmico, elas têm uma área menor e, assim, produzem forças menores (e, assim, um pequeno empuxo). Em outras palavras, dentro da limitação de comprimento já descrita, uma área substancial de winglet é preferida. Por outro lado, uma proporção de aspecto muito baixo aumenta o arrasto e diminui a eficácia em uma quantidade que finalmente reduz o empuxo eficaz por meio de um arrasto maior. Em suma, as simulações de CFD mostraram repetidamente valores ideais em torno de 5.

[0048] A proporção de aspecto é definida como o comprimento duplo no sentido da envergadura de uma asa (isto é, a envergadura total do avião no caso de uma asa principal) e, da mesma forma, o comprimento duplo no sentido da envergadura de um winglet, dividido pelo comprimento da linha de corda, a saber ,como um valor médio. Para ser preciso, a definição nesse pedido para cortar 10 % do comprimento externo no sentido da envergadura ao avaliar o comprimento da linha de corda é válida também aqui para excluir uma influência de uma estrutura de carenagem e/ou arredondamento de um winglet.

[0049] Implementações preferidas da invenção podem ter certos comprimentos de corda de raiz para os winglets. Os valores são definidos para dois casos, a saber para um conjunto de exatamente dois e outro conjunto de exatamente três winglets. Para dois winglets, o comprimento de corda de raiz para o primeiro winglet pode ser no intervalo de 25 % a 45 % do comprimento da corda da asa principal próxima à divisão nos winglets (não na raiz da asa principal).

[0050] Nesse caso, para o segundo winglet, o respectivo intervalo preferido é de 40 % a 60 %. Limites inferiores mais preferidos para o primeiro winglet são 27 %, 29 %, 31 %, e para o segundo winglet 42 %, 44 %, 46 %, limites superiores mais preferidos para o primeiro winglet são 43 %, 41 %, 39 %, e para o segundo winglet 58 %, 56 %, 54 %.

[0051] O caso de exatamente três winglets tem um intervalo preferido para o primeiro winglet de 15 % a 35 % do comprimento de corda da asa principal próxima à divisão, e de 25 % a 45 % para o segundo winglet, e de 15% a35% para o terceiro winglet. Limites inferiores mais preferidos para o primeiro winglet são 17 %, 19 %, 21 %, para o segundo winglet 27 %, 29 %, 31 %, e para o terceiro winglet 17 %, 19 %, 21 %. Limites superiores mais preferidos para o primeiro winglet são 33 %, 31 %, 29 %, para o segundo winglet 43 %, 41 %, 39 %,

e para o terceiro winglet 33 %, 31 %, 29 %. O comprimento respectivo de corda de ponta dos winglets é preferivelmente em um intervalo de 40 % a 100 % do respectivo comprimento de corda de raiz, em que limites inferiores mais preferidos são 45 %, 50 %, 55%, 60 %, e limites superiores mais preferidos são 95 %, 90 %, 85 %, 80 %.

[0052] Geralmente, esses comprimentos de corda consideram o comprimento total disponível, a distribuição vantajosa de tamanho entre os winglets e sua proporção de aspecto desejada. Além disso, uma certa distância intermediária entre os winglets na direção de voo é desejada para otimizar o fluxo de ar. Como pode ser visto a partir dos centros dos intervalos acima para os respectivos comprimentos de corda, um comprimento de 5% a 25%, preferivelmente pelo menos 10 %, preferivelmente no máximo 20 % do comprimento disponível são aproximadamente usados para essa distância mesmo próximo à raiz dos winglets, no total. Isso significa que os respectivos comprimentos de corda dos winglets preferivelmente não chega a 100 %.

[0053] Além disso, ficará claro para o expert que alguma carenagem (como a chamada carenagem de barriga na transição entre o corpo base e a asa principal) é usada na região de transição entre a extremidade da asa principal e a raiz dos winglets. Portanto, também o comprimento de corda na extremidade da asa principal é referido a uma distância 10 % para a parte interna a partir da divisão nos winglets (em relação ao comprimento em termos de meia envergadura da asa principal) para ficar claramente fora dessa transição. Do mesmo modo, o comprimento de corda da raiz dos winglets é referido em uma posição 10 % para fora da separação nos winglets para ficar bem dentro do formato adequado de aerofólio dos winglets. O mesmo se aplica à posição da linha de corda em relação, por exemplo, ao ângulo de ataque.

[0054] Além disso, em algumas asas e winglets, o canto dianteiro externo é “arredondado” como na modalidade a ser explicada abaixo. Esse arredondamento pode ser feito por uma substancial redução do comprimento de corda na porção mais externa do winglet, mas não é considerado como sendo uma parte do recurso acima mencionado do comprimento relativo de corda em uma ponta do winglet em relação à raiz do winglet. Portanto, o comprimento de corda do winglet em 10 % do comprimento do winglet na parte interna de sua ponta é referido aqui.

[0055] Conforme já mencionado, a invenção é preferivelmente usada para duas asas do mesmo avião mutuamente opostas. Em particular, as respectivas duas asas e os winglets de acordo com a invenção em ambos os lados podem ser antissimétricas com relação a um plano central vertical no corpo de base do avião. Nesse sentido, a invenção também se refere ao avião completo.

[0056] Uma categoria preferida de aviões são os chamados aviões de categoria de transporte que têm um certo tamanho e são pretendidos para transporte de um número substancial de pessoas ou mesmo mercadorias por distâncias substanciais. Aqui, as vantagens econômicas da invenção são mais desejáveis. Isso se refere a aviões subsônicos, mas também a aviões transônicos onde as condições supersônicas ocorrem localmente, em particular acima da asa principal e possivelmente também acima dos winglets. Refere-se também a aviões supersônicos tendo uma velocidade de trajeto de longa distância na região supersônica.

[0057] Além disso, a invenção é também considerada em vista de partes de aprimoramento para fazer o aprimoramento dos aviões existentes. Por motivos econômicos, pode ser preferido acrescentar tal parte de aprimoramento incluindo pelo menos dois winglets em uma asa convencional (ou duas asas opostas) em vez de mudar asas ou winglets completos. Isso é particularmente razoável porque a principal vantagem da invenção não pode ser aumentar a força de elevação das asas, que poderia exceder limitações da estrutura mecânica existente. Em vez disso, a invenção visa preferencialmente uma substancial contribuição de empuxo para melhorar a eficiência e/ou velocidade. Consequentemente, a invenção também se refere a tal parte de aprimoramento e seu uso para fazer um aprimoramento em um avião ou uma asa nos termos da invenção.

[0058] Em ambos os casos, com relação ao avião completo e com relação ao aprimoramento dos aviões existentes, uma primeira escolha simulada para o avião foi o modelo Airbus A 320. Nesse, uma parte para fora das asas convencionais, uma chamada aleta, pode ser desmontada e substituída por uma estrutura de acordo com a invenção tendo dois ou três winglets.

[0059] A invenção será explicada a seguir em maiores detalhes com referência às modalidades exemplificativas abaixo que não pretendem limitar o escopo das reivindicações, mas são feitas apenas para fins ilustrativos.

