BR112020010718A2 - asa de uma aeronave, e, método para impedir a separação de fluxo de ar sobre uma superfície próxima ao centro de um winglet. - Google Patents

Abstract

É descrita na presente invenção uma asa de uma aeronave que inclui um bordo de ataque de asa, um bordo de fuga de asa e uma superfície de asa definida por uma superfície superior de asa e uma superfície inferior de asa. A asa se estende a partir da raiz de asa até a ponta de asa, e a ponta de asa tem uma corda de ponta de asa. Um winglet se estende a partir da ponta de asa e tem um bordo de ataque de winglet, um bordo de fuga de winglet, uma superfície próxima ao centro de winglet, uma superfície afastada do centro de winglet, uma raiz de winglet que tem uma corda de raiz de winglet e uma ponta de winglet. Uma barreira de fluxo é disposta sobre a superfície de asa próxima ao centro a partir do winglet e sobreposta ao winglet. A barreira de fluxo é adaptada para retardar e/ou impedir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet em alto ângulo de glissada, aumentando a estabilidade lateral e linearizando o comportamento da aeronave em alto ângulo de glissada.

Description

1 / 21 ASA DE UMA AERONAVE, E, MÉTODO PARA IMPEDIR A

SEPARAÇÃO DE FLUXO DE AR SOBRE UMA SUPERFÍCIE PRÓXIMA AO CENTRO DE UM WINGLET ANTECEDENTES

[001] Os winglets de aeronave são úteis principalmente para aumentar a eficiência da asa, diminuindo a quantidade de arrasto induzido criado devido à sustentação de asa. Os winglets de aeronave que estão em posição oblíqua para cima e afastados do centro de uma ponta de asa de aeronave também contribuem tipicamente para a estabilidade lateral positiva (isto é, o comportamento de uma aeronave de asa fixa que voa em um ângulo de glissada para rolar com a asa de barlavento com a ponta de asa para cima e a asa de sota-vento com ponta de asa para baixo, o que corrige a orientação de rolamento de aeronave contra perturbações).

[002] A aeronave de asa fixa frequentemente voa em altos ângulos de ataque (isto é, atitude longitudinal de aeronave em relação ao fluxo de ar em sentido contrário) e altos ângulos de glissada (isto é, orientação direcional de aeronave em relação ao fluxo em sentido contrário). Na aproximação do pouso, a aeronave de asa fixa precisa voar em velocidade baixa que exige um ângulo de ataque mais alto para manter a sustentação suficiente para o voo continuado. À medida que a velocidade da aeronave diminui durante um arredondamento de pouso pouco antes de tocar na pista de pouso e decolagem, o ângulo de ataque necessário para manter a sustentação aumenta. De modo similar, durante a aproximação do pouso, os ventos cruzados (isto é, ventos orientados em um ângulo em relação à linha central da pista de pouso e decolagem) exigem que a aeronave voe em um ângulo de glissada com entradas de controle tanto de rolamento como de guinada para permanecer alinhada com a linha central da pista de pouso e decolagem durante o pouso. Quando a magnitude de vento cruzado aumenta, ou à medida que a velocidade de aeronave diminui em relação à velocidade do vento cruzado, o

2 / 21 ângulo de glissada necessário para voar reto ao longo da linha central da pista de pouso e decolagem aumenta.

[003] A estabilidade lateral é necessária para a certificação da aeronave e segurança do voo. A estabilidade lateral diminui a carga de trabalho do piloto ao buscar restaurar uma atitude no nível das asas após rajadas ou outras perturbações de rolamento da aeronave, e se um sistema de controle de voo de rolamento da aeronave (por exemplo, ailerons) se tornar inoperante durante o voo (a saber, devido à interferência, sendo cortada por fragmentos de motor durante um evento de explosão de rotor de motor etc.), o piloto ainda precisa ser capaz de dirigir a aeronave utilizando um meio alternativo, como usar a estabilidade lateral através do sistema de controle de voo de guinada da aeronave (por exemplo, leme direcional) e ir para ângulos de glissada. O requisito de estabilidade lateral estática para aeronave é apresentado na seção 23.177 do Código 14 de Regulamentos Federais dos Estados Unidos (comumente abreviado como "CFR").

[004] Em ângulos de glissada e ângulos de ataque altos (isto é, quando o winglet está em condições de alta sustentação), o fluxo de ar sobre o lado próximo ao centro do winglet pode se separar da superfície. Esse efeito de separação reduz a sustentação do winglet, reduzindo a estabilidade lateral e causando uma alteração no comportamento de momento de rolamento da aeronave. Uma aeronave precisa atender aos requisitos de certificação com a estabilidade lateral reduzida. A alteração que acompanha o comportamento de momento de rolamento também é considerada uma característica de controle lateral indesejável ou insatisfatória para uma aeronave e que pode impedir sua certificação. Isso pode ser parcialmente evitado mediante a adição de winglets para impedir o fluxo de ar separado; entretanto, esses dispositivos podem causar um aumento no arrasto aerodinâmico e no peso da aeronave, o que pode degradar o desempenho da aeronave, mesmo em condições de voo em que não são necessários (por exemplo, em condições semelhante a cruzeiro

3 / 21 com ângulos de ataque brandos e ângulos de glissada quase zero). Esses dispositivos também aumentam o custo das aeronaves e podem ser considerados esteticamente desagradáveis.

[005] Durante as operações normais, a aeronave frequentemente voa através de uma variedade de condições atmosféricas e meteorológicas. Em altitudes de voo comuns (por exemplo, até 45.000 pés acima do nível médio do mar), as temperaturas atmosféricas ambientes ficam em média entre as condições do nível do mar e -56,67°C (-70°F). As gotículas de água microscópicas suspensas em uma atmosfera limpa têm a capacidade de existir em um estado super-resfriado sem qualquer núcleo de semente, o que significa que essa umidade pode existir como líquido suspenso a temperaturas abaixo das condições típicas de congelamento. O voo intencional através de condições com temperaturas abaixo de congelamento com gotículas de água líquida super-resfriadas suspensas é chamado de "Flight into Known Icing", ou voo em condições conhecidas de formação de gelo (comumente abreviado como "FIKI"). Durante o voo em condições conhecidas de formação de gelo, as superfícies da aeronave voltadas para a frente coletam água à medida que passam pela mesma e semeiam a nucleação de gotículas de água. Sem um sistema de proteção contra gelo, essa água congela em gelo que consequentemente se acumula sobre as superfícies da aeronave. Devido à alteração em textura e formato das superfícies da aeronave, os acréscimos de gelo nas células de ar tipicamente degradam o desempenho, estabilidade e controlabilidade da aeronave. Entretanto, o requisito de estabilidade lateral estática positiva discutido anteriormente ainda se aplica à aeronave mesmo durante o voo em condições conhecidas de formação de gelo.

