BRPI0608594A2

BRPI0608594A2 - sistema e mÉtodo para reduzir vàrtices de aerofàlio

Info

Publication number: BRPI0608594A2
Application number: BRPI0608594-6A
Authority: BR
Inventors: Peter May
Original assignee: Airbus Gmbh
Priority date: 2005-04-18
Filing date: 2006-04-05
Publication date: 2010-01-19
Also published as: EP1871663A1; CA2598908A1; DE602006007118D1; WO2006111272A1; RU2007142239A; EP1871663B1; RU2399556C2

Abstract

SISTEMA E MÉTODO PARA REDUZIR VàRTICES DE AEROFàLIO. Um sistema e um método de acordo com a invenção reduzem a turbulência de esteira de uma aeronave em que um componente (2) afixado na extremidade da asa (3) de uma aeronave perturba a ação de rolamento do ar na região da asa externa por movimentos de articulação periódica.

Description

LIO"

REFERÊNCIA A PEDIDOS RELACIONADOS

Este pedido reivindica o beneficio da data de de-5 pósito do Pedido de Patente Alemão N°. 10 2005 017 825.1, depositado em 18 de abril de 2005 e do Pedido de Patente Provisória Americana N°. 60/672.444 depositado em 18 de a-bril de 2005, a descrição dos quais é aqui incorporada por referência. 10 CAMPO DA INVENÇÃO

A invenção refere-se a um sistema e um método para reduzir vórtices de aerofólio, em particular para reduzir vórtices de aerofólio que são gerados nas asas da aeronave, cujos vórtices pode fazer uma contribuição significante para a turbulência de esteira da aeronave.

ANTECEDENTES TECNOLÓGICOS

Turbulência de esteira ocorre quando a sustentação necessária para voar é gerada. Em uma asa que gera sustentação, a pressão no lado de baixo excede a pressão em seu to-po. Conseqüentemente, nas extremidades da asa, o ar flui do lado de baixo para o topo, como resultado um vórtice forte é gerado, a saber, o assim chamado "vórtice de aerofólio". A-lém do mais, no bordo de fuga da asa, camadas de fluido vindo do topo e do lado de baixo fluem além uma da outra em di- reções diferentes de modo que surge uma camada de cisalha-mento livre, que na direção da envergadura da asa é conectada no vórtice de aerofólio respectivo. Esta camada de cisa-lhamento livre junto com o vórtice de aerofólio respectivorolo em dois vórtices individuais que podem rodar em direções opostas na maneira de pequenos tornados horizontais que, dependendo do tamanho da aeronave, em seus centros podem atingir velocidades de topo de até 360 km/h.

Turbulência de esteira é evidente para o equivalente de várias centenas de envergaduras de asa à jusante antes que decaia. Isto significa que no caso de aeronave grande tal turbulência de esteira pode ter uma vida de vários minutos e um comprimento de até 30 km.Isto poderia ter graves conseqüências em particular apor uma aeronave pequena que voa na turbulência de esteira; por exemplo várias flutuações locais em forças aerodinâmicas poderiam levar à perda de uma posição de vôo estável .

Por esta razão, a aeronave deve ter que manter uma distância correspondente uma da outra, em particular durante a decolagem e o pouso. Os vórtices de aerofólio gerados pela asa, cujos vórtices resultam da ação de rolamento continuo, põem em perigo a aeronave que segue, e são um fator limitan-te para determinar as freqüências de decolagem e pouso.

SUMÁRIO DA INVENÇÃO

Dentre outras coisas, pode ser um objetivo da presente invenção criar um sistema e um método correspondente par reduzir vórtices de aerofólio que surgem a partir da a-ção de rolamento continua, e assim reduzir o tempo de decaimento de esteira no caso de aeronave.

Este objetivo pode ser atingido como especificado nas reivindicações independentes. Modalidades exemplares a-dicionais da invenção são estabelecidas nas reivindicações subordinadas.0 sistema de acordo com a invenção compreende um componente na extremidade de uma asa de uma aeronave, cujo componente, a fim de perturbar a ação de rolamento do ar na região da asa externa, pode periodicamente ser articulado em um eixo que se estende de modo a ser essencialmente perpendicular à direção de vôo. Esta ação de rolamento do ar pode resultar do fluxo de ar que está em contato com a asa e da diferença resultante em pressão entre o topo da asa e o lado de baixo da asa.