[0060] A Figura 1 mostra uma vista plana de um avião de acordo com a invenção incluindo seis winglets esequematicamente desenhados; A Figura 2 é um diagrama esquemático para explicar a criação de um empuxo por um winglet; A Figura 3a, b são ilustrações esquemáticas da distribuição de velocidade de ar em um vértice de ponta; A Figura 4 é uma vista esquemática em perspectiva de uma asa de acordo com a invenção; A Figura 5 é uma vista esquemática frontal de uma ponta de asa de acordo com a invenção incluindo dois winglets; A Figura 6 é um diagrama mostrando dois gráficos de uma dependência de ângulo de inclinação a uma distância referente à figura 5; A Figura 7 é uma vista lateral esquemática para explicar os ângulos gama de dois winglets de uma modalidade;

A Figura 8 é uma vista dianteira dos mesmos winglets para explicar os ângulos delta;

A Figura 9 é uma vista plana de uma asa principal de um Airbus A320;

A Figura 10 é uma vista dianteira de tal asa;

A Figura 11 é uma vista lateral de tal asa;

ArFigura 12 é uma vista lateral para explicar as linhas de referência usadas para simulações na modalidade;

A Figura 13 é uma vista superior para ilustrar as mesmas linhas de referência;

As Figuras 14 a 17º são diagramas que ilustram ângulos beta a distâncias variadas da ponta da asa principal para várias simulações na modalidade;

A Figura 18 é uma vista frontal dos três winglets de acordo com uma modalidade da invenção mostrando seus ângulos diedros;

A Figura 19 é outra vista frontal de dois winglets para explicar um ângulo diedro relativo;

A Figura 20 é um desenho esquemático para explicar uma flexão de um primeiro winglet;

A figura 21 é uma vista lateral de seções de uma asa principal e três winglets para explicar ângulos de inclinação;

A Figura 22 combina uma vista frontal e uma vista superior para explicar um ângulo de flecha de um winglet;

A Figura 23 é uma vista superior sobre três winglets em um plano para explicar a forma;

ArFigura 24 é um desenho em perspectiva de um avião completo de acordo com a invenção;

AFigura25 é uma vista superior de três winglets em uma ponta de asa principal de tal avião; A Figura 26 é uma vista lateral dos três winglets da figura 25; e A Figura 27 é uma vista dianteira do mesmo

[0061] A Figura 1 é uma vista plana de um avião 1 tendo duas asas principais 2 e 3 e dois estabilizadores horizontais 4 e 5, assim como uma cauda vertical 6 e uma fuselagem ou corpo base 7. A Figura 1 deve representar um modelo Airbus A 320 tendo quatro motores de propulsão, não mostrados aqui. Porém, na figura 1, cada uma das asas principais 2 e 3 tem três winglets 8, 9, 10, respectivamente. Dois respectivos winglets compartilhando um número de referência são espelhos simétricos um ao outro de um modo análogo, uma vez que tanto as asas principais 2 e 3 e quanto o corpo de base 7 são espelhos simétricos com relação a um plano vertical (perpendicular ao plano do desenho) através do eixo longitudinal do corpo base.

[0062] Além disso, um eixo x oposto à direção de voo e, assim, idêntico às principais direções de fluxos de ar e um eixo y horizontal perpendicular ao mesmo são mostrados. O eixo Z é perpendicular e direcionado para cima.

[0063] A Figura 2 é uma vista lateral esquemática de um aerofólio ou perfil (na figura 2 um aerofólio de asa padrão simétrico, no caso de A 320 um aerofólio assimétrico) de uma asa principal 2 e um aerofólio (por exemplo NACA 2412, um aerofólio de asa assimétrica padrão ou RAE 5214, um aerofólio de asa assimétrica para condições de voo transônico ) de um winglet exemplificativo W que é apenas para fins de explicação.

[0064] Uma linha horizontal sólida é o eixo X já mencionado. Uma linha pontilhada em cadeia 13 corresponde à linha de corda da asa principal 2 (que conecta o ponto mais dianteiro e o ponto de extremidade do perfil), o ângulo alfa estando entre o ângulo de ataque da asa principal.

[0065] Além disso, uma linha inferior 14 do perfil do winglet W (que representa esquematicamente um dos winglets 8, 9, 10) é mostrada e o ângulo entre essa linha inferior 14 e a linha inferior do perfil da asa principal é gama, o assim chamado ângulo de incidência. Quanto ao local da definição das linhas de corda ao longo da respectiva envergadura da asa e a referência dos winglets é feita para o que foi explicado antes.

[0066] As Figuras 3a e b ilustram um vértice de ponta conforme presente em qualquer ponta de asa durante o voo. Os campos de setas nos lados direito simbolizam o componente de velocidade de fluxo de ar no plano do desenho com referência à direção e magnitude (comprimento da seta). A Figura 3a mostra um ponto de x = 2,5 m (x = O correspondendo à extremidade frontal da ponta da asa) e a figura 3b refere-se a um local a montante de x = 3,4 m. Pode-se ver que o vértice de ponta “se desenvolve com aumento de x” e que o vértice é bem concentrado em torno da ponta da asa e rapidamente desaparece com uma maior distância daí. Essa afirmação se refere a quase qualquer direção quando inicia da ponta da asa com nenhuma diferença qualitativa, mas também com pequenas diferenças quantitativas.

[0067] Além disso, as figuras 3a e b ilustram que o vértice de ponta de asa principalmente acrescenta algum componente a montante da velocidade de fluxo de ar juntamente com algum componente para fora na região inferior e algum componente para dentro na região superior. Com isso em mente, pode- se entender que a figura 2 mostra uma direção de fluxo local tendo um ângulo beta na direção de voo x. Essa direção de fluxo local (os componentes perpendiculares ao plano do desenho da figura 2 sendo ignorados) ataca o winglet simbólico W e causa uma elevação Lh do mesmo, conforme mostrado por uma seta. Essa elevação é perpendicular à direção de fluxo por definição. Pode-se ver como uma superposição de um componente verticalmente a montante e um componente de empuxo positivo FxnL.

[0068] Principalmente o mesmo se aplica ao arrasto Dr, do winglet W. Há um componente negativo de empuxo do arrasto, a saber Fxn,p. A contribuição de empuxo do winglet W conforme referido anteriormente na presente descrição é, então, a diferença do mesmo, a saber Fxn = FxnL- Fxn,p e é positivo aqui. Isso é pretendido pela invenção, a saber uma contribuição de empuxo eficaz positivo de um winglet.

[0069] A Figura 4 mostra a asa principal 2 e dois winglets exemplificativos da figura 2, a saber 8 e 9. A asa 2 é um tanto inclinada em relação ao eixo y por um chamado ângulo de flecha e tem um comprimento de linha de corda que diminui com a distância a partir do corpo base 7 a partir de um comprimento de linha de corda de raiz cr para um comprimento de linha de corda de ponta ct. À uma extremidade externa de asa 15, winglets 8 e 9 são montados, compare também a figura 5.

[0070] A Figura 5 mostra a asa 2 e os winglets 8 e 9 em uma projeção em um plano y-z e o comprimento b da asa principal 2 (b sendo medido a partir do centro de corpo base 7 a y=O ao longo da envergadura de asa principal 2, conforme explicado antes) e respectivos comprimentos b1 e b2 de winglets 8 e 9, respectivamente. Por simplicidade, a asa 2 e os winglets 8 e 9 são mostrados retos e horizontais, apenas. Porém, uma inclinação em relação à asa 2 em torno de um eixo paralelo ao eixo X não levaria a mudanças qualitativas.

[0071] A Figura 6 mostra um diagrama incluindo dois gráficos. O eixo vertical refere-se à beta (compare a figura 2), a saber, o ângulo de inclinação do fluxo local de direção de ar em uma projeção em um plano x-z.

[0072] A linha horizontal mostra “eta”, a saber a distância da extremidade externa de asa 15 dividida por b, o comprimento de asa principal 2.

[0073] Um primeiro gráfico com cruzes refere-se à condição sem winglets 8 e9e, assim, corresponde às figuras 3a e b, qualitativamente. O segundo gráfico mostrando círculos relacionados a uma distribuição de fluxo de ar a jusante do primeiro winglet 8 e, assim, a montante do segundo winglet 9 (o primeiro gráfico referindo-se à mesma posição x). Os gráficos resultam de uma simulação de computador de distribuição de fluxo de ar (tais como as figuras 3a e b).