[006] Quando uma aeronave voa em condições conhecidas de formação de gelo, a contaminação de gelo pode se acumular sobre as superfícies voltadas para frente sem um sistema de proteção contra gelo, incluindo o bordo de ataque de winglet. O acúmulo de gelo sobre o bordo de

4 / 21 ataque de winglet contribui para o fluxo de ar sobre o winglet, que se separa da superfície em ângulos de glissada mais baixos e mais comuns. Essa tendência de separação impacta a sustentação do winglet, reduzindo a estabilidade lateral. São conhecidos sistemas de proteção contra gelo que podem aquecer um bordo de ataque de winglet para impedir o acúmulo de gelo, ou remover ou impedir mecânica ou quimicamente o acúmulo de gelo. Entretanto, esses sistemas de proteção contra gelo são muitas vezes dispendiosos, adicionam peso, custo e complexidade significativos à aeronave, exigem manutenção e sistemas adicionais de segurança da aeronave (por exemplo, aviso de falha, detecção de vazamento para sistemas de ar de sangria, etc.) e podem tornar necessária a implantação de um projeto de sistema de aeronave significativo em um projeto de aeronave existente.

[007] De maneira mais ampla, muitos tipos de contaminação de superfície de bordo de ataque podem degradar o fluxo de ar ao redor da asa e causar os mesmos efeitos que os acúmulos de gelo. De modo similar à contaminação de superfície de fluxo por acréscimos de gelo, várias outras condições de solo e voo também podem contaminar as superfícies de bordo de ataque com uma variedade de meios (por exemplo, sujeira, matéria vegetativa e outros detritos de solo, cinzas, insetos impactados em voo em baixas altitudes, excrementos de pássaros, resíduo de fluido de operação ou de manutenção de aeronave seco, etc.).

[008] Um dispositivo conhecido para aperfeiçoar as características de estol da aeronave mediante a alteração do padrão de separação de fluxo de ar sobre a asa principal (não o winglet) em altos ângulos de ataque é uma barreira de estol de asa. A barreira de estol de asa é fixada à asa em um local muito mais próximo ao centro da ponta de asa. Um outro dispositivo conhecido encontrado na aeronave são vortilons, que se estendem para frente e abaixo do bordo de ataque de asa principal e geram vórtices para aperfeiçoar as características de estol de aeronave mediante a alteração do campo de fluxo

5 / 21 sobre o bordo de ataque de asa principal (não winglet) em altos ângulos de ataque. Nem as barreiras de estol de asa nem os vortilons contribuem para aumentar a estabilidade lateral da aeronave.

[009] Finalmente, um outro dispositivo conhecido usado em uma aeronave é uma barreira de bloqueio de luz da ponta de asa, que é menor e mais à frente do winglet no bordo de ataque de asa principal e é usada para impedir que as luzes de ponta de asa brilhem diretamente nos olhos de um piloto na cabine do piloto. As barreiras de bloqueio de luz da ponta de asa também não contribuem para aumentar a estabilidade lateral.

BREVE DESCRIÇÃO

[0010] De acordo com um aspecto, uma asa de uma aeronave compreende um bordo de ataque de asa, um bordo de fuga da asa e uma superfície de asa definida por uma superfície superior de asa e uma superfície inferior de asa. A asa se estende a partir da raiz de asa até a ponta de asa, e a ponta de asa tem uma corda de ponta de asa. Um winglet se estende a partir da ponta de asa e tem um bordo de ataque de winglet, um bordo de fuga de winglet, uma superfície próxima ao centro de winglet, uma superfície afastada do centro de winglet, uma raiz de winglet que tem uma corda de raiz de winglet e uma ponta de winglet. Uma barreira de fluxo é disposta sobre a superfície de asa próxima ao centro a partir do winglet e sobreposta ao winglet. A barreira de fluxo é adaptada para retardar e/ou impedir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet em alto ângulo de glissada, aumentando a estabilidade lateral e linearizando o comportamento da aeronave em alto ângulo de glissada.

[0011] De acordo com ainda outro aspecto, é fornecido um método para impedir a separação de fluxo de ar sobre uma superfície próxima ao centro de um winglet que se estende a partir de uma ponta de asa de uma asa de aeronave em alto ângulo de glissada. O método compreende posicionar uma barreira de fluxo sobre um lado superior da superfície de asa adjacente à

6 / 21 superfície próxima ao centro de winglet; espaçar a barreira de fluxo para dentro a partir da ponta de asa a uma distância que não excede 100% de um comprimento de uma corda de raiz do winglet; e estender a barreira de fluxo sobre a superfície superior de asa a uma primeira posição que sobrepõe o winglet.

[0012] De acordo com ainda outro aspecto, uma asa de uma aeronave compreende um bordo de ataque de asa, um bordo de fuga de asa e uma superfície de asa definida por uma superfície superior de asa e uma superfície inferior de asa. A asa se estende a partir da raiz de asa até a ponta de asa, e a ponta de asa tem uma corda de ponta de asa. Um winglet se estende a partir da ponta de asa e tem um bordo de ataque de winglet, um bordo de fuga de winglet, uma superfície próxima ao centro de winglet, uma superfície afastada do centro de winglet, uma raiz de winglet que tem uma corda de raiz de winglet e uma ponta de winglet. Uma barreira de fluxo é disposta sobre a superfície de asa próxima ao centro do winglet. A barreira de fluxo se estende a partir de uma primeira posição situada na superfície superior de asa que sobrepõe o winglet a uma segunda posição situada sobre uma dentre a superfície superior de asa e a superfície inferior de asa. Um espaçamento próximo ao centro da barreira de fluxo da ponta de asa não excede 100% de um comprimento da corda de raiz de winglet. A barreira de fluxo é adaptada para retardar e/ou impedir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet em alto ângulo de glissada, aumentando a estabilidade lateral e linearizando o comportamento da aeronave em alto ângulo de glissada.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[0013] A Figura 1 é uma vista de forma em planta de topo de uma aeronave incluindo asas, sendo que cada asa tem uma barreira de fluxo exemplificadora disposta sobre uma superfície de asa próxima ao centro a partir de um winglet.