Sistema de acordo com a presente invenção pode ser integrado em componentes existentes, em que soluções independentes são também imagináveis. Alternativamente, o sistema de acordo com a invenção pode ser combinado com componentes existentes. Nas descrições subseqüentes e figuras inclusas das modalidades, estes componentes são referidos como "asinhas" ou "limitadores de ponta de asa". Hoje, estes componentes aerodinamicamente eficazes que são integrados nas extremidades das asas forma parte de quase toda a aeronave comercial maior.

De acordo com outra modalidade exemplar da invenção, o componente periodicamente articulado está localizado no topo da asa e compreende um elemento fixo e um primeiro e um segundo elemento de asa articulado. 0 primeiro e o segundo elemento de asa articulável são, por exemplo, dispostos lado a lado à jusante do elemento fixo, e podem ser dobrados para fora com relação um ao outro. De acordo com este aper-feiçoamento da invenção, especialmente os elementos de asa articuláveis em suas posições dobradas podem ser periodicamente articulados para frente e para trás com relação ao eixo que se estende de modo a ser essencialmente perpendicular em relação à direção de vôo, em que uma posição relativa dos elementos de asa em relação um ao outro é constante, ou de acordo com uma alternativa, é mudado durante o procedimento de articulação.De acordo com outra modalidade da invenção, o componente compreende um primeiro elemento de asa móvel no topo da asa e um segundo elemento de asa móvel no lado de baixo da asa. 0 primeiro elemento de asa e o segundo elemento de asa são de preferência voltados um para o outro na região da asa externa.

De acordo com ambas as modalidades da invenção, como descrito no parágrafo precedente acima, os elementos de asa podem ser controlados em uma primeira posição na qual os elementos de asa se estendem essencialmente paralelos em relação à direção de vôo, e em uma segunda posição em que o primeiro elemento de asa é dobrado para fora (para longe da fuselagem) em um primeiro ângulo de deflexão predeterminado em relação à direção de vôo, e o segundo elemento de asa é dobrado para dentro (na direção da fuselagem) em um segundo ângulo de deflexão predeterminado com a direção de vôo. Desta maneira, o coeficiente de resistência da aeronave é aumentado por um valor predeterminado (dependendo da configuração, enquanto mantém a sustentação quase constante). Sem reajustar a impulsão, desta maneira uma descida mais Íngremeou mergulho (trajetória de planagem), é assim iniciada.Para interferência controlada com a ação de rolamento do ar na região da asa externa, na segunda posição, os elementos de asa são periodicamente movidos para frente e para trás a uma velocidade predeterminada entre uma posição final externa e uma posição final interna. A velocidade pode por exemplo ser constante ou pode mudar.

Durante a ação de articulação periódica, o primeiro e o segundo ângulo de deflexão dos elementos de asa são tais que o coeficiente de resistência do aerofólio permanece constante, e como um resultado não existe efeito negativo no conforto do passageiro porque nenhuma mudança em impulso o-corre.

De acordo com a invenção, por exemplo na fase de pouso, os primeiro e segundo elementos de asa podem ser controlados a partir de uma primeira posição em que os elementos de asa são dobrados j untos e em que os primeiro e segundo ângulos de deflexão são zero, para uma segunda posição, em que o primeiro elemento de asa a um primeiro ângulo de deflexão predeterminado é dobrado para fora, e o segundo e-lemento de asa a um segundo ângulo predeterminado com relação ao eixo que se estende na direção de vôo é dobrado para dentro. Subseqüentemente, em uma segunda etapa, os elementos de asa que são dobrados desta maneira podem ser movidos periodicamente para frente e para trás (na direção de vôo) entre uma primeira posição final e uma segunda posição final, em um eixo que é essencialmente perpendicular em relação à direção de vôo, em que, durante o movimento de articulação,os primeiro e segundo ângulos de deflexão são controlados tal que um coeficiente de resistência da asa permanece constante . Desta maneira, os vórtices de aerofólio são perturbados , e turbulência de esteira da aeronave é assim reduzida.De acordo com a invenção, é assim possivel encurtar o assim chamado tempo de perturbação é determinado por seu tempo de esteira e decaimento da dita esteira. 0 termo "tempo de perturbação" de uma aeronave refere-se ao tempo de espera minimo entre a decolagem e o pouso de uma aeronave até a decolagem ou pouso seguro permitido de uma aeronave seguinte. Dependendo da intensidade e extensão ou alongamento da esteira, resultam em tempos de decaimento diferentes, de acordo com os quais uma aeronave é então classificada em classes de perturbação.