[0074] Pode-se ver facilmente que o primeiro gráfico mostra um máximo 16 próximo à extremidade externa de asa 15, ao passo que o segundo gráfico tem um máximo 17 aí, um mínimo intermediário em torno de eta = 1,025 e um outro máximo 18 em torno de eta = 1,055, e diminui para fora a partir daí. Além disso, o segundo gráfico cai para um valor de mais do que 50 % de seu máximo menor (esquerdo) e mais do que 40 % de seu máximo maior (direito), enquanto cai para um valor de ainda mais do que 25 % de seu máximo maior por volta de eta = 1,1, p.ex. a uma distância de cerca de 10 % de b a partir da extremidade externa da asa 15. Essa distribuição de ângulo é uma boa base para a função de winglet já descrita 9, compare a figura 2.

[0075] Simulações com base no avião tipo Airbus A320 foram feitas. Elas serão explicadas abaixo. Até agora, os inventores obtiveram cerca de 3 % na redução do arrasto total do avião com três winglets, conforme mostrado na figura 1, por meio da contribuição de empuxo dos winglets e um pequeno aumento na força de elevação geral (na região de quase 1 % de aumento de elevação). O aumento de elevação permite que o avião voe com uma inclinação um tanto menor (compare alfa na figura 2) que leva a uma outra redução do arrasto geral. Essas simulações foram feitas pelo programa de computador CFD (dinâmica de fluido computacional) do ANSYS.

[0076] Como um estudo básico geral, as simulações de computador para a otimização da contribuição de empuxo de um conjunto de dois winglets (primeiro e segundo winglet) com um aerofólio com asa principal NACA 0012 padrão e um aerofólio com winglet NACA 2412 e sem qualquer inclinação do winglet em relação à asa principal (assim com uma configuração ao longo das figuras 4 e 5) mostraram que uma proporção de aspecto 5 é uma boa escolha. Embora proporções de aspecto mais elevadas sejam mais eficientes em um sentido aerodinâmico, elas têm uma área menor e assim, produzem forças menores (e, assim, um pequeno empuxo). Em outras palavras, dentro da limitação de um comprimento b2 (envergadura) de 1,5 m (para o A320), uma área de winglet substancial é preferida. Por outro lado, uma proporção de aspecto muito baixa aumenta o arrasto e diminui a eficiência em uma quantidade que finalmente reduz o empuxo eficaz por meio de um arrasto maior. De forma geral, as simulações CFD mostraram repetidamente valores ideais em torno de 5.

[0077] Com base nisso, o comprimento b1 do primeiro winglet a montante 8 para o A320 foi escolhido para ser 2/3, a saber 1 m para permitir que o segundo winglet a jusante 9 se beneficie das principais partes da região de vértice ampliada, compare novamente da configuração das figuras 4 e 5 e os resultados na figura 6.

[0078] O comprimento médio de corda resulta do comprimento dos fingers e da proporção de aspecto fixo. Como de costume para asas de aviões, há uma diminuição do comprimento de linha de corda em uma direção para fora. Para o primeiro winglet a montante 8, o comprimento de linha de corda na raiz é 400 mm e na parte superior é 300 mm, ao passo que, para o segundo winglet a jusante 9, o comprimento de corda de raiz é 600 mm e o comprimento de corda de ponta é 400 mm. Esses valores foram escolhidos intuitivamente e arbitrariamente.

[0079] Para os winglets, em vez do acima mencionado (prontamente disponível) NACA 2412 das simulações preliminares, um aerofólio transônico RAE 5214 foi escolhido, que é um aerofólio transônico padrão e bem adaptado às condições aerodinâmicas do A320 em sua velocidade e altitude de trajeto típicas, compare abaixo. O Airbus A320 é um modelo de avião bem documentado e economicamente importante para a presente invenção.

[0080] Os parâmetros mais influentes são os ângulos de incidência gama e o ângulo diedro delta (a saber, a inclinação com relação a uma rotação em torno de um eixo paralelo à direção de trajeto). Em um primeiro estudo aproximado de mapeamento, as etapas de mapeamento eram 3º a 5º para gama e 10º para delta. Nesse mapeamento aproximado, um primeiro e um segundo, mas não um terceiro, foram incluídos nas simulações para ter uma base para um estudo do terceiro winglet.

[0081] A Figura 7 ilustra o ângulo gama, a saber gama 1 do winglet 8, o primeiro winglet, e gama 2 do winglet 9, o segundo winglet, ambos mostrados como aerofólios (compare a figura 2) e com suas linhas de corda em relação ao aerofólio da asa principal e sua linha de corda. A Figura 8 ilustra o ângulo delta em uma perspectiva como na figura 5, mas menos esquemático. Novamente, delta 1 é relacionado ao primeiro winglet 8 e delta 2 ao segundo winglet 9. As estruturas na parte esquerda da figura 8 são estruturas transientes, conforme usado para as simulações CFD. Essas estruturas não correspondem à real asa principal A320 na qual os winglets, as estruturas finas no meio e à direita, têm que ser montadas, mas definem um modelo pragmático para permitir a simulação.

[0082] A Figura 9 mostra uma vista plana em uma asa principal do A320, a ponta de asa sendo orientada para baixo e o corpo de base não é mostrado, mas seria na parte superior. A Figura 9 mostra uma asa principal 20 do A320 que realmente tem uma chamada estrutura de aleta, a saber uma placa vertical, na extremidade da asa que foi omitida aqui, porque vai ser substituída pelos winglets de acordo com a invenção.

[0083] A Figura 10 mostra a asa principal 20 da figura 9 em uma vista frontal, na figura 11 mostra a asa principal 20 em uma vista lateral (perspectiva perpendicular à direção de trajeto X). A geometria V um tanto inclinada da asa principal do A320 pode ser vista nas figuras 10 e 11.

[0084] Uma velocidade típica de trajeto de 0,78 mach e uma altitude típica de trajeto de 10.668 metros (35.000 pés) foi escolhida, o que significa um densidade de ar de 0,380 kg/m? (comparação: 1,125 kg/m? no solo), uma pressão estática de 23.842 Pa, uma temperatura estática de 218,8 K e uma velocidade verdadeira de ar (TAS) de 450 kts que é 231,5 m/s. A velocidade escolhida aqui é motivo para um modelo de simulação compressível em oposição a modelos de simulação incompressíveis, mais simples, apropriados para velocidades menores e, assim, em particular, para aviões menores de passageiros. Isso significa que a pressão e a temperatura são variáveis no fluxo de ar e que as áreas locais com velocidades de ar acima de 1 Mach aparecem, o que é chamado um fluxo transônico. O peso total da aeronave é cerca de 70 toneladas. Um ângulo de ataque alfa típico é 1,7º para a extremidade da asa principal em uma forma em voo. Esse valor é ilustrado na figura 2 e refere-se ao ângulo entre a linha de corda da asa principal em sua extremidade de ponta com a direção de voo real. Foi determinado pela variação desse ângulo e cálculo da força de elevação geral resultante das duas asas principais. Quando equivalem à 70 toneladas, o valor mencionado é aproximadamente correto.

[0085] Nesse = mapeamento, um certo conjunto de parâmetro, subsequentemente denominado VOO40, foi escolhido como ideal e tem sido a base para as seguintes comparações mais detalhadas.

[0086] Os valores gama e delta dos winglets 8 e 9 (“finger 1 e finger 2") são listados na tabela | que mostra que o primeiro winglet 8 tem um gama de -10º e um delta de -20º (a prioridade negativa significando uma rotação anti-horária com relação às figuras 7 e 8), enquanto o segundo winglet 9 tem um gama de - 5º e um delta de -10º. A começar daí, na terceira e quarta linhas da tabela |, o gama do primeiro winglet 8 foi diminuído e aumentado em 2º, respectivamente e, na quinta e sexta linhas, o delta do primeiro winglet 8 foi diminuído e aumentado em 10º, respectivamente. As quatro linhas seguintes repetem o mesmo esquema para o segundo winglet 9. Por comparação, a primeira linha refere-se a uma asa principal sem winglet (e sem aleta). Na coluna à esquerda dos valores já mencionados de gama e delta, os números das simulações são listados. VOO40 é o segundo.

