BR112020004064B1 - Aerofólios auxiliares retráteis das asas de bordo de ataque que têm blindagem de fluxo de ar autonomamente curvável para atenuação de ruído - Google Patents
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Abstract
trata-se de atenuação de ruído para um aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque por meio de uma blindagem de fluxo de ar para atenuação de ruído integrada ao bordo de fuga inferior do aerofólio auxiliar, sendo que a blindagem é curvável de modo autonomamente recíproco a partir de uma configuração substancialmente plana, quando o aerofólio auxiliar está em uma posição retraída do mesmo, e para uma configuração convexamente curva, quando o aerofólio auxiliar está em uma posição instalada do mesmo.
Description
[0001] As modalidades reveladas no presente documento referem-se, em geral, a sistemas para fornecer atenuação de ruído para aerofólios auxiliares retráteis das asas de bordo de ataque de um conjunto de asas de aeronave quando os aerofólios auxiliares são instalados. Em configurações específicas, os aerofólios auxiliares retráteis incluem uma blindagem de fluxo de ar autonomamente curvável fornecida em uma região de extremidade terminal do bordo de fuga inferior do aerofólio auxiliar.
[0002] O ruído emitido por uma aeronave durante decolagens e aterrissagens é uma questão significativa que contribui para poluição sonora urbana em grandes cidades. A comunidade aeroespacial está comprometida desde a década de 1960 em reduzir os níveis de ruído de aeronaves comerciais. O ruído máximo permitido para uma aeronave é regulado pela certificação de tipo para a aeronave, por exemplo, os regulamentos promulgados pela PART36 da Administração Federal de Aviação (FAA - Federal Aviation Administration). Esses requisitos regulamentares impuseram níveis mais restritivos de ruído nos últimos anos.
[0003] A introdução progressiva de motores turbofan maiores e mais eficientes em termos energéticos reduziu significativamente o ruído dos motores de aeronaves. A parte não propulsora do avião (fuselagem) tornou-se, entretanto, uma importante fonte de ruído, principalmente durante as fases de aproximação e aterrissagem do voo. Uma das fontes de ruído da fuselagem mais relevantes em projetos atuais de aeronaves são os dispositivos de hipersustentação associados às asas da aeronave, especialmente os dispositivos de bordo de ataque, tais como aerofólios auxiliares retráteis das asas de bordo de ataque.
[0004] Há algumas propostas anteriores na técnica que focam na redução do ruído gerado por aerofólios auxiliares de bordo de ataque, tais como aquelas fornecidas pelas patentes nos U.S. 6.454.219, 8.424.810 e 9.242.720, cujo conteúdo inteiro de cada uma está expressamente incorporado ao presente documento a título de referência. Embora as propostas na técnica anterior possam ser satisfatórias para seu propósito declarado, ainda procura- se obter aprimoramentos contínuos para fornecer melhores características de atenuação de ruído a aerofólios auxiliares retráteis das asas de bordo de ataque.
[0005] É com o objetivo de proporcionar tal aprimoramento às características de atenuação de ruído para aerofólios auxiliares retráteis das asas de bordo de ataque que as modalidades reveladas no presente documento são direcionadas.
[0006] Em geral, a atenuação de ruído para um aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque é fornecida de acordo com as configurações reveladas no presente documento por meio de uma blindagem de fluxo de ar para atenuação de ruído integrada ao bordo de fuga inferior do aerofólio auxiliar, sendo que a blindagem é autonomamente curvável para assumir uma configuração convexamente curva em resposta ao movimento do aerofólio auxiliar de uma posição retraída para uma posição instalada do mesmo. A blindagem pode incluir elementos de orientação ao longo da envergadura do aerofólio auxiliar que são fixos e se estendem para fora a partir de uma extremidade terminal da blindagem.