7 / 21

[0014] A Figura 2 é uma vista ampliada de uma ponta de asa esquerda da aeronave mostrada na Figura 1.

[0015] A Figura 3 é uma vista em perspectiva lateral parcial da ponta de asa esquerda mostrada na Figura 1.

[0016] As Figuras 4 a 11 são vistas laterais afastadas do centro da ponta de asa esquerda que ilustram aspectos exemplificadores da barreira de fluxo, de acordo com a presente revelação.

[0017] A Figura 12 é uma vista em perspectiva da barreira de fluxo mostrada na Figura 6.

[0018] A Figura 13 é uma vista de cima para baixo (forma em planta) da barreira de fluxo da Figura 12.

[0019] A Figura 14 é uma vista traseira da barreira de fluxo da Figura 12.

[0020] As Figuras 15 e 16 são vistas frontais da barreira de fluxo da Figura 12.

[0021] A Figura 17 representa os parâmetros de localização da barreira de fluxo ao longo de uma direção lateral (no sentido da envergadura) da asa.

[0022] A Figura 18 ilustra o fluxo de ar sobre a ponta de asa esquerda com e sem a barreira de fluxo.

[0023] A Figura 19 ilustra a separação de fluxo de ar (em regiões pretas sombreadas) em alto ângulo de glissada sobre uma superfície próxima ao centro de winglet do winglet com e sem a barreira de fluxo.

[0024] A Figura 20 ilustra o coeficiente de pressão sobre a superfície próxima ao centro de winglet e a superfície afastada do centro de winglet na seção A-A e a redução em pico de sucção de winglet (que corresponde a uma redução em separação de fluxo de ar) devido à barreira de fluxo.

[0025] A Figura 21 ilustra o coeficiente de pressão sobre a superfície superior de asa e a superfície inferior de asa na seção B-B e um

8 / 21 aperfeiçoamento do fluxo de ar de asa afastado do centro devido à barreira de fluxo.

[0026] A Figura 22 ilustra o coeficiente de momento de rolamento de aeronave e resultados computacionais para estabilidade lateral e comportamento de momento de rolamento em alto ângulo de glissada com e sem a barreira de fluxo.

[0027] A Figura 23 ilustra o coeficiente de momento de rolamento de aeronave e os resultados de teste de túnel de vento para a estabilidade lateral e o comportamento de momento de rolamento em alto ângulo de glissada para um winglet limpo sem a barreira de fluxo, para um winglet contaminado com gelo sem a barreira de fluxo e para um winglet contaminado com gelo com a barreira de fluxo.

[0028] A Figura 24 ilustra o coeficiente de sustentação de aeronave e os resultados de teste de túnel de vento para sustentação de aeronave em alto ângulo de glissada para um winglet limpo sem a barreira de fluxo, para um winglet contaminado com gelo sem a barreira de fluxo e para um winglet contaminado com gelo com a barreira de fluxo.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[0029] É descrita na presente invenção uma asa de aeronave que inclui um bordo de ataque de asa, um bordo de fuga de asa, uma superfície superior de asa e uma superfície inferior de asa. Em uma modalidade exemplificadora, um winglet se estende a partir de uma ponta de asa e tem um bordo de ataque de winglet, um bordo de fuga de winglet, uma superfície próxima ao centro de winglet e uma superfície afastada do centro de winglet. Uma barreira de fluxo disposta na asa próximo ao centro da ponta de asa se estende até uma posição situada na superfície superior de asa que sobrepõe o winglet. Quando o bordo de ataque de winglet tem contaminação incluindo gelo acrescido, a aeronave pode ter uma perda ou degradação de estabilidade lateral por meio da separação de fluxo de ar sobre a superfície próxima ao

9 / 21 centro de winglet em alto ângulo de glissada. A barreira de fluxo retarda e/ou impede a separação de fluxo de ar sobre a superfície próxima ao centro de winglet em alto ângulo de glissada, aumentando a estabilidade lateral e linearizando o comportamento de aeronave em alto ângulo de glissada sem adicionar dispositivos complexos, como sistema de proteção contra gelo, peso e custo.

[0030] Certamente, deve ser entendido que a descrição e os desenhos no presente documento são meramente ilustrativos e que várias modificações e alterações podem ser feitas nas estruturas reveladas sem que se afaste da presente revelação. O termo "ângulo de ataque" é o ângulo entre uma linha de corda de uma asa da aeronave de asa fixa representada e o fluxo de ar em sentido contrário ou vento relativo. Conforme é bem conhecido, à medida que o ângulo de ataque da aeronave de asa fixa aumenta, a separação do fluxo de ar a partir da superfície superior de asa se torna mais pronunciada, reduzindo primeiramente a taxa de aumento do coeficiente de sustentação com aumento no ângulo de ataque e em segundo lugar limitando o coeficiente de sustentação alcançável máximo. O termo "ângulo da glissada" ou "ângulo de glissada" é o ângulo entre uma linha central de aeronave (por exemplo, a linha que divide as metades esquerda e direita da aeronave quando a aeronave é vista em uma vista de cima para baixo (em forma de planta)) e o fluxo de ar em sentido contrário.