De acordo com a invenção, um aumento em capacidade de aeroportos pode ser obtido sem pistas de decolagem e pouso adicionais reduzindo os tempos de perturbação da aeronave entre um e outro por meio do sistema e método de acordo com a invenção.

DESCRIÇÃO CURTA DOS DESENHOS

Abaixo, modalidades exemplares da invenção são descritas com referência aos desenhos. Nos desenhos:

a Figura 1 mostra uma vista parcial em perspectiva diagramática de uma aeronave com um sistema de acordo com uma primeira modalidade da invenção;

as Figuras 2a-2d mostram vista de topo diagramática s do sistema de acordo com a primeira modalidade da invenção em vários estados;a Figura 3 mostra uma vista parcial em perspectiva diagramática de uma asa com um sistema de acordo com uma segunda modalidade da invenção; e

as Figuras 3a-3d mostram vistas de topo diagramá-ticas do sistema de acordo com a segunda modalidade da invenção em vários estados.

Abaixo, os mesmo caracteres de referência são usados por componentes idênticos nas várias vistas das figuras.

DESCRIÇÃO DETALHADA DAS MODALIDADES EXEMPLARES

A Figura 1 mostra uma vista parcial em perspectiva diagramática de um sistema 1 de acordo com uma primeira modalidade .

0 sistema 1 compreende um componente 2 que está disposto na região de borda mais externa de uma asa 3 de uma aeronave (não mostrada).

Como mostrado na Figura 1, de acordo com a primeira modalidade da invenção, o componente 2 está disposto no topo 4 de uma asa a fim de perturbar uma corrente de ar que flui do lado de baixo 5 da asa para o topo 4 da asa (ação de rolamento).

0 componente 2, de acordo com a primeira modalidade, compreende um elemento fixo 6, um primeiro elemento de asa 7 e um segundo elemento de asa 8. Na Figura 1, o segundo elemento de asa 8 está atrás do primeiro elemento de asa 7 e é coberto pelo dito elemento de asa 7.

0 primeiro e segundo elementos de asa 7, 8 são dispostos à jusante do elemento fixo 6 e são fixados de modo articulado no elemento fixo 6 em um eixo que se estende demodo a ser essencialmente perpendicular à direção de vôo. Na Figura 1, o eixo de articulação é mostrado em uma linha trace j ada. 0 elemento fixo 6 e os elementos de asa 7, 8 se estendem de preferência na direção de vôo e são desenhados para serem correspondentemente aerodinâmicos -

A Figura 2a mostra uma vista de topo do sistema 1 de acordo com a Figura 2 em um primeiro estado.

Neste primeiro estado, o primeiro elemento de asa 7 e o segundo elemento de asa 8 são dobrados juntos, com suas superfícies internas respectivas voltadas uma para a outra e de preferência contatando levemente uma a outra. 0 estado 1 dos elementos de asa 7, 8 está por exemplo presente durante o vôo normal. Neste estado, que é também referido como uma posição de retorno, o coeficiente de resistência e o coeficiente de sustentação estão essencialmente a um valor constante especifico de aeronave.

Como mostrado na Figura 2a, o elemento fixo 6 e os elementos de asa dobrados 7, 8 se estendem essencialmente na direção de vôo A, formando assim uma unidade aerodinâmica.

A Figura 2b mostra um segundo estado dos elementos de asa 7, 8. Este segundo estado existe, por exemplo, no começo da aproximação do chão. A fim de controlar os elementos de asa 7, 8 de modo que assume seu segundo estado é, por e-xemplo, possível usar o sistema de controle central da aeronave .

Como mostrado na Figura 2b, o primeiro elemento de asa 7 é defletido por um ângulo 5U para o lado de fora, a-fastado da fuselagem (não mostrada). 0 segundo elemento deasa 8 é defletido por um ângulo 5Q para o lado de dentro na direção da fuselagem (não mostrado) . Os ângulos õu/ õ0 são relativos em relação ao eixo de direção de vôo A. Neste segundo estado, o coeficiente de resistência aumenta enquanto 5 o coeficiente de sustentação permanece o mesmo. Como uma conseqüência da deflexão de ângulo õu e õG dos elementos de asa 7, 8 uma mudança constante na esteira de asa ocorre.