[0007] Em geral, o bordo de fuga inferior de aerofólios auxiliares retráteis convencionais tem uma blindagem de fluxo de ar integrada que é responsável, principalmente, pela vedação da asa para cruzeiro. Essas blindagens atuais seguem o perfil de asa para cruzeiro, estando substancialmente em um estado plano, permitindo que os aerofólios auxiliares sejam retráteis. De acordo com algumas configurações da invenção aqui reivindicadas, entretanto, a blindagem tem capacidade para curvatura autônoma. Tal curvatura autônoma pode, por exemplo, ser fornecida por um uma folha de material com memória de formato incorporada em uma camada de material elastomérico para, desse modo, induzir uma curvatura convexa da blindagem em resposta a estímulos externos (por exemplo, corrente elétrica) quando o aerofólio auxiliar for movido para uma condição instalada do mesmo, e que permite que a blindagem assuma seu estado plano normal (por exemplo, não estimulado) quando o aerofólio auxiliar for movido para a condição retraída do mesmo, permitindo, desse modo, que a blindagem seja vedada para operações de voo de cruzeiro. Alternativa ou adicionalmente, a blindagem pode incluir uma banda de material com memória de formato fixada a uma superfície interna da blindagem para, desse modo, induzir uma curvatura convexa da blindagem em resposta a estímulos externos (por exemplo, corrente elétrica) quando o aerofólio auxiliar for movido para a condição instalada do mesmo, e que permite que a blindagem assuma seu estado plano normal (por exemplo, não estimulado) quando o aerofólio auxiliar for movido para a condição retraída do mesmo, permitindo, desse modo, que a blindagem seja vedada para operações de voo de cruzeiro.
[0008] Alternativamente (ou adicionalmente), a blindagem pode incluir uma certa combinação de materiais elásticos (aço, fibra de vidro e/ou material elastomérico) que têm uma propriedade de inclinação semelhante a mola que, desse modo, não exigiria necessariamente estímulos externos para induzir a curvatura. Tal combinação de materiais seria, desse modo, mantida em uma configuração curva de modo substancialmente convexo quando o aerofólio auxiliar for movido para a condição instalada. Em tal configuração, é preferencial que um ou mais elementos de orientação fixos sejam fornecidos na borda distal do aerofólio auxiliar para, desse modo, incentivar a blindagem a retornar para um estado plano quando o aerofólio auxiliar for retraído, de modo que o aerofólio auxiliar assuma novamente uma configuração substancialmente plana. Sendo assim, o aerofólio auxiliar é retrátil e vedado para operações de voo de cruzeiro.
[0009] Esses e outros aspectos e vantagens da presente invenção se tornarão mais claros após consideração cuidadosa ser dada à descrição detalhada um seguir das configurações exemplificativas preferenciais da mesma.
[0010] As configurações reveladas da presente invenção serão mais bem e mais completamente compreendidas com referência à descrição detalhada a seguir de configurações ilustrativas não limitantes exemplificativas em combinação com os desenhos, em que:
[0011] a Figura 1 é uma vista esquemática do perfil de extremidade lateral de uma asa de aeronave e um aerofólio auxiliar da asa de bordo dianteiro que incorpora a blindagem de atenuação de ruído associada a um bordo de fuga inferior da mesma;
[0012] a Figura 2 é uma vista em corte transversal esquemática ampliada do bordo de fuga inferior da blindagem de atenuação de ruído representada na Figura 1; e
[0013] a Figura 3 é uma configuração alternativa de uma blindagem de atenuação de ruído associada ao bordo de fuga inferior do aerofólio auxiliar da asa.
[0014] A Figura 1 é uma vista esquemática ampliada do perfil de extremidade lateral de uma asa de aeronave 10 e um aerofólio auxiliar de bordo dianteiro 12. O aerofólio auxiliar de bordo 12 inclui superfícies superior e inferior do aerofólio auxiliar 14, 16 que têm bordos de fuga 14a, 16a, respectivamente. A região de extremidade terminal do bordo de fuga inferior 16a incluirá integralmente uma blindagem de atenuação de ruído 20 de acordo com uma modalidade da presente invenção.