[0031] Agora com referência aos desenhos, nos quais números similares se referem a partes similares ao longo das diversas vistas, as Figuras 1 a 3 ilustram uma aeronave 100 que tem uma fuselagem 102. A fuselagem 102 pode se estender a partir do nariz em uma extremidade dianteira 104 da aeronave 100 a uma empenagem 106 em uma extremidade traseira 108 da fuselagem 102. A empenagem 106 pode incluir uma ou mais superfícies de cauda como um estabilizador vertical 110 e/ou um estabilizador horizontal 112 para o controle da aeronave 100. A aeronave 100 pode incluir

10 / 21 adicionalmente um par de asas 120. Na Figura 3, a aeronave 100 pode ser definida em relação a um sistema de coordenadas que tem um eixo geométrico longitudinal X, um eixo geométrico lateral Y e um eixo geométrico vertical Z. O eixo geométrico longitudinal X pode ser definido como se estendendo através de um centro geral da fuselagem 102 entre a extremidade dianteira 104 e a extremidade traseira 108 (isto é, a linha central da aeronave que se estende a partir do nariz da fuselagem à cauda da fuselagem). O eixo geométrico lateral Y pode ser orientado ortogonalmente em relação ao eixo geométrico longitudinal X e pode se estender genericamente ao longo das direções afastadas do centro das asas 120 em relação ao centro da fuselagem 102 (por exemplo, tipicamente indo de uma ponta de asa em direção à outra ponta de asa). O eixo geométrico vertical Z pode ser orientado ortogonalmente em relação ao eixo geométrico longitudinal X e ao eixo geométrico lateral Y (isto é, tipicamente indo da parte de baixo da aeronave para a parte de cima da aeronave).

[0032] Cada asa 120 inclui um bordo de ataque de asa 122 (a borda voltada para frente da asa), um bordo de fuga de asa 124 (a borda mais traseira da asa) e uma superfície de asa definida por uma superfície superior de asa 126 (normalmente, uma superfície de fluxo de baixa pressão) e uma superfície inferior de asa 128 (normalmente, uma superfície de fluxo de alta pressão; consultar, por exemplo, a Figura 4). E cada asa 120 se estende lateralmente a partir de uma raiz de asa 130 (mais próximo à fuselagem 102) a uma ponta de asa 132 (mais distante da fuselagem 102). Uma ou mais unidades de propulsão 134 podem ser montadas nas asas 120 ou na fuselagem

102. Cada asa 120 inclui também um winglet 136 que pode ser substancialmente perpendicular (tipicamente, para cima) a partir da ponta de asa 132.

[0033] Na modalidade exemplificadora, uma barreira de fluxo 140 está disposta sobre a asa 120, lateralmente próxima ao centro da ponta de asa

11 / 21 132 e do winglet 136 (consultar a Figura 2). Deve-se notar que, embora o winglet 136 e a barreira de fluxo 140 da presente revelação sejam descritos no contexto de uma aeronave de asa fixa, como a aeronave de asa e tubo 100 ilustrada na Figura 1, o winglet 136 e a barreira de fluxo 140 da presente revelação podem ser aplicados a qualquer aeronave de qualquer configuração, sem limitação (por exemplo, qualquer aeronave civil, comercial ou militar, incluindo aeronave de corpo de asa híbrida, aeronave de asa combinada, aeronave de asa giratória, estabilizadores horizontais ou verticais ou outras superfícies de sustentação auxiliares). Também deve ser observado que a barreira de fluxo 140 pode ser empregada como um componente de equipamento original para uma nova aeronave, bem como para adaptar uma aeronave de frota existente. Devido ao fato de que a barreira de fluxo 140 é acoplada diretamente a estruturas de suporte da asa 120, a mesma pode ser prontamente instalada na aeronave existente.

[0034] Cada winglet 136 inclui um bordo de ataque de winglet 146, um bordo de fuga de winglet 148, uma superfície próxima ao centro de winglet 150 (que é tipicamente uma superfície de fluxo de baixa pressão), uma superfície afastada do centro de winglet 152 (que é tipicamente uma superfície de fluxo de alta pressão), uma raiz de winglet 154 (situada adjacente à ponta de asa 132) e uma ponta de winglet 156 (que é oposta à raiz de winglet). A raiz de winglet 154 é afixada ou de outro modo acoplada à asa 120 na ponta de asa 132. No aspecto representado, o winglet 136 é arrastado para trás e pode ser adicionalmente formado com uma razão de afunilamento entre corda de ponta de winglet Cwt e corda de raiz de winglet Cwl, que está no local onde a raiz de winglet 154 se une à ponta de asa 132 (consultar a Figura 4). Na modalidade representada, a intersecção do bordo de ataque de winglet 146 com a ponta de asa 132 está situada atrás do bordo de ataque de asa 122 na ponta de asa 132. Todavia, a presente revelação contempla que a interseção do bordo de ataque de winglet 146 com a ponta de asa 132 possa estar situada

12 / 21 aproximadamente no bordo de ataque de asa 122. Na modalidade representada, o bordo de fuga de winglet 148 está situado atrás do bordo de fuga de asa 124. Contudo, é contemplado que o bordo de fuga de winglet 148 pode se unir à ou cruzar a ponta de asa 132 em qualquer local que não esteja mais atrás do que o bordo de fuga de asa 124 e pode se unir à ou cruzar a ponta de asa 132 em um local que é aproximadamente no bordo de fuga de asa 124. No aspecto revelado, o winglet 136 é configurado de modo que a corda de raiz de winglet Cwl seja mais curta que uma corda de ponta de asa Cw e uma porção da corda de raiz de winglet Cwl se estende atrás do bordo de fuga de asa 124.

[0035] As Figuras 4 a 11 ilustram aspectos exemplificadores da barreira de fluxo 140 de acordo com a presente revelação. No aspecto representado da Figura 4, a barreira de fluxo 140 se estende a partir de uma posição dianteira (atrás do bordo de ataque de asa 122) a uma posição traseira (entre o bordo de ataque de winglet 146 e o bordo de fuga de asa 124 e/ou o bordo de fuga de winglet 148) na superfície superior de asa 126 que sobrepõe o winglet 136.

[0036] No aspecto representado da Figura 5, a barreira de fluxo 140 se estende a partir de uma posição dianteira (no bordo de ataque de asa 122) a uma posição traseira (entre o bordo de ataque de winglet 146 e o bordo de fuga de asa 124 e/ou o bordo de fuga de winglet 148) na superfície superior de asa 126 que sobrepõe o winglet 136.

[0037] No aspecto representado da Figura 6, a barreira de fluxo 140 se estende a partir de uma posição entre o bordo de ataque de asa 122 e o bordo de ataque de winglet 146 sobre a superfície inferior de asa 128 ao redor do bordo de ataque de asa 122 a uma posição entre o bordo de ataque de winglet 146 e o bordo de fuga de asa 124 e/ou o bordo de fuga de winglet 148 sobre a superfície superior de asa 126 que sobrepõe o winglet 136.