0 tamanho das deflexões de ângulo 5U e õQ é especifico de aeronave, com valores ótimos por exemplo sendo de- terminado no túnel de vento.

A Figura 2c mostra um terceiro estado dos elementos de asa 7, 8, em que, de sua posição média mostrada na Figura 2b, os elementos de asa 7, 8, enquanto mantém suas posições relativas em relação um ao outro, são articulados para fora em uma posição final externa. De acordo com a Figura 2c, a posição final externa do processo de articulação é atingida quando o segundo elemento de asa 8 se estende essencialmente paralelo para o eixo de direção de vôo A. O movimento rotativo dos elementos de asa 7, 8 nesta posição fi- nal externa ocorre a uma velocidade rotativa predeterminada. O controle deste movimento rotativo pode, por exemplo, ser assumido pelo sistema de controle de aeronave central.

Na posição final externa, como mostrado na Figura 2c, a direção de rotação do movimento é mudada e os elemen- tos de asa 7, 8 são rodados para uma posição final interna, como mostrado na Figura 2d- Neste ponto, a direção de rotação muda novamente, e um novo ciclo começa.

Durante a seqüência de movimento descrita acima,de posição final para a posição final, os ângulos de defle-xão 5U e õ0 dos elementos de asa 7, 8 são de preferência controlados tal que o coeficiente de resistência permanece constante. Como um resultado desta seqüência de movimento periódico dos elementos de asa 7, 8, a ação de rolamento continuo do ar na região da asa externa é perturbada, que leva a uma redução da turbulência de esteira gerada.

A Figura 3 mostra uma segunda modalidade do sistema 1, de acordo com a invenção, em uma disposição como um assim chamado limitador de ponta de asa.

De acordo com esta modalidade, o sistema 1 de a-cordo com a invenção compreende um primeiro elemento de asa 9 e um segundo elemento de asa 10, que são dispostos na extremidade externa de um aero fólio 3 de uma aeronave (não mostrada). Em particular, o primeiro elemento de asa 9 está disposto no topo 4 da asa, enquanto o segundo elemento de asa 10 é disposto no lado de baixo 5 da asa. Em um ponto de articulação B, os elementos de asa 9, 10 são articuláveis de modo essencialmente perpendicular em relação à direção de vôo, como mostrado nas Figuras 3a-3d.

As Figuras 3a-3d fornece vistas de topo do topo 4 da asa do sistema 1 mostrado na Figura 3. Como mostrado na Figura 3a, em uma maneira que é similar à situação na primeira modalidade, em um primeiro estado os elementos de asa 9, 10 estão em uma posição de retorno em que os elementos de asa 9, 10 não estão defletidos para dentro ou para fora com relação ao eixo de direção de vôo A. Na Figura 3a, a vista de topo somente mostra o elemento de asa 9, enquanto o ele-mento de asa 10 que está situado abaixo dele na figura é encoberto .

A Figura 3b mostra os elementos de asa 9, 10, de-fletidos pelo ângulo de deflexão õu e õQ em uma maneira que é similar à situação na primeira modalidade.

A Figura 3c mostra um terceiro estado, em que os elementos de asa 9, 10 são articulados para fora enquanto mantêm suas posições relativas em relação um ao outro, em uma maneira que é similar à situação na primeira modalidade.

A Figura 3d mostra os elementos de asa 9, 10 em um quarto estado, em que são articulados para dentro. Os processos aerodinâmicos nos estados 1 a 4, como mostrado nas Figuras 3a-3d, correspondem àqueles de acordo com a primeira modalidade, e não são portanto descritos novamente.