[0087] Da sexta coluna em diante, que é à direita dos valores gama e delta, os resultados da simulação são mostrados, a saber, a força direcionada para X em uma seção para fora da asa principal (arrasto) em N (Newton como todas as outras forças). Na sétima coluna, a força direcionada para Z (elevação) nessa seção para fora é mostrada. A seção para fora é definida a começar de uma linha divisória de aproximadamente 4,3 m para a parte interna da ponta da asa principal. Isto é usado nessas simulações porque essa seção para dentro mostra uma clara influência dos winglets, ao passo que a seção para dentro e o corpo da base não o fazem.

[0088] As quatro colunas que se seguem mostram o arrasto e a elevação para os dois winglets (“finger 1 e 2" sendo o primeiro e o segundo winglet). Queira observar que os dados para “finger 1” na primeira linha referem-se à chamada ponta da asa (em alemão: Randbogen) que é uma estrutura entre uma interface para fora da asa principal e a estrutura já mencionada de aleta. Essa ponta de asa é mais ou menos uma estrutura de asa um tanto arredondada, externa, e foi tratada como um “primeiro winglet” aqui para fazer uma comparação justa. É substituída pelos winglets de acordo com a invenção que são montados na mesma interface.

[0089] As colunas a seguir mostram a completa proporção de elevação/arrasto da asa, incluindo a seção para fora e a seção para dentro, assim como os winglets (com exceção da primeira linha).

[0090] A próxima coluna é a redução obtida pelos dois winglets nas várias configurações com relação ao arrasto (“força delta X") e o respectivo valor relativo está na coluna próxima à última.

[0091] Finalmente, o relativo aperfeiçoamento da proporção elevação/arrasto é mostrado. Queira observar que a tabela | compreende valores arredondados, ao passo que os cálculos foram feitos pelos valores exatos que explicam algumas pequenas inconsistências ao se checar os números na tabela |.

[0092] Pode ser facilmente visto que VOO40 precisa estar perto de um local ideal, uma vez que a redução de arrasto e o aperfeiçoamento da proporção de arrasto de elevação 2,72 % e 6,31 %, respectivamente, são com os melhores resultados na tabela completa. A pequena diminuição de gama do primeiro winglet 8 (de -10 a -8) leva aos resultados na quarta linha (VOO90) que são mesmo um pouco melhores. O mesmo se aplica a uma diminuição de delta do segundo winglet 9 de -10º a 0º, compare VOO93 na linha próxima à última. Além disso, uma redução de delta do primeiro winglet 8 de -20º para -30º deixa o resultado quase imutável, compare VOO91. Porém, todos os outros resultados são mais ou menos consideravelmente piores.

[0093] A Figura 12 mostra uma vista lateral em perspectiva da figura 11, mas com os dois winglets adicionados à asa principal in figura 11 e, adicionalmente, com duas linhas hachuradas para referência posterior (linhas de referência para ângulo de velocidade do ar) e a figura 13 mostra uma vista plana na ponta da asa principal e dois winglets com as mesmas linhas de referência como na figura 12. Ambas as linhas de referência são a montante do respectivo bordo de ataque do winglet em 10 cm e são paralelas a tal bordo de ataque.

[0094] A Figura 14 é um diagrama comparável à figura 6, a saber mostrando o ângulo beta no eixo vertical e a distância da ponta da asa principal ao longo das linhas de referência explicadas acima. O conjunto de parâmetro básico e a simulação VOO40 é representada por círculos, VOO46 é representada por triângulos e VOO90 é representada por diamantes. As linhas sólidas referem-se à linha de referência a montante do primeiro winglet 8 e as linhas pontilhadas ao outro, a montante do segundo winglet 9 e a jusante do primeiro winglet 8. À tabela | deixa claro que VOO46 tem um gama reduzido do primeiro winglet 8 e VOO90 um gama aumentado do primeiro winglet 8 com um tamanho de etapa 2º.

[0095] Primeiro de tudo, os gráficos mostram que o primeiro winglet 8 produz uma região de vértice significativamente “ampliada”, mesmo a montante do primeiro winglet 8, conforme mostrado pelas linhas sólidas. Em oposição à figura 6, não tem uma segunda máxima pronunciada (18 na figura 6) mas um ângulo beta mais ou menos constante entre 0,5 m e cerca de 1,2 m. O respectivo comprimento da asa principal é 16,35 m, o que significa, por exemplo, um eta de 1,031 para 1,5 m e de 1,07 para 1,2 m, aproximadamente (compare a figura 6).

[0096] Esse valor beta está na região de 9º que está na região de 70 % do máximo em 0º (ambos para a linha de referência entre os dois winglets, isto é, o gráfico pontilhado). Além disso, com o valor gama reduzido, VOO46 (triângulos) mostram um beta aumentado a montante do primeiro winglet 8 e um beta diminuído a jusante do mesmo. Oposto a isso, com um gama aumentado, VO090 mostra um beta aumentado a jusante do primeiro winglet 8 e um beta diminuído a montante do mesmo. Assim, a inclinação gama (ângulo de incidência) pode aumentar a tendência a montante do fluxo de ar entre os winglets, em particular para lugares mais próximos à ponta da asa principal do que 1 m, compare a figura

14. Nesse caso, os valores de beta acima de uma distância de 1 m não são deteriorados por isso. Os resultados na tabela | mostram que o desempenho total desse conjunto de parâmetro é até um pouco melhor do que VOO40. Isso é obviamente devido a um arrasto geral reduzido (embora o ângulo de incidência tenha sido aumentado), isto é, por uma contribuição mais forte ao empuxo total.

[0097] Por outro lado, a redução do valor gama de 10º a 8º e, assim, de VOO40 a VOO46 claramente leva a resultados substancialmente deteriorados, compare a tabela |. Consequentemente, em uma outra etapa de otimização, valores gama maiores do que, mas não menores do que 10º e, possivelmente, mesmo um pouco menores do que 12º poderiam ser analisados.

[0098] Além disso, a figura 15 mostra um diagrama análogo, mas para VOO40 em comparação com VOO92 e VOO91. Aqui, o ângulo delta do primeiro winglet 8 variou de -20º a -10º e a -30º, compare tabela | e figura 8. Obviamente isso tem pouco impacto na distribuição do ângulo de velocidade do ar (beta) a montante do primeiro winglet 8 (linhas sólidas), mas tem um impacto nos ângulos de corrente de ar a jusante do mesmo (linhas pontilhadas). Novamente, os valores de beta aumentam um pouco para as distâncias abaixo de 1 m ao aumentar o valor delta, a saber para VOO91. Os respectivos resultados de desempenho na tabela | são quase idênticos a VOO40 e, obviamente, os valores de beta na figura 15 também.

[0099] Por outro lado, diminuir o valor delta para -10 e, assim, alinhando os dois winglets (conforme visto na direção de voo) muda qualitativamente o gráfico pontilhado na figura 15. Os valores de beta são reduzidos até cerca de 1 m, a saber o comprimento do primeiro winglet 8, e são claramente aumentados acima desse valor de distância. Da mesma forma, o segundo winglet 9 está um tanto próximo do primeiro winglet 8 até 1 m e “vê” o vértice da ponta do winglet daí a distâncias acima de 1 m. Em suma, isso não melhora os resultados, mas leva a alguma deterioração, como mostra a tabela |. Os inventores supõem que o aumento de beta a distâncias acima de 1 m não compensa a diminuição de beta em distâncias menores.