[0038] No aspecto representado da Figura 7, a barreira de fluxo 140

13 / 21 se estende a partir de uma posição entre o bordo de ataque de winglet 146 e o bordo de fuga de asa 124 e/ou o bordo de fuga de winglet 148 sobre a superfície inferior de asa 128 ao redor do bordo de ataque de asa 122 a uma posição entre o bordo de ataque de winglet 146 e o bordo de fuga de asa 124 e/ou o bordo de fuga de winglet 148 sobre a superfície superior de asa 126 que sobrepõe o winglet 136.

[0039] No aspecto representado da Figura 8, a barreira de fluxo 140 se estende ao redor de toda a asa 120 tanto na superfície superior de asa 126 como na superfície inferior de asa 128.

[0040] No aspecto representado da Figura 9, a barreira de fluxo 140 se estende ao redor de toda a asa 120 tanto na superfície superior 126 como na superfície inferior de asa 128, e também se estende atrás do bordo de fuga de asa 124 e/ou do bordo de fuga de winglet 148.

[0041] No aspecto representado da Figura 10, a barreira de fluxo 140 inclui uma primeira parte de barreira de fluxo 174 na superfície superior de asa 126 e uma segunda parte de barreira de fluxo separada 176 na superfície inferior de asa 128. Cada uma dentre a primeira parte de barreira de fluxo 174 e a segunda parte de barreira de fluxo 176 se estende a partir de uma posição entre o bordo de ataque de asa 122 e o bordo de ataque de winglet 146 a uma posição entre o bordo de ataque de winglet 146 e o bordo de fuga de asa 124 e/ou o bordo de fuga de winglet 148. A primeira parte de barreira de fluxo 174 sobrepõe o winglet 136.

[0042] No aspecto representado da Figura 11, a barreira de fluxo 140 se estende ao redor de toda a asa 120 tanto na superfície superior de asa 126 como na superfície inferior de asa 128, excluindo uma região do bordo de ataque de asa 122 tanto na superfície superior de asa 126 como na superfície inferior de asa 128. Mais particularmente, a barreira de fluxo 140 se estende a partir de uma posição entre o bordo de ataque de asa 122 e o bordo de ataque de winglet 146 na superfície superior de asa 126 ao redor do bordo de fuga de

14 / 21 asa 124 a uma posição entre o bordo de ataque de asa 122 e o bordo de ataque de winglet 146 na superfície inferior de asa 128.

[0043] A Figura 12 é uma vista em perspectiva da barreira de fluxo 140 mostrada na Figura 6. A Figura 13 é uma vista de cima para baixo da barreira de fluxo 140 mostrada na Figura 6. A Figura 14 é uma vista traseira da barreira de fluxo 140 mostrada na Figura 6. As Figuras 15 e 16 são vistas frontais da barreira de fluxo 140 mostrada na Figura 6. A barreira de fluxo 140, que é conformada para se adaptar à asa 120, inclui um corpo de peça única ou de múltiplas peças 160 que se estende a partir de uma porção de bordo de ataque 162 a uma porção de bordo de fuga 164. Embora ilustrado como tendo uma espessura constante T (consultar a Figura 16), o corpo 160 da barreira de fluxo 140 pode ter uma espessura variável em uma direção longitudinal (isto é, ao longo do eixo geométrico longitudinal X da Figura 3). Para essa modalidade ilustrada particular, um flange de montagem 166 integral com o corpo 160 se estende de maneira aproximadamente perpendicular a partir de uma borda de montagem 168 do corpo 160. O flange de montagem 166 é dotado de aberturas de montagem 170, e as aberturas de montagem recebem prendedores (não mostrados) para fixação da barreira de fluxo 140 à asa 120. A altura H da barreira de fluxo 140 (consultar a Figura 12) é dimensionada para um conjunto de considerações incluindo, porém sem limitação, manter a estabilidade lateral em alta glissada com ou sem contaminação de superfície de fluxo, eliminar comportamento de rolamento indesejável em altos ângulos de glissada, e peso, custo e estética de componentes, e ao mesmo tempo limitar seu efeito sobre o arrasto por atrito de pele e arrasto induzido associado à asa 120. Adicionalmente, o aspecto representado da barreira de fluxo 140 tem uma porção de bordo de ataque em formato de C 162 com o flange de montagem 166 seguindo o formato da porção de bordo de ataque 162. Com esse projeto, o flange de montagem é montado tanto na superfície superior de asa 126 como na superfície inferior

15 / 21 de asa 128. Entretanto, deve ser observado que a configuração do flange de montagem 166 pode diferir dependendo da modalidade da barreira de fluxo 140 descrita acima.

[0044] A barreira de fluxo 140 ilustrada na Figura 12 é fixada por meio do flange de montagem 166; entretanto, deve ser observado que são contempladas maneiras alternativas para prender a barreira de fluxo 140 na asa 120. A título de exemplo, a barreira de fluxo 140 pode ser Integrada diretamente na asa 120 através de uma união na asa; a barreira de fluxo 140 pode ser formada integralmente com a asa 120 para definir um projeto de uma peça unitária para a asa 120 e a barreira de fluxo 140; a barreira de fluxo 140 pode ser formada integralmente com o winglet 136 para definir um projeto de uma peça unitária para o winglet 136 e a barreira de fluxo 140; a barreira de fluxo 140 pode ser presa, aderida ou soldada à asa 120 através do uso de um flange de fixação em um lado de encaixe da barreira de fluxo 140; a barreira de fluxo pode ser presa, aderida ou soldada à asa 120 ao longo de uma borda de contato da barreira de fluxo 140; e a barreira de fluxo 140 pode ser dotada de flanges de fixação internos que são presos à estrutura de winglet ou à asa interna.