[0015] Conforme representado, a blindagem 20 é provocada a assumir um formato curvo geralmente convexo quando o aerofólio auxiliar de bordo 12 é movido de sua condição retraída (mostrada pelas linhas tracejadas na Figura 1) e para a condição instalada (mostrada pelas linhas contínuas na Figura 1) . Em contrapartida, quando o aerofólio auxiliar de bordo 12 é movido de sua condição instalada (mostrada por linhas contínuas na Figura 1) para sua posição retraída (mostrada por linhas tracejadas na Figura 1), o formato convexamente curvo da blindagem 20 assumirá novamente um estado substancialmente plano. Durante o movimento de instalação do aerofólio auxiliar de bordo 12, a blindagem 20 se curvará autonomamente a partir de um estado substancialmente plano e para um estado convexamente curvo de modo a minimizar o fluxo de ar recirculante vertical dentro da região de concavidade 12a do aerofólio auxiliar de bordo 12 quando instalado, fornecendo, desse modo, atenuação de ruído. Conforme observado acima, entretanto, durante o movimento de retração do aerofólio auxiliar 12, a blindagem 20 se curvará autonomamente a partir do estado convexamente curvo para um estado substancialmente plano de modo a permitir a retração perfeito do aerofólio auxiliar 12 e a vedação da asa 10 para operações de voo de cruzeiro.
[0016] Um elemento de orientação concavamente curvo 22 pode opcionalmente ser fixo e se estender para fora a partir da extremidade terminal da blindagem 20. Se presente, o elemento de orientação concavamente curvo 22 auxiliará no endireitamento da blindagem 20 em um estado substancialmente plano quando o aerofólio auxiliar de bordo 12 for movido para sua posição retraída. A presença do elemento de orientação 22 pode, por exemplo, estar presente naquelas configurações em que a blindagem 20 é formada de materiais passivos com memória de formato que curvarão autonomamente a blindagem quando o aerofólio auxiliar 12 for movido para a condição instalada do mesmo. Assim, à medida que o aerofólio auxiliar de bordo 12 retrai, o elemento de orientação 22 entrará em contato com a superfície inferior da asa fixa 10, auxiliando, desse modo, o endireitamento da blindagem 20 em um estado substancialmente plano de modo a fornecer uma vedação do vão durante configurações de voo de cruzeiro.
[0017] Conforme é representado na Figura 2, a curvatura autônoma da blindagem 20 pode ser induzida fornecendo-se uma folha 26 formada a partir de um material com memória de formato, tal como um material de liga de metal ou compósito com memória de formato que é incorporado em um material elastomérico que forma pelo menos o bordo de fuga inferior 16a da superfície inferior 16 associada ao aerofólio auxiliar de bordo 12. O material com memória de formato é, de preferência, responsivo a um estímulo elétrico ou térmico mostrado esquematicamente nas Figuras 2 e 3 pela caixa 21 que muda a temperatura do material com memória de formato, fazendo, desse modo, com que o material se curve. O estímulo 21 pode, por exemplo, ser operacionalmente associado ao sistema de bordo de instalação/retração de flapes. Assim, mediante a atuação do sistema de instalação de flapes, o estímulo 21 poderia ser responsivamente aplicado ao material com memória de formato, fazendo, desse modo, com que a blindagem 20 se curve convexamente quando o aerofólio auxiliar 12 for movido para a condição instalada. Em contrapartida, o estímulo 21 poderia ser desabilitado mediante a atuação do sistema de retração de aerofólio auxiliar, fazendo, desse modo, com que o material com memória de formato da blindagem retorne para um estado substancialmente plano.
[0018] Virtualmente, qualquer material com memória de formato pode ser empregue na prática desta invenção, tal como aqueles revelados na patente U.S. no 9.316.212 (cujo conteúdo inteiro está expressamente incorporado ao presente documento a título de referência). Materiais com memória de formato preferenciais incluem ligas com memória de formato (SMA) que têm a capacidade para retornar a um formato previamente definido (normal) quando submetidas a um estímulo térmico adequado. Tais materiais com memória de formato têm capacidade para sofrer transições de fase nas quais o formato é alterado em função da temperatura. Outros materiais com memória de formato também podem ser empregues, tais como polímeros e cerâmicas com memória de formato.
[0019] Como uma configuração alternativa, a curvatura autônoma da blindagem 20 pode ser alcançada por uma combinação de materiais elásticos (tais como aço e fibra de vidro) de modo a criar uma propriedade de inclinação por mola e fornecer à folha 26 um estado curvo de modo intrinsecamente convexo (normal). A folha 26 pode, assim, ser incorporada em um material elastomérico que forma pelo menos o bordo de fuga inferior 16a da superfície inferior 16 associada ao aerofólio auxiliar de bordo 12. O estado convexamente curvo normal da blindagem 20 dotado do bordo de fuga inferior 16a retornará, desse modo, para o estado substancialmente plano contra a força de inclinação por mola dos materiais quando em contato com o bordo de ataque da asa 10. De acordo com essa configuração, é tipicamente preferencial incluir vários elementos de orientação 22 (consultar a Figura 1) para auxiliar no endireitamento da blindagem 20 para um estado substancialmente plano quando o aerofólio auxiliar 12 for retraído.