[00100] A Figura 16 mostra outro diagrama análogo, agora referente a uma variação do ângulo gama do segundo winglet 9. Novamente, isso não tem, obviamente, muito impacto nos valores beta a montante do primeiro winglet 8 (linhas sólidas), mas tem um impacto substancial nos valores beta entre os dois winglets (linhas pontilhadas). Aqui, os valores de beta aumentam com uma pequena diminuição de gama a partir de 5º a 3º e, ao contrário, diminuem com um aumento de gama de 5º a 7º. De modo semelhante às linhas sólidas na figura 14, uma volta da corrente de ar do winglet obviamente diminui a inclinação da corrente de ar a montante do winglet. Os resultados na tabela | mostram claramente que ambas as variações, VO038 e VOO42, diminuem o resultado de desempenho. Em particular, a redução de beta entre ambos os winglets por um aumento de gama do segundo winglet 9 substancialmente deteriora o aperfeiçoamento da elevação/arrasto. Além disso, uma inclinação muito forte do winglet produz mais elevação, mas também produz, super proporcionalmente, mais arrasto e, assim, leva à deterioração.

[00101] Obviamente, com uma próxima etapa de otimização, o valor gama dos winglets a jusante deve ser deixado a 5º.

[00102] Finalmente, a figura 17 referese a uma variação do ângulo delta do segundo winglet 9 e leva a resultados similares como a figura 15: para VOO94, os valores delta de ambos os winglets são -20º e novamente o segundo winglet 9 parece estar muito próximo ao winglet a montante e mostra um forte impacto pelo vértice de ponta do winglet que leva a resultados comparativamente ruins, em particular com relação à proporção de arrasto de elevação. Aumentar a diferença delta entre ambos os winglets em VO093 não muda muito nos valores beta e leva a um resultado semelhante (um tanto aperfeiçoado) na tabela |. Novamente, com a próxima etapa de otimização, a faixa de delta para o segundo winglet 9 entre 0º e 10º é interessante.

[00103] Com base nos resultados acima, outras investigações com três winglets e novamente baseadas no que foi explicado acima em relação ao A320 foram realizadas. Uma vez que o número de simulações viáveis no total é limitado, os inventores se concentraram no que foi constatado para dois winglets. Consequentemente, com base nos resultados comparáveis com relação à redução de arrasto de mais do que 2,7 % e a proporção de elevação/arrasto para a asa completa (compare a quarta última e a segunda última coluna na tabela |), os parâmetros subjacentes a VO040, VOO90, VOO91, e VOO093 foram considerados em particular. Consequentemente, simulações com valores variados para o ângulo de incidência gama e o ângulo diedro delta do terceiro winglet foram realizados com base nesses quatro conjuntos de parâmetros e foram avaliados de modo similar, conforme explicado acima para o primeiro e segundo winglet.

[00104] Simultaneamente, os dados com relação ao formato em voo da asa principal do A320 estavam disponíveis com o principal impacto que a linha de corda na extremidade da asa principal gira a partir da chamada forma de gabarito subjacente aos cálculos explicados acima por cerca de 1,5º. Isso pode ser visto pelos valores gama ligeiramente emendados explicados abaixo. Além disso, os dados referentes ao arrasto do avião completo por suas diferentes inclinações estavam disponíveis, então, de modo que o impacto de um aperfeiçoamento de toda a elevação (por uma contribuição de elevação dos winglets assim como por um aumento da elevação da asa principal devido a uma limitação das perdas induzidas por vértice) no arrasto total devido a uma variação da inclinação do avião poderia ser avaliada.

[00105] Os resultados (não mostrados aqui em detalhes) mostraram que a base VOO91 provou ser favorável. A respectiva modalidade será explicada abaixo.

[00106] A Figura 18 mostra uma vista frontal dos winglets 8, 9, 10 da presente modalidade, conforme vistos na direção X e ilustra os ângulos diedros delta 1, 2, 3 dos três winglets. O winglet mais superior é o primeiro, o winglet do meio é o segundo, e o winglet mais baixo é o terceiro a jusante. A Figura 18 mostra qualitativamente que um ângulo diedro relativo, substancial, mas limitado, entre os winglets sucessivos provou ser vantajoso também para as três modalidades de winglet.

[00107] Aproveitando essa oportunidade, a figura 19 explica a definição de ângulo diedro relativo ao longo da linguagem das reivindicações. Na mesma perspectiva que a figura 18, o primeiro e o segundo winglet são mostrados juntos com dois raios r1 e r2 de diferentes tamanhos. O ponto de encontro de uma linha vertical e horizontal é a raiz R (no ponto de divisão horizontalmente e o encontro dos bordos de ataque verticalmente) e um vértice de um triângulo isósceles mostrado, os outros dois vértices que estão nos bordos de ataque dos dois winglets e são referidos como V1 e V2. O ângulo entre a linha RV1 e a linha RV2 é o ângulo diedro relativo, se considerado como uma média sobre todos os raios ri possíveis dentre os mais curtos dos dois winglets, a saber o primeiro.

[00108] A diferença visível entre a linha RV1 do bordo de ataque do primeiro winglet é conectada à flexão do primeiro winglet a ser explicado abaixo que é também a base do desvio entre a linha para delta 1 e o primeiro winglet na figura 18.

[00109] A Figura 20 ilustra a flexão acima mencionada do primeiro winglet que significa uma distribuição de uma parte do ângulo diedro ao longo de uma certa porção do comprimento no sentido da envergadura. Na verdade, na figura 20, o bordo de ataque L é esquematicamente mostrado para iniciar de uma raiz R e a ser flexionada ao longo de um formato B de arco circular que se estende por um terço (330 mm) de seu comprimento com um raio de 750 mm e um ângulo de arco de -15º. Já no início de R, o bordo de ataque do primeiro winglet tem um ângulo diedro de -20º. Isso significa que para fora da flexão, o ângulo diedro para o segundo e terceiro terço do comprimento do primeiro winglet é, na verdade -35º. Em média ao longo do comprimento total no sentido da envergadura do primeiro winglet a partir de R para sua extremidade para fora, um ângulo diedro médio de cerca de -30º resulta, -15º dos quais foram “distribuídos” ao longo do arco, conforme descrito.

[00110] O motivo é que, nessa modalidade em particular, um bordo de ataque reto do primeiro winglet com um ângulo diedro de -30º dificultou um pouco a provisão de uma transição suave de um bordo de ataque para o da extremidade de asa principal (na chamada região de carenagem), ao passo que, com ângulo diedro de -20º, a transição suave não causou problema algum. Portanto, para permitir um valor médio de -30º, a solução da figura 20 foi escolhida.

[00111] Em geral, está contido nos ensinamentos da presente invenção a utilização de formatos de winglet que não são retos ao longo da direção de envergadura, conforme mostrado na figura 20. Eles poderiam mesmo ser em formato de arco ao longo de todo o comprimento, conforme indicado antes. O que é mais relevante, segundo os inventores, é, o ângulo diedro relativo em um sentido de média. Se, por exemplo, um primeiro e um segundo winglet tivessem formato de arco de modo similar, de modo que a construção do triângulo isósceles explicada mais acima com um vértice fixo na raiz ficasse inclinada mais e mais com o aumento do comprimento de seus lados iguais devido à curvatura dos bordos de ataque do winglet, o ângulo diedro relativo de acordo com essa construção poderia até mesmo permanecer quase constante ao longo dos bordos de ataque. Ainda, em uma certa porção ao longo do comprimento no sentido da envergadura, por exemplo, do segundo winglet, a porção próxima ao longo do comprimento no sentido da envergadura do primeiro winglet seria posicionada em relação ao segundo winglet de um modo que é bem descrito pelo ângulo diedro relativo (lembre o formato um tanto rotacionalmente simétrico do vértice na extremidade da asaje é bem descrito pela construção do triângulo.