[0045] Com referência à Figura 17, em uma vista de topo (em forma de planta) da asa 120, um espaçamento próximo ao centro da barreira de fluxo 140 a partir da ponta de asa 132 não excede 100% de um comprimento da corda de raiz de winglet Cwl. De acordo com um aspecto, o espaçamento próximo ao centro da barreira de fluxo 140 a partir da ponta de asa 132 não excede 60% do comprimento da corda de raiz de winglet Cwl. De acordo com um outro aspecto, o espaçamento próximo ao centro da barreira de fluxo 140 a partir da asa 132 não excede 30% do comprimento da corda de raiz de winglet Cwl.

[0046] Conforme representado na Figura 18, o flange de montagem 166 fornece uma fixação robusta da barreira de fluxo 140 em que o fluxo de

16 / 21 ar flui a partir da superfície inferior de asa 128 até a superfície superior de asa 126 e para dentro ao redor da ponta de asa 132 e do bordo de ataque de winglet 146 em altos ângulos de glissada. A barreira de fluxo 140 é adaptada para gerar vórtices entre a barreira de fluxo 140 e o winglet 136. Portanto, os vórtices redirecionam o fluxo de ar para limitar picos de baixa pressão no bordo de ataque de winglet 146 para retardar e/ou reduzir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet 150 em alto ângulo de glissada. Também deve ser observado que a barreira de fluxo 140 é adaptada para criar pressurização positiva. Conforme é bem conhecido, o aumento do ângulo de glissada do winglet 136 cria um pico de baixa pressão acentuado. Quando o pico de baixa pressão se torna alto demais, o fluxo de ar negativo se separa e expande excessivamente, e o fluxo de ar não se fixa mais à superfície próxima ao centro de winglet 150 (consultar a Figura 19). A pressão positiva do fluxo de ar em glissada próxima ao centro e que impacta a barreira de fluxo 140 limita (ou reduz) o pico de baixa pressão e torna a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet 150 em alto ângulo de glissada menos provável (consultar a Figura 20). Os vórtices redirecionam o fluxo de ar de volta na direção da separação de fluxo de ar potencial para retardar e impedir a separação de fluxo de ar.

[0047] Adicionalmente, com o posicionamento da barreira de fluxo 140 em relação à ponta de asa 132 e ao winglet 136 descrito acima, a barreira de fluxo 140 é adaptada para retardar e/ou impedir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet 150 em alto ângulo de glissada, aumentando assim a estabilidade lateral e linearizando o comportamento de aeronave em alto ângulo de glissada (consultar as Figuras 19 a 23.). Além disso, um aspecto da aeronave 100 é que o bordo de ataque de winglet 146 é desprovido de um sistema de proteção contra gelo. Após a contaminação de gelo sobre o bordo de ataque de winglet 146 durante o voo em condições conhecidas de formação de gelo (ou, de modo similar, após outra

17 / 21 contaminação de superfície de fluxo sobre o bordo de ataque de winglet 146 fora do voo em condições de formação de gelo), a barreira de fluxo 140 é adaptada para retardar e/ou reduzir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet 150 em condições de glissada, aumentando ainda mais a estabilidade lateral após a contaminação de gelo ou outra contaminação sobre o bordo de ataque de winglet 146. Consequentemente, no caso da aeronave 100, a separação de fluxo de ar fora da formação de gelo ocorre em altos ângulos de glissada. A barreira de fluxo 140 mantém o fluxo de ar e aumenta o ângulo de glissada onde a separação de fluxo de ar ocorre, a um ângulo de glissada além do que é necessário para a certificação do tipo de aeronave. Com as acreções de gelo acumuladas sobre o bordo de ataque de winglet 146, ou potencialmente com outra contaminação de superfície de fluxo, a separação de fluxo de ar ocorre essencialmente em qualquer ângulo de ataque, mesmo em ângulos de glissada brandos. A adição da barreira de fluxo 140 reduz a quantidade de separação de fluxo de ar e melhora a controlabilidade lateral. Deve ser observado que os ângulos exatos dependem da aeronave e poderiam ser diferentes para configurações alternativas de aeronave.

[0048] A Figura 19 ilustra resultados computacionais que mostram que com a barreira de fluxo 140 fixada à superfície de asa, a separação de fluxo de ar (em regiões pretas sombreadas) sobre a superfície próxima ao centro de winglet 150 em alto ângulo de glissada pode ser retardada e/ou impedida.

[0049] A Figura 20 ilustra o efeito que a barreira de fluxo 140 tem sobre o coeficiente de pressão (derivado dos resultados computacionais) em locais de corda de winglet na Seção A-A representada na Figura 20. A plotagem 200 é o coeficiente de pressão na superfície próxima ao centro de winglet 150 quando a barreira de fluxo 140 não está incluída na asa 120. A plotagem 201 é o coeficiente de pressão na superfície próxima ao centro de

18 / 21 winglet 150 quando a barreira de fluxo 140 está incluída na asa 120. A plotagem 202 e a plotagem 203 são as respectivas distribuições de coeficiente de pressão sobre a superfície afastada do centro de winglet 152 independentemente de a barreira de fluxo 140 estar ou não incluída na asa 120 (isto é, a barreira de fluxo 140 não afeta substancialmente o coeficiente de pressão sobre a superfície afastada do centro de winglet 152). A plotagem 200 e a plotagem 201 mostram que uma pressão positiva a partir do fluxo de ar em glissada próximo ao centro ao redor da ponta de asa 132 e que impacta a barreira de fluxo 140 limita (ou reduz) o pico de baixa pressão no bordo de ataque de winglet 146 e torna menos provável a separação de fluxo de ar sobre a superfície próxima ao centro de winglet 150 em alto ângulo de glissada. No exemplo da Figura 20, o pico de baixa pressão sobre o bordo de ataque de winglet 146 é reduzido em aproximadamente 20% quando a barreira de fluxo 140 está incluída na asa 120.