Embora a invenção tenha sido descrita com referência às modalidades preferidas, subentende-se que uma pessoa versada na técnica pode fazer mudanças neste campo sem deixar o escopo de proteção da invenção.Por exemplo, mais que dois elementos de asa podem ser usados e, enquanto mentem uma posição relativa predeterminada em relação um ao outro, podem periodicamente ser articulados em velocidades diferentes em um eixo de direção de vôo. Embora de acordo com as modalidades preferidas, tenha sido descrito em parte que os estados 3 e 4 são assumidos enquanto mantêm as posições relativas dos elementos de asa, é, claro, possivel para as posições relativas dos elementos de asa em relação um ao outro mudar durante o movimento rotativo periódico. Um coeficiente de resistência praticamenteconstante durante o movimento rotativo periódico é uma dada exigência na medida em que os passageiros da aeronave não são expostos a quaisquer forças de aceleração ou forças de desaceleração significantes. 5 Em adição, deve ser mostrado que "compreendendo"

não exclui outros elementos ou etapas, e "um" não exclui um número plural. Além do mais, deve ser mostrado que características ou etapas que foram descritas com referência a uma das modalidades acima podem também ser usadas em combinação 10 com outras características ou etapas de outras modalidades descritas acima. Caracteres de referência nas reivindicações não são para serem interpretados como limitações. LISTA DE REFERÊNCIA

<table>table see original document page 13</column></row><table>

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Sistema para reduzir a turbulência de esteira de uma aeronave, CARACTERIZADO pelo fato de que compreende um componente (6, 7, 8, 9, 10) que pode ser fixado na extremidade de uma asa da aeronave (3), cujo componente, a fim de perturbar a ação de rolamento do ar na região da asa externa, pode periodicamente ser articulado na direção de vôo (A) .

2. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADO pelo fato de que o componente está localizado no topo da asa (4) e compreende um elemento fixo (6) e um primeiro e um segundo elemento de asa articulável (7, 8) , cujos elementos de asa são dispostos lado a lado à jusante do elemento fixo (6), e podem ser dobrados com relação um ao outro na direção de vôo (A).

3. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADO pelo fato de que o componente compreende um primeiro elemento de asa móvel (9) no topo (4) da asa e um segundo elemento de asa móvel (10) no lado de baixo da asa, cujo segundo elemento de asa é essencialmente oposto ao primeiro elemento de asa (9).

4. Sistema, de acordo com a reivindicação 2 ou 3, CARACTERIZADO pelo fato de que os elementos de asa (7, 8, 9, 10) em uma primeira posição se estendem de modo a serem essencialmente paralelos à direção de vôo, e em uma segunda posição, o primeiro elemento de asa (7, 9) é dobrado para fora a um primeiro ângulo de deflexão predeterminado (õu) em relação ao eixo de direção de vôo (A), e o segundo elementode asa (8, 10) é dobrado para dentro a um segundo ângulo de deflexão predeterminado (60) em relação ao eixo de direção de vôo (A).

5. Sistema, de acordo com a reivindicação 4, CARACTERIZADO pelo fato de que a fim de perturbar a ação de rolamento do ar na região da asa externa, na segunda posição, os elementos de asa (7, 8; 9, 10) são periodicamente articuláveis pra frente e para trás a uma velocidade predeterminada entre uma posição final externa e uma posição final interna.

6. Sistema, de acordo com a reivindicação 5, CARACTERIZADO pelo fato de que durante a ação de articulação periódica, o primeiro e o segundo ângulo de deflexão (õu, õ0) são tais que o coeficiente de resistência do aerofólio (3) permanece constante.

7.

Método para reduzir a turbulência de esteira de uma aeronave com o sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, CARACTERIZADO pelo fato de que compreende as etapas de:controlar o primeiro e o segundo elemento de asa (7, 8; 9, 10) de uma primeira posição, em que os elementos de asa são dobrados juntos e se estendem essencialmente paralelos em relação a um eixo (A), que se estende na direção de vôo, em uma segunda posição, em que o primeiro elemento de asa (7, 9) é dobrado para fora a um primeiro ângulo de deflexão predeterminado (õu) , e o segundo elemento de asa (8, 10) é dobrado para dentro a um segundo ângulo de deflexão predeterminado

(50)

em relação ao eixo (A) se estendendona direção de vôo; earticular periodicamente os elementos de asa (7, 8; 9, 10) na segunda posição entre uma primeira posição final e uma segunda posição final, em que durante o movimento 5 de articulação, o primeiro e o segundo ângulo de deflexão (5Uf õ0) são controlados tal que o coeficiente de resistência do aerofólio (3) permanece constante.