[00112] Os ângulos diedros absolutos do segundo e terceiro winglet nessa modalidade são delta 2 = -10º e delta 3 = +10º em que esses dois winglets dessa modalidade não têm um formato de arco, conforme explicado ao longo da figura 20. Consequentemente, o ângulo diedro relativo entre o primeiro e o segundo winglet é 20º, é o mesmo que o ângulo diedro relativo entre o segundo e o terceiro winglet, e o primeiro winglet é mais inclinado para montante do que o segundo winglet, o segundo winglet sendo mais inclinado para montante do que o terceiro winglet, compare figura 18. O ângulo delta 1 mostrado na figura 18 é o ângulo diedro inicial na raiz do primeiro winglet, a saber -20º em vez do valor médio de -30º.

[00113] Quanto aos ângulos de incidência, referência é feita à figura 21 mostrando uma vista lateral e seções através de três winglets 8, 9, 10, e a asa principal 2. Os planos seccionais são diferentes, naturalmente, a saber 10 % para fora do comprimento no sentido da envergadura dos winglets a partir das respectivas posições de divisão e 10 % para a parte interna no caso da asa principal 2, conforme explicado anteriormente, para prover linhas de corda intactas. As linhas de corda e os respectivos ângulos gama 1, 2, 3 são mostrados na figura 21. Os ângulos são gama 1 = -9º para o primeiro winglet, gama 2 = -4º para o segundo winglet e gama 3 = -1º para o terceiro winglet, todos sendo definidos em relação à linha de corda da asa principal na posição para fora descrita e na forma de voo dos winglets e da asa principal (todos os parâmetros explicados para essa modalidade em relação à forma em voo).

[00114] A Figura 21 também mostra os respectivos pontos de rotação na linha de corda da asa principal 2 assim como na linha de corda do respectivo winglet 8, 9, 10. Em termos do respectivo comprimento de linha de corda dos winglets, os pontos de rotação são aproximadamente em um terceiro winglet. Em termos de comprimento de linha de corda da asa principal 2, o ponto de rotação do primeiro winglet é em 16,7 % (0 % sendo o ponto mais dianteiro na linha de corda), o ponto de rotação do segundo winglet é em 54,8 %, e o ponto de rotação do terceiro winglet é em 88,1 %.

[00115] A Figura 22 ilustra o epsilon do ângulo de flecha de um winglet representativo 9, a saber o ângulo entre o bordo de ataque do mesmo e uma direção (y na figura 22) sendo horizontal e perpendicular à direção de voo. Aqui, winglet 9 é considerado como sendo horizontal (delta e gama sendo zero de um modo fictício). Alternativamente, o comprimento no sentido da envergadura do winglet 9 poderia ser usado em vez de sua extensão real na direção y quando é projetado em um plano horizontal. Queira observar que também o formato de arco do winglet 8, conforme explicado ao longo da figura 22, seria considerado desdobrado. Em outras palavras, o comprimento no sentido da envergadura inclui o comprimento do arco.

[00116] Na presente modalidade, o ângulo de flecha da asa principal 2 É 27,5º. Variações que começam a partir desse valor mostraram que um ângulo de flecha aumentado de 32º é preferível para os winglets, em outras palavras, ângulo de flecha de 4, 5º em relação ao ângulo de flecha da asa principal. Isso se aplica para o segundo e para o terceiro winglets 9, 10 nessa modalidade, ao passo que para o primeiro winglet 8, o ângulo de flecha foi aumentado ligeiramente para 34º para preservar uma certa distância na direção X para o bordo de ataque do segundo winglet 9, compare a vista superior na figura 25 explicada abaixo.

[00117] A Figura 23 é uma vista superior fictícia nos três winglets 8, 9, 10, para explicar seu formato. É fictício porque os ângulos diedros e os ângulos de incidência são zero na figura 23 e o formato de arco do primeiro winglet 8 está desdobrado. A Figura 23, assim, mostra o respectivo comprimento no sentido da envergadura b1, 2, 3. Mostra, também, o comprimento de linha de cordas cr 1, 2, 3, em 10 % do comprimento no sentido da envergadura para fora dos pontos de divisão (esses sendo na parte inferior da figura 23) assim como os comprimentos da linha de corda de ponta ct 1, 2, 3, em 10% para a parte interna das pontas do winglet.

[00118] Os valores reais são (na ordem primeiro, segundo, terceiro winglet): um comprimento de corda de raiz cr de 0,4 m, 0,6 m, 04 m; um comprimento de corda de ponta ct de 0,3 m, 0,4 m, 0,25 m; um comprimento no sentido da envergadura b de 1 m, 1,5 m, 1,2 m. Isso corresponde a um comprimento de corda de raiz cr de aproximadamente 25 % do comprimento de corda da asa principal em sua extremidade (conforme definido), aproximadamente 37 % e aproximadamente 25 %; um comprimento de corda de ponta em relação ao comprimento de corda de raiz de 75%, 67 %e63% e um comprimento no sentido da envergadura em relação ao comprimento sentido da envergadura da asa principal (16,4 m) de 6,1 %, 9,2 %, , 7,3 %, respectivamente.

[00119] Queira observar que o ângulo de flecha, conforme mostrado na figura 23, não é o resultado da operação de rotação. Isso pode ser visto no sentido de que os comprimentos de linha de corda cr e ct permanecem imutados e permanecem no plano x-z, em outras palavras, horizontal na figura 23. Isso é necessário para não perturbar o aerofólio por meio da introdução do ângulo de flecha.

[00120] A figura 23 mostra ainda um arredondamento do respectivo canto dianteiro externo da forma do winglet. Esse arredondamento refere-se à região entre 90 % e 100 % do comprimento no sentido da envergadura, em que o comprimento de linha de corda é continuamente reduzido de 90 % a 100 % do comprimento no sentido da envergadura por 50 % do comprimento de linha de corda, de modo tal que, na vista superior da figura 23, um formato de arco seja gerado. É prática comum usar arredondamentos nos cantos dianteiros externos das asas para evitar turbulências nas formas de canto pontiagudas. Através da redução, acima explicada, do comprimento de linha de corda nos 10 % externos do comprimento no sentido da envergadura, a natureza qualitativa do aerofólio pode ser preservada.

[00121] O aerofólio usado aqui é adaptado para as condições transônicas na asa principal do A320 em sua velocidade de trajeto e altitude de trajeto típicos e é denominado RAE 5214. Conforme explicado, esse aerofólio é ainda válido nos 10 % externos do comprimento no sentido da envergadura dos winglets.

[00122] Além disso, esse bordo de fuga (oposto ao bordo de ataque) dos winglets é obtuso por motivos de fabricação e estabilidade ao cortálo em 98 % do comprimento de linha de corda para todos os respectivos winglets.

[00123] A transformação das formas mostradas na figura 23 para a real geometria 3D é a seguinte: primeiro, os ângulos de flecha são introduzidos, o que já é mostrado na figura 23. Segundo a flexão do primeiro winglet ao longo do terceiro interno de seu comprimento no sentido da envergadura com o raio de 750mm e o ângulo de 15º é introduzida. A seguir, os winglets são inclinados por uma rotação pelo ângulo de incidência gama. A seguir, os ângulos diedros são ajustados, a saber inclinandose o primeiro winglet em 20º para cima (os outros 15º sendo na flexão), o segundo winglet em 10º para cima e o terceiro winglet em 10ºpara baixo

[00124] Queira observar que o procedimento de transformação acima não se refere ao formato de gabarito e à geometria conforme fabricado, que é ligeiramente diferente e depende das propriedades elásticas da asa principal e dos winglets. Essas propriedades elásticas dependem da estrutura mecânica da asa e dos winglets, que não é parte da presente invenção e pode ser bem diferente de caso para caso. Porém, é prática comum para o engenheiro mecânico prever as deformações mecânicas sob cargas aerodinâmicas, por exemplo, por meio de cálculos de elementos finitos. Um exemplo para um programa de computador prático é NASTRAN.