[0050] A Figura 21 ilustra o efeito que a barreira de fluxo 140 tem sobre as distribuições de coeficiente de pressão em locais de corda de asa na Seção B-B representada na Figura 21. A plotagem 210 é a distribuição de coeficiente de pressão sobre a superfície superior de asa 126 sob a sustentação positiva e com a barreira de fluxo 140 incluída na asa 120. A plotagem 211 é a distribuição de coeficiente de pressão sobre a superfície superior de asa 126 sob a sustentação positiva e sem a barreira de fluxo 140 incluída na asa 120. A plotagem 212 e a plotagem 213 são as respectivas distribuições de coeficiente de pressão sobre a superfície inferior de asa 128 independentemente de a barreira de fluxo 140 estar ou não incluída na asa 120 (isto é, a barreira de fluxo 140 não afeta substancialmente o coeficiente de pressão sobre a superfície inferior de asa 128). Com a barreira de fluxo 140 fixada à superfície de asa, a distribuição de pressão sobre a superfície superior de asa 126 ao redor da ponta de asa 132 altera e consequentemente retarda e impede a separação de fluxo de ar da superfície próxima ao centro de winglet

19 / 21

150. Ademais, com a barreira de fluxo 140 fixada à superfície de asa, o fluxo de ar se fixa novamente ao winglet 136, aumentando a sustentação de asa afastada do centro.

[0051] A Figura 22 é um gráfico de coeficiente de momento de rolamento de aeronave em relação ao ângulo de glissada de aeronave, com nenhuma contaminação de superfície de fluxo (por exemplo, gelo, etc.). A plotagem 220 é o coeficiente de momento de rolamento de aeronave em relação ao ângulo de glissada de aeronave quando as barreiras de fluxo 140 estão incluídas nas asas 120 da aeronave 100. A plotagem 221 é o coeficiente de momento de rolamento de aeronave em relação ao ângulo de glissada de aeronave quando as barreiras de fluxo 140 não estão incluídas nas asas 120 da aeronave 100. Uma plotagem desses valores tendo um coeficiente angular maior equivale a uma estabilidade lateral mais positiva do que uma plotagem que tem um coeficiente angular menor. Adicionalmente, uma plotagem substancialmente linear equivale à controlabilidade desejável. A Figura 22 ilustra que em altos ângulos de glissada, o coeficiente de momento de rolamento de aeronave é maior quando a aeronave inclui as barreiras de fluxo

140. Adicionalmente, a linearidade aumentada da plotagem 220 em comparação com a plotagem 221 ilustra uma controlabilidade mais desejável. A linha 222 é o aperfeiçoamento devido às barreiras de fluxo 140.

[0052] A Figura 23 exibe os resultados de teste de túnel de vento que demonstram que em condições normais de voo (isto é, sem contaminação de superfície de fluxo) e sem a barreira de fluxo 140, a estabilidade lateral varia de ângulos de glissada genericamente lineares a moderados. Após a contaminação de superfície de fluxo, pode existir uma perda ou degradação de estabilidade lateral positiva; entretanto, com a barreira de fluxo 140 fixada sobre a superfície de asa, a estabilidade lateral positiva pode ser mantida (isto é, o coeficiente angular é similar ao coeficiente angular em condições normais de voo), que é um requisito de certificação de aeronave. A Figura 24 exibe os

20 / 21 resultados de teste de túnel de vento que demonstram que após a contaminação de superfície de fluxo, pode existir uma diminuição em sustentação de aeronave associada ao winglet 136, e com a barreira de fluxo 140 fixada a asa recupera uma quantidade significativa da sustentação que foi perdida devido à contaminação de superfície de fluxo.

[0053] É apresentado também um método para impedir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet 150 em alto ângulo de glissada. O método compreende, de modo geral, posicionar a barreira de fluxo 140 na superfície superior de asa 126 adjacente ao winglet 136; em uma vista em forma de planta de topo da asa 120, o espaçamento da barreira de fluxo 140 para dentro a partir da ponta de asa 132 a uma distância que não excede 100% de um comprimento da corda de raiz de winglet Cwl (consultar a Figura 4); e que estende a barreira de fluxo 140 sobre a superfície superior de asa 126 a uma primeira posição que sobrepõe o winglet 136. O método inclui adicionalmente localizar a primeira posição da barreira de fluxo 140 entre o bordo de ataque de winglet 146 e o bordo de fuga de asa 124 e/ou o bordo de fuga de winglet 148. O método inclui adicionalmente estender a barreira de fluxo 140 na superfície superior de asa 126 a uma segunda posição situada aproximadamente no bordo de ataque de asa 122 ou atrás do bordo de ataque de asa 122. Alternativamente, o método inclui adicionalmente envolver a barreira de fluxo 140 ao redor do bordo de ataque de asa 122 a uma segunda posição sobre uma superfície inferior de asa 128 da asa 120, e localizar a segunda posição da barreira de fluxo 140 sobre a superfície inferior de asa 128 entre o bordo de ataque de asa 122 e o bordo de fuga de asa 124 e/ou o bordo de fuga de winglet 148.

[0054] Será observado que os recursos e funções revelados acima e outros, ou alternativas ou variedades dos mesmos, podem ser desejavelmente combinados em muitos outros sistemas ou aplicações diferentes. Deve-se observar ainda que as várias alternativas, modificações, variações ou

21 / 21 aprimoramentos ora não previstos ou não antecipados aqui poderão ser subsequentemente realizados pelos versados na técnica, e que são similarmente destinados a serem abrangidos pelas reivindicações a seguir.

Claims (20)

REIVINDICAÇÕES

1. Asa de uma aeronave caracterizada por compreender: um bordo de ataque de asa, um bordo de fuga de asa e uma superfície de asa definida por uma superfície superior de asa e uma superfície inferior de asa, sendo que a asa se estende a partir de uma raiz de asa até uma ponta de asa que tem uma corda de ponta de asa; um winglet que se estende a partir da ponta de asa e que tem um bordo de ataque de winglet atrás do bordo de ataque de asa, um bordo de fuga de winglet, uma superfície próxima ao centro de winglet, uma superfície afastada do centro de winglet, uma raiz de winglet que tem uma corda de raiz de winglet e uma ponta de winglet; e uma barreira de fluxo disposta sobre a superfície de asa próxima ao centro do winglet, sendo que a barreira de fluxo sobrepõe o winglet, em que a barreira de fluxo é adaptada para retardar e/ou impedir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet em alto ângulo de glissada, aumentando a estabilidade lateral e linearizando o comportamento da aeronave em alto ângulo de glissada.

2. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a barreira de fluxo ser adaptada para gerar vórtices entre a barreira de fluxo e o winglet por meio do fluxo de ar que flui a partir da superfície inferior de asa até a superfície superior de asa ao redor da ponta de asa e do bordo de ataque de asa, em que os vórtices redirecionam o fluxo de ar para limitar picos de baixa pressão sobre o bordo de ataque de winglet.