[0020] Alternativa ou adicionalmente conforme representado na Figura 3, a curvatura autônoma da blindagem 20 pode ser induzida por uma seção de banda semelhante a fita 28 de um material com memória de formato fixado a uma região de superfície interior da blindagem 20. A seção de banda 28 que tem características de memória de formato fará, portanto, com que a blindagem 20 seja convexamente curvada em resposta a um estímulo 21 quando o aerofólio auxiliar 12 for movido para sua condição instalada de uma maneira similar àquela descrita anteriormente com relação à Figura 2. Quando o aerofólio auxiliar 12 for retornado para o estado retraído, portanto, o estímulo 21 pode ser removido da seção de banda 28, permitindo, desse modo, que a blindagem 20 retorne para seu estado substancialmente plano.
[0021] Várias modificações dentro da habilidade daqueles versados na técnica podem ser previstas. Portanto, embora a invenção tenha sido descrita em conexão com o que é presentemente considerado como a configuração mais prática e preferida, deve ser entendido que a invenção não é limitada à configuração revelada, mas ao contrário, é destinada a cobrir várias modificações e disposições equivalentes incluídas dentro do escopo da mesma.
Claims (8)
1. Aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque (12) contendo superfícies superior e inferior (14, 16) com bordos de fuga superior e inferior (14a, 16a), respectivamente, e uma blindagem de fluxo de ar para atenuação de ruído (20) integrada ao bordo de fuga inferior do aerofólio auxiliar, sendo que a blindagem (20) é curvável de modo autonomamente recíproco a partir de uma configuração plana, quando o aerofólio auxiliar (12) está em uma posição retraída do mesmo, e para uma configuração convexamente curva, quando o aerofólio auxiliar (12) está em uma posição instalada do mesmo, caracterizado pelo fato de que a configuração convexamente curva da blindagem (20) provê uma curvatura convexa para fora do bordo de fuga inferior (16a) do aerofólio (12).
2. Aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a blindagem (20) compreende um material com memória de formato que exibe uma propriedade de inclinação por mola para permitir que a blindagem (20) assuma a configuração convexamente curva quando o aerofólio auxiliar (12) estiver na posição instalada, mas retorne para a configuração substancialmente plana quando o aerofólio auxiliar (12) for movido para a posição retraída do mesmo.
3. Aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que a blindagem (20) compreende, ainda, pelo menos um elemento de orientação (22) que é fixo e se estende para fora a partir de uma extremidade terminal da blindagem (20).
4. Aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a blindagem (20) compreende uma folha de material com memória de formato para, desse modo, induzir uma curvatura convexa da blindagem (20) em resposta à aplicação de um estímulo externo quando o aerofólio auxiliar (12) é movido para a condição instalada do mesmo.
5. Aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque, de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que a folha de material com memória de formato é incorporada em uma camada de material elastomérico.
6. Aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a blindagem (20) compreende uma banda de material com memória de formato fixada a uma superfície interna da blindagem para, desse modo, induzir uma curvatura convexa da blindagem em resposta à aplicação de um estímulo externo quando o aerofólio auxiliar (12) é movido para a condição instalada do mesmo.
7. Aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que a blindagem (20) é uma transição de uma configuração plana para uma configuração curva em resposta a um estímulo elétrico ou térmico.
8. Aeronave caracterizada pelo fato de que compreende o aerofólio auxiliar da asa de bordo de ataque (12) de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores.