[00125] Assim, dependendo da implementação real, o formato de gabarito pode variar, embora o formato em voo possa não mudar. É, naturalmente, o formato em voo que é responsável pelo desempenho aerodinâmico e pelas vantagens econômicas da invenção.

[00126] A Tabela Il mostra alguns resultados quantitativos das três modalidades de winglet acima explicadas (POOO1). É comparado ao A320 sem a invenção, mas, diferente da tabela |, incluindo a chamada aleta. Essa aleta é uma estrutura do tipo de winglet e, omitindo a aleta, como na tabela |, referese aos aperfeiçoamentos pela adição de uma construção de winglet (dois) de acordo com a invenção a um avião isento de winglet, enquanto a tabela Il mostra os aperfeiçoamentos da invenção, a saber, suas três modalidades de winglet, em relação a ao real A320 conforme usado na prática incluindo a aleta. Este é denominado BOOO1.

[00127] A proporção de elevação para arrasto para ambos os casos é mostrada (L/D) na segunda e terceira colunas e o relativo aperfeiçoamento da invenção é mostrado como um valor de percentagem na quarta coluna. Isso é o caso para seis massas totais diferentes do avião entre 55t e 80t, ao passo que a tabela | referese a 70t apenas. As diferenças entre as massas são principalmente devido ao conteúdo dos tanques e, assim, à distância de trajeto.

[00128] A Tabela Il mostra claramente que o aperfeiçoamento de elevação para arrasto pela invenção em relação ao real A320 é entre quase 2 % em um caso leve e quase 5% em um caso pesado. Isso mostra que a invenção é mais eficaz quanto mais pronunciado for o vértice produzido pela asa principal (no caso pesado, a elevação requerida é muito maior, naturalmente). Em comparação à tabela |, as proporções de aperfeiçoamentos de elevação para arrasto são menores (em torno de 6,3 % para os melhores casos na tabela |). Isso é devido ao efeito positivo da aleta convencional incluída na tabela Il e à deformação em voo da asa principal, a saber uma certa torcida da asa principal que reduz o vértice até um certo ponto. Para um caso típico de 70t, a redução de arrasto de um A320 incluindo as três modalidades de winglet da invenção comparado ao convencional A320 incluindo aleta é cerca de 4 % (apenas a asa) e 3 % (o avião completo), atualmente. Esse aperfeiçoamento é principalmente devido a uma contribuição de empuxo principalmente do segundo winglet e também devido a uma contribuição de elevação limitada dos winglets e uma elevação aperfeiçoada da asa principal por meio de uma redução do vértice. Conforme explicado anteriormente, as contribuições de elevação permitem uma inclinação menor do avião completo em condições de trajeto e podem, então, ser “transformadas” em uma redução de arrasto. O resultado é cerca de 3 %, conforme já estabelecido.

[00129] Para ilustração, as figuras 24 a 27 mostram o formato 3D do A320 e três winglets, a saber, uma vista em perspectiva na figura 24 do avião completo, a vista superior na extremidade da asa principal e os winglets na figura (contra a direção z), uma vista lateral (na direção y) na figura 26, e finalmente uma vista frontal (na direção x) na figura 27.

[00130] As figuras mostram transições suaves na região de carenagem entre a extremidade da asa principal e os winglets e também alguma espessura na porção interna dos bordos de fuga do primeiro e segundo winglets. Essas estruturas são intuitivas e feitas para evitar turbulências.

BRRRRTINA RARAARARA 268 CESAR . as Er Fo Ss Est e RAE )cS SASsSSSS sã. USOS BESz|c SRASSRSA Lttzlds FT SSSTEG 2iaE GS ASR bes BEGE E AA8SSASH si Ir]! [EFeaSs3IÃS 2gRE BRS3 FETSSENSS sBS5s3888 z 3 Sist lhos sa TFI A S3tESPIOR ERREREÊR e| 8 SSSSSSSS “ 2 É >| ss sosonsoo $ SS$SSSSTSS o E RESESRFRERSRR É -) s ssssSSSS So SSSSSSSS Sl. sons alaá 33323323 $a onda il: F 28 as $SSSS88S

[132] Tabela || POOO1 vs BOOO1 — apenas a asa Aperfeiçoamento na proporção de PODO1 L/D B0001L/D Elevação/arrasto m [t] [%]

55.0 27.7 27.1 1.9

60.0 27.1 26.3 28

65.0 25.8 24,9 3.5

70.0 24.1 23.1 41

75.0 22.3 21.3 4.5

80.0 20.5 19.6 47

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Asa para um avião, a dita asa é caracterizada pelo fato de que compreende: uma extremidade externa de asa em um lado oposto da dita asa com relação a um lado interno da asa para ser montada no avião, pelo menos dois winglets na dita extremidade externa de asa conectada à dita asa, um primeiro de ditos winglets a montante precedendo um segundo de ditos winglets a jusante em uma direção de voo da dita asa, o dito primeiro winglet e o dito segundo winglet sendo mutuamente inclinados, conforme visto contra a direção de voo, por um ângulo diedro relativo delta 1, 2 em um intervalo de 5º a 35º, em que o dito ângulo diedro relativo delta 1, 2 é definido como o ângulo de abertura na dita raiz dos winglets de um triângulo isósceles tendo um vértice na raiz, a saber no ponto de divisão de ambos os winglets na direção horizontal e no meio das posições dos bordos de ataque dos ditos winglets na direção vertical, um vértice no bordo de ataque do dito primeiro winglet e um vértice no bordo de ataque do dito segundo winglet, conforme visto em uma projeção contra dita direção de voo, o dito triângulo tendo um comprimento variável de dois lados de triângulo iguais e o dito intervalo de ângulo diedro relativo sendo válido por pelo menos 70 % do comprimento lateral igual ao longo de um winglet mais curto dentre o dito primeiro winglet e o dito segundo winglet.

2. —Asa,de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que os ditos winglets são inclinados quanto às suas respectivas linhas de corda de winglet, a saber em uma posição 10 % do dito comprimento de winglet para fora de uma divisão em os ditos winglets de dita asa, em relação a uma linha de corda de asa principal da dita asa, em uma posição 10 % de um comprimento de asa principal de dita asa para dentro de uma divisão nos ditos winglets da dita asa, em torno de um eixo horizontal que é perpendicular a dita direção de voo por um ângulo de incidência gama 1 em um intervalo de -15º a -5º para o dito primeiro winglet e gama 2 em um intervalo de -10º a 0º para o dito segundo winglet em sua respectiva raiz e em um intervalo de -13º a -3º para o dito primeiro winglet e em um intervalo de -8º a +2º para o dito segundo winglet em sua respectiva ponta, o ângulo de intervalo de incidência sendo linearmente interpolado entre a respectiva raiz do winglet e ponta, em que um ângulo de incidência positivo significa uma rotação no sentido horário do winglet conforme visto do dito lado esquerdo do avião, os ditos intervalos de ângulo de incidência sendo válidos para pelo menos 70 % de um comprimento no sentido da envergadura ao longo do dito primeiro winglet e o dito segundo winglet, respectivamente.

3. —Asa,de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizada pelo fato de que tem um terceiro winglet a jusante do dito segundo winglet, o dito terceiro winglet e o dito segundo winglet sendo mutuamente inclinados, conforme visto contra dita direção de voo, por um ângulo diedro relativo delta 2, 3 em um intervalo de 5º a 35º, em que o dito ângulo diedro relativo delta 2, 3 é definido como o ângulo de abertura na dita raiz dos winglets de um triângulo isósceles tendo um vértice na raiz, a saber em um ponto de divisão de ambos os winglets na direção horizontal e no meio das posições de bordo de ataque dos ditos winglets na direção vertical, um vértice no dito bordo de ataque do dito segundo winglet e um vértice em um bordo de ataque do dito terceiro winglet, conforme visto em uma projeção contra a dita direção de voo, o dito triângulo tendo um comprimento variável dos dois lados de triângulos iguais e o dito intervalo de ângulo diedro relativo sendo válido por pelo menos 70 % do dito comprimento lateral igual ao longo de um winglet mais curto dentre o dito segundo winglet e o dito terceiro winglet.