3. Asa de acordo com a reivindicação 2, caracterizada por a barreira de fluxo ser adaptada para redirecionar o fluxo de ar que se move para cima e para dentro ao longo da superfície superior de asa, de volta em uma direção afastada do centro e para cima ao longo da superfície próxima ao centro de winglet.

4. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por o bordo de ataque de winglet ser desprovido de um sistema de proteção de gelo, e a barreira de fluxo ser adaptada para retardar e/ou reduzir a separação de fluxo de ar sobre a superfície interna de winglet em condições de glissada após a contaminação de gelo sobre o bordo de ataque de winglet, aumentando ainda mais a estabilidade lateral com uma superfície de bordo de ataque de winglet contaminada.

5. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por, em uma vista de forma em planta de topo da asa, um espaçamento próximo ao centro da barreira de fluxo da ponta de asa não exceder 100% de um comprimento da corda de raiz de winglet.

6. Asa de acordo com a reivindicação 5, caracterizada por o espaçamento próximo ao centro da barreira de fluxo a partir da ponta de asa não exceder 60% do comprimento da corda de raiz de winglet.

7. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a barreira de fluxo se estender a partir de uma posição dianteira atrás do bordo de ataque de asa sobre a superfície superior de asa até uma posição traseira entre o bordo de ataque de winglet e o bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet sobre a superfície superior de asa.

8. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a barreira de fluxo se estender a partir de uma posição dianteira aproximadamente no bordo de ataque de asa sobre a superfície superior de asa até uma posição traseira entre o bordo de ataque de winglet e o bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet sobre a superfície superior de asa.

9. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a barreira de fluxo se estender a partir de uma primeira posição entre o bordo de ataque de asa e o bordo de ataque de winglet sobre a superfície inferior de asa ao redor do bordo de ataque de asa a uma segunda posição entre o bordo de ataque de winglet e o bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet sobre a superfície superior de asa.

10. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a barreira de fluxo se estender a partir de uma primeira posição entre o bordo de ataque de winglet e o bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet sobre a superfície inferior de asa ao redor do bordo de ataque de asa a uma segunda posição entre o bordo de ataque de winglet e o bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet sobre a superfície superior de asa.

11. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a barreira de fluxo se estender ao redor de toda a asa tanto sobre a superfície superior de asa como sobre a superfície inferior de asa.

12. Asa de acordo com a reivindicação 11, caracterizada por a barreira de fluxo se estender atrás do bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet.

13. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a barreira de fluxo incluir uma primeira parte de barreira de fluxo totalmente sobre a superfície superior de asa e uma segunda parte de barreira de fluxo separada totalmente sobre a superfície inferior de asa, cada uma dentre a primeira parte de barreira de fluxo e a segunda parte de barreira de fluxo se estendendo a partir de uma primeira posição entre o bordo de ataque de winglet e o bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet.

14. Asa de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a barreira de fluxo se estender a partir de uma posição entre o bordo de ataque de asa e o bordo de ataque de winglet sobre a superfície superior de asa ao redor do bordo de fuga de asa a uma posição entre o bordo de ataque de asa e o bordo de ataque de winglet sobre a superfície inferior de asa.

15. Método para impedir a separação de fluxo de ar sobre uma superfície próxima ao centro de um winglet que se estende a partir de uma ponta de asa de uma asa de aeronave em alto ângulo de glissada, sendo o método caracterizado por compreender:

posicionar uma barreira de fluxo sobre uma superfície superior de asa; espaçar a barreira de fluxo para dentro a partir da ponta de asa a uma distância que não excede 100% de um comprimento de uma corda de raiz do winglet; e estender a barreira de fluxo sobre a superfície superior de asa a uma primeira posição que sobrepõe o winglet.

16. Método de acordo com a reivindicação 15, caracterizado por um bordo de ataque de winglet estar atrás de um bordo de ataque de asa, e que inclui adicionalmente localizar a primeira posição da barreira de fluxo entre o bordo de ataque de winglet e o bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet.

17. Método de acordo com a reivindicação 16, caracterizado por incluir adicionalmente estender a barreira na de fluxo sobre a superfície superior de asa a uma segunda posição atrás do bordo de ataque de asa ou aproximadamente no bordo de ataque de asa.

18. Método de acordo com a reivindicação 16, caracterizado por incluir adicionalmente envolver a barreira de fluxo ao redor do bordo de ataque de asa a uma segunda posição sobre uma superfície inferior de asa da asa.

19. Método de acordo com a reivindicação 18, caracterizado por incluir adicionalmente localizar a segunda posição da barreira de fluxo sobre a superfície inferior de asa entre o bordo de ataque de asa e o bordo de fuga de asa e/ou o bordo de fuga de winglet.

20. Asa de uma aeronave, sendo a asa caracterizada por compreender: um bordo de ataque de asa, um bordo de fuga de asa e uma superfície de asa definida por uma superfície superior de asa e uma superfície inferior de asa, sendo que a asa se estende a partir de uma raiz de asa até uma ponta de asa que tem uma corda de ponta de asa; um winglet que se estende a partir da ponta de asa e que tem um bordo de ataque de winglet atrás do bordo de ataque de asa, um bordo de fuga de winglet, uma superfície próxima ao centro de winglet, uma superfície afastada do centro de winglet, uma raiz de winglet que tem uma corda de raiz de winglet e uma ponta de winglet; e uma barreira de fluxo disposta sobre a superfície de asa próxima ao centro a partir do winglet, sendo que a barreira de fluxo se estende a partir de uma primeira posição situada sobre a superfície superior de asa que sobrepõe o winglet a uma segunda posição situada em uma dentre a superfície superior de asa e a superfície inferior de asa, sendo que um espaçamento próximo ao centro da barreira de fluxo da ponta de asa não excede 100% de um comprimento da corda de raiz de winglet, em que a barreira de fluxo é adaptada para retardar e/ou impedir a separação de fluxo de ar na superfície próxima ao centro de winglet em alto ângulo de glissada, aumentando a estabilidade lateral e linearizando o comportamento da aeronave em alto ângulo de glissada.