BRPI0619664B1

BRPI0619664B1 - Aeronave

Info

Publication number: BRPI0619664B1
Application number: BRPI0619664-0A
Authority: BR
Inventors: Fol Thierry; Jimenez Philippe; Namer Arnaud
Original assignee: Airbus Operations Sas
Priority date: 2005-11-08
Filing date: 2006-11-06
Publication date: 2018-06-12
Also published as: RU2008123002A; JP2009514725A; JP5431728B2; CN101304918A; CA2626098A1; RU2424157C2; EP1945502B1; CN101304918B; FR2892999A1; ATE431287T1; DE602006006865D1; EP1945502A1; US20090078830A1; US8177170B2; FR2892999B1; CA2626098C; BRPI0619664A2; WO2007054635A1

Abstract

aeronave. a presente invenção refere-se a uma aeronave (10) compreendendo: uma fuselagem (12) , - duas asas (14, 16) à qual são fixadas nacelas de motores e que são ligadas cada uma à fuselagem nos dois lados dela, por uma carenagem central, formando a carenagem central (18, 20) em correspondência com cada asa, duas superfícies opostas ligadas respectivamente ao extradorso e ao intradorso da respectiva asa e que se estendem longitudinalmente ao longo da fuselagem, caracterizada pelo fato de pelo menos uma das duas superfícies apresentar pelo menos uma deformação geométrica local (50, 52, 54, 56, 58) que é designada para gerar interferências laterais aerodinâmicas sobre a carenagem central em direção à asa com a finalidade de controlar o fluxo do ar sobre a asa.

Description

(54) Título: AERONAVE (51) Int.CI.: B64C 23/00; B64C 7/00 (30) Prioridade Unionista: 08/11/2005 FR 0511337 (73) Titular(es): AIRBUS OPERATIONS SAS (72) Inventor(es): THIERRY FOL; PHILIPPE JIMENEZ; ARNAUD NAMER

AERONAVE.

A presente invenção refere-se a uma aeronave, especialmente, â carenagem central que permite a junção entre a fuselagem e cada uma das asas da aeronave.

No setor aeronáutico inúmeras e constantes pesquisas realizadas para melhorar o desempenho dos aviões nas diferentes condições de vôo (vôo cruzeiro, vôo de cruzeiro rápido, início de descida, limites das impulsões de vôo etc).

Por outro lado, por diversas razões, por exemplo, para elevar a autonomia dos aviões e também para elevar a carga útil transportada pelos aviões, pode ser necessário trocar os motores existentes dos aviões por motores de maior porte.

Disso resulta uma piora dos desempenhos aerodinâmicos dos aviões assim modificados.

Os engenheiros aeronáuticos procuram obter, portanto, melhores desempenhos dos aviões remotorizado^, sem todavia, questionar a estrutura das asas desses últimos.

A presente invenção provê, para tanto, uma aeronave compreendendo:

- uma fuselagem

- duas asas em que são fixadas nacelas de motores e que são unidas cada uma lateralmente à fuselagem nos dois lados por uma carenagem central, a carenagem central compreendendo em cada asa duas superfícies opostas ajustadas, respectivamente, ao extradorso e ao intradorso da referida asa e que se estendem longitudinalmente ao longo da fuselagem, tipicamente apresentando pelo menos uma das duas superfícies no mínimo uma deformação geométrica local adaptada para gerar perturbações laterais aerodinâmicas da carenagem central para a asa com a finalidade de controlar o fluxo do ar sobre a asa. Conferindo localmente a pelo menos uma dessas superfícies uma forma geométrica apropriada, a carenagem assim adequada está apta a agir favoravelmente sobre o fluxo de ar da estrutura da asa gerando ondas de pressão que se propagam em direção da extremidade livre da respectiva asa.

Essas ondas de pressão permitem reorganizar à distância o campo de pressão sobre a estrutura da asa.

Notaremos que a escolha das deformações geométricas locais trazidas para a superfície da carenagem permite diminuir a resistência aerodinâmica da aeronave, sem modificar de maneira significativa sua massa e seu custo de fabricação.

As ondas deformadas geradas por uma ou mais zonas deformadas da superfície considerada, dependendo da natureza da ou das deformações geométricas, podem ser ondas de distensão de compressão ou uma combinação das duas.

A ou as deformações geométricas locais podem se estender longitudinalmente ao longo da fuselagem.