4. —Asa,de acordo com a reivindicação 2, opcionalmente em combinação com a reivindicação 3, caracterizada pelo fato de que o dito terceiro winglet sendo inclinado com sua linha de corda de winglet, a saber em uma posição 10 % do dito comprimento de winglet para fora de uma divisão nos ditos winglets da dita asa, em relação a uma linha de corda de asa principal da dita asa, em uma posição 10 % de um comprimento de asa principal da dita asa para dentro de uma divisão nos ditos winglets da dita asa, em torno de um eixo horizontal que é perpendicular a dita direção de voo por um ângulo de incidência gama 3 em um intervalo de -7º a +3º em sua raiz e em um intervalo de -5º a +5º em sua ponta, o intervalo de ângulo de incidência sendo linearmente interpolado entre a terceira raiz do winglet e a terceira ponta do winglet, em que um ângulo de incidência positivo significa uma rotação no sentido horário do winglet conforme visto do lado esquerdo do avião, o dito intervalo de ângulo de incidência sendo válido por pelo menos 70 % de um comprimento no sentido da envergadura ao longo do dito terceiro winglet.

5. Asa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizada pelo fato de que um ângulo de flecha em relação ao bordo de ataque da dita asa está em um intervalo de -5º a 35º em relação ao ângulo de flecha da dita asa para todos os winglets, a saber em referência a uma linha média com relação ao bordo de ataque de cada winglet na faixa de 20 % a 80 % da respectiva envergadura do winglet.

6. Asa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizada pelo fato de que o dito primeiro winglet é inclinado para cima em relação ao dito segundo winglet.

7. —Asa,de acordo com a reivindicação 3, opcionalmente em combinação com qualquer uma das reivindicações 4 a 6, caracterizada pelo fato de que o dito segundo winglet é inclinado para cima em relação ao dito terceiro winglet.

8. Asa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizada pelo fato de que a inclinação do primeiro winglet em relação a uma linha horizontal e conforme visto contra a dita direção de voo por um ângulo diedro delta 1 está em um intervalo de -45º a -15º, um valor negativo do ângulo diedro significando uma inclinação para cima, o respectivo intervalo de ângulo diedro do segundo winglet delta 2 está em um intervalo de -25º a +5º e o respectivo intervalo de ângulo diedro do terceiro winglet, caso haja, delta 3 é de -5º a +25º, em que o dito ângulo diedro é definido como o ângulo de abertura na dita raiz do winglet de um triângulo isósceles tendo um vértice na raiz, a saber em um ponto de divisão ou, no caso de três winglets, o ponto de divisão mais interno, dos ditos winglets em direção horizontal e na posição do bordo de ataque do dito respectivo winglet na direção vertical, um vértice no bordo de ataque do respectivo winglet e um vértice em uma linha horizontal incluindo o dito vértice na dita raiz, conforme visto em uma projeção contra a dita direção de voo, o dito triângulo tendo um comprimento variável dos dois lados de triângulo iguais, e os ditos intervalos de ângulo diedro sendo válidos para pelo menos 70 % do comprimento de lado igual ao longo do respectivo winglet.

9. Asa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 8, caracterizada pelo fato de que o dito primeiro winglet tem um comprimento no sentido da envergadura b1 em um intervalo de 2 % a 10 % de um comprimento de asa principal no sentido da envergadura da dita asa, o dito segundo winglet tem um comprimento no sentido da envergadura b2 em um intervalo de 4% a 14 % do dito comprimento no sentido da envergadura de asa principal da dita asa, e o dito terceiro winglet, caso haja, tem um comprimento no sentido da envergadura b3 em um intervalo de 3 % a 11 % do dito comprimento no sentido da envergadura de asa principal da dita asa.

10. Asa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 9, caracterizada pelo fato de que o dito segundo winglet tem um comprimento no sentido da envergadura b2 em um intervalo de 105 % a 180 % do dito primeiro comprimento do winglet no sentido da envergadura b1 e o dito terceiro winglet, caso haja, tem um comprimento no sentido da envergadura b3 em um intervalo de 60 % a 120 % do dito segundo comprimento do winglet no sentido da envergadura b2.

11. Asa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 10, caracterizada pelo fato de que o dito primeiro e o dito segundo winglets têm uma respectiva proporção de aspecto em um intervalo de 3 a 7 no caso de dois winglets, e em que os ditos primeiro, segundo, e terceiro winglets, no caso de três winglets, têm respectivas proporções de aspecto em um intervalo de 4a 9.

12. Asa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 11, caracterizada pelo fato de que, para o caso de apenas dois winglets, um comprimento de corda de raiz cr1 do dito primeiro winglet está em um intervalo de 25 % a 45% de um comprimento de corda de asa principal em uma divisão nos ditos winglets da dita asa, e um comprimento de corda de raiz cr2 do dito segundo winglet está em um intervalo de 40 % a 60 % do dito comprimento de corda de asa principal na dita divisão nos ditos winglets na dita asa, para o caso de três winglets, um comprimento de corda de raiz cr1 do dito primeiro winglet está em um intervalo de 15 % a 35 % de um comprimento de corda da asa principal em uma divisão nos ditos winglets da dita asa, um comprimento de corda de raiz cr2 do dito segundo winglet está em um intervalo de 25 % a 45 % do dito comprimento de corda de asa principal na dita divisão nos ditos winglets da dita asa, e um comprimento de corda de raiz cr3 do dito terceiro winglet está em um intervalo de 15% a 35% do dito comprimento de corda de asa principal na dita divisão nos ditos winglets da dita asa, os ditos comprimentos de corda de raiz cr1/2/3 dos ditos winglets referentes a uma posição 10 % do dito comprimento do winglet no sentido da envergadura b1/2/3 para fora da dita divisão e o dito comprimento de corda de asa principal referente a uma posição 10 % do dito comprimento no sentido da envergadura de asa principal para dentro da dita divisão, respectivamente.

13. Asa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 12, caracterizada pelo fato de que um comprimento de corda de ponta ct1 do dito primeiro winglet e um comprimento de corda de ponta ct2 do dito segundo winglet e um comprimento de corda de ponta ct3 do dito terceiro winglet, caso haja, em uma respectiva ponta do dito respectivo winglet, está em um intervalo de 40 % a 100 % do dito comprimento de corda de raiz do respectivo winglet cr1/2/3, os ditos comprimentos de corda de raiz dos ditos winglets referindo-se a uma posição 10 % do dito comprimento no sentido da envergadura b1/2/3 do respectivo winglet para fora da dita divisão da dita asa principal nos ditos winglets, e os ditos comprimentos de corda de ponta das ditas winglets referindo-se a uma posição 10 % do dito comprimento no sentido da envergadura b1/2/3 do respectivo winglet para dentro da dita respectiva ponta do winglet.

14. Avião, em particular um avião de categoria de transporte, caracterizado pelo fato de que tem duas asas mutuamente opostas definidas em qualquer uma das reivindicações 1 a 13.

15. Uso de uma parte de aprimoramento caracterizado por compreender pelo menos dois winglets para montar em uma asa de maneira a produzir uma asa definida em qualquer uma das reivindicações 1 a 13 ou um avião definido na reivindicação 14.

16. Invenção de produto, processo, sistema, kit, ou uso, caracterizada pelo fato de que compreende um ou mais elementos descritos no presente pedido de patente.