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Families Citing this family (2)
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|---|---|---|---|---|
| US11001368B2 (en) * | 2017-10-12 | 2021-05-11 | United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa | Wing structure for an aircraft |
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Family Cites Families (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6161797A (en) * | 1996-11-25 | 2000-12-19 | Dugan Air Technologies, Inc. | Method and apparatus for reducing airplane noise |
| US6454219B1 (en) | 2000-12-04 | 2002-09-24 | Rohr, Inc. | Aircraft wing and method for reducing airframe-generated noise |
| US6989197B2 (en) * | 2002-11-04 | 2006-01-24 | The Boeing Company | Polymer composite structure reinforced with shape memory alloy and method of manufacturing same |
| US7059664B2 (en) * | 2003-12-04 | 2006-06-13 | General Motors Corporation | Airflow control devices based on active materials |
| US7854467B2 (en) * | 2004-11-05 | 2010-12-21 | General Motors Corporation | Airflow control devices based on active materials |
| DE102004056537B4 (de) * | 2004-11-23 | 2010-09-09 | Eads Deutschland Gmbh | Anordnung zur Minderung des aerodynamischen Lärms an einem Zusatzflügel eines Flugzeuges |
| DE102006058650B4 (de) * | 2006-12-11 | 2009-11-19 | Eads Deutschland Gmbh | Tragflügel eines Flugzeugs |
| JP4699487B2 (ja) * | 2007-05-25 | 2011-06-08 | 三菱重工業株式会社 | 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減構造 |
| DE102008050544A1 (de) * | 2008-10-06 | 2010-04-29 | Airbus Deutschland Gmbh | An der Tragfläche eines Flugzeugs angeordneter Vorflügel |
| US8256719B2 (en) * | 2008-12-01 | 2012-09-04 | The Boeing Company | Shape changing airfoil system |
| GB0908354D0 (en) * | 2009-05-15 | 2009-06-24 | Airbus Uk Ltd | Blade seal |
| US8534610B1 (en) * | 2009-07-17 | 2013-09-17 | The Boeing Company | Method and apparatus for a leading edge slat on a wing of an aircraft |
| US8534611B1 (en) * | 2009-07-17 | 2013-09-17 | The Boeing Company | Moveable leading edge device for a wing |
| US8864083B1 (en) * | 2010-03-31 | 2014-10-21 | The Boeing Company | Low noise wing slat system with a fixed wing leading edge and deployable bridging panels |
| US8424810B1 (en) * | 2010-03-31 | 2013-04-23 | The Boeing Company | Low noise wing slat system with rigid cove-filled slat |
| US9242720B2 (en) * | 2010-10-21 | 2016-01-26 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Autonomous slat-cove-filler device for reduction of aeroacoustic noise associated with aircraft systems |
| US8763958B2 (en) * | 2011-04-18 | 2014-07-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Multi-element airfoil system |
| WO2013027388A1 (ja) * | 2011-08-23 | 2013-02-28 | 三菱航空機株式会社 | スラット、航空機の翼、航空機の動翼、航空機 |
| GB201115860D0 (en) | 2011-09-14 | 2011-10-26 | Rolls Royce Plc | A variable geometry structure |
| US9316212B2 (en) | 2012-07-27 | 2016-04-19 | GM Global Technology Operations LLC | Superelastic shape memory alloy overloading and overheating protection mechanism |
| GB201220854D0 (en) * | 2012-11-20 | 2013-01-02 | Airbus Operations Ltd | Retractable infill panel for high-lift device |
| JP6178581B2 (ja) * | 2013-01-29 | 2017-08-09 | 三菱航空機株式会社 | 航空機のスラット、スラットの取り付け位置調整方法、及び、航空機 |
| US9631268B2 (en) * | 2013-02-26 | 2017-04-25 | The Boeing Company | Methods and systems for shape memory alloy structures |
| US9365284B2 (en) * | 2013-04-22 | 2016-06-14 | The Boeing Company | High-positioned 2-position variable camber Krueger |
| US9981421B2 (en) * | 2014-07-16 | 2018-05-29 | The Boeing Company | Adaptive composite structure using shape memory alloys |
| US20170152018A1 (en) * | 2015-12-01 | 2017-06-01 | The Boeing Company | Leading edge high-lift device |
| US10677229B2 (en) * | 2017-03-03 | 2020-06-09 | Metis Design Corporation | Thermally driven actuator system |
| BR112020004052B1 (pt) * | 2017-09-01 | 2023-12-26 | Embraer S.A. | Aerofólio auxiliar de borda dianteira incluindo um sistema de redução de ruído, montagem de asa de aeronave e aeronave |
| US11001368B2 (en) * | 2017-10-12 | 2021-05-11 | United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa | Wing structure for an aircraft |
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