Notaremos que, no estado da técnica, não foi prevista formação sobre a carenagem central de forma especial, e geralmente as superfícies que formam a cobertura da carenagem, possuem uma curvatura longitudinal geral muito tênue e regular, até mesmo uma curvatura nula.

A invenção, em contrapartida, prevê conferir pelo menos a uma das superfícies da carenagem uma curvatura mais acentuada em relação ao estado da técnica, sobre uma ou mais zonas da superfície referida.

Essa curvatura é formada, de modo principal, em sentido longitudinal ao longo da fuselagem (curvatura principal) secundário, em sentido transversal â altura da fuselagem (curvatura e de modo correspondendo secundária).

Segundo uma característica, pelo menos uma deformação

Ao contrário, (ao longo de elevado até geométrica local se traduz por uma diminuição do raio de curvatura local de pelo menos uma zona da superfície considerada.

sem a invenção o raio de curvatura local toda a §uperfície) tem um valor muito mesmo infinito, quando a curvatura

ΛΟ <L )· longitudinal geral da superfície é muito tênue, até mesmo nula.

Segundo uma característica, pelo menos uma deformação geométrica local tem uma localização e uma amplitude que dependem principalmente de parâmetros aerodinâmicos da aeronave.

Assim, para obter o efeito procurado sobre o fluxo de ar sobre a estrutura da asa, é preferível ter em conta esses parâmetros para conformar localmente as superfícies correspondentes da carenagem.

Segundo uma característica, os parâmetros aerodinâmicos sao aqueles relativos à fuselagem, às asas, às nacelas dos motores e à velocidade da aeronave.

Segundo uma característica, a deformação geométrica local toma a forma de uma convexidade local, que permite criar uma onda de distensão no fluxo.

Segundo uma característica, a convexidade toma a forma de um relevo.

Segundo uma característica, a deformação geométrica local

0 toma a forma de uma concavidade local, que permite criar uma onda de compressão no fluxo.

Segundo uma característica, a concavidade toma a forma de uma cavidade.

Segundo uma característica, a cavidade é formada por duas partes de superfície inclinadas que se juntam no fundo da cavidade em uma zona de ruptura da inclinação.

Segundo uma característica, ao menos uma das duas superfícies apresenta muitas deformações geométricas locais sucessivas que se estendem ao longo da fuselagem, alternando localmente convexidade e concavidade.

Combinando-se sucessivamente várias convexidades e concavidades, realiza-se assim um controle fino do fluxo sobre a estrutura da asa que permite se adaptar o máximo possível às características da estrutura da asa e às limitações de fabricação.

Segundo uma característica, geométrica local é realizada pelo menos uma deformação sobre a superfície unida ao

Μ extradorso da asa.

A modificação da carenagem superior é particularmente adaptada à regulação do mecanismo da zona supersônica do extradorso da asa.

Segundo uma característica pelo menos uma deformação geométrica local é realizada sobre a superfície unida ao intradorso da asa.

A modificação da carenagem inferior é particularmente adaptada à regulação do mecanismo dos gradientes de pressão sobre o intradorso da asa.

Segundo uma característica, a carenagem central comporta um conjunto de uma pluralidade de elementos de estrutura tendo cada um uma parte de superfície, cada uma das superfícies opostas da carenagem central em correspondência com cada asa sendo formada por um conjunto de partes de superfícies de elementos de estrutura, justapostas.

As demais características e vantagens são relacionadas no decorrer da descrição a seguir, feita unicamente em caráter limitativo e sendo feita referência aos desenhos anexos, onde:

- a figura 1 mostra uma vista geral esquemática de uma aeronave, de acordo com a invenção;

a figura 2 mostra uma vista esquemática de uma carenagem central de uma aeronave;

a figura 3 mostra uma vista esquemática parcial mostrando o conjunto dos elementos da estrutura constitutiva da carenagem;

- as figuras 4 a, 4b e 4c ilustram em uma vista de cima de três exemplos de geometrias possíveis da interface fuselagem/ estrutura da asa da aeronave da figura 1;

as figuras 5^a e 5b ilustram respectivamente a distribuição dos campos de pressão sobre a estrutura da asa sem a invenção e com a invenção;

- as figuras 6 a e 6b são vistas esquemáticas parciais respectivas de cima e em perspectiva da interface fuselagem / estrutura da as sobre uma aeronave modelo A η

¢.

340, sem conformação geométrica específica desta última;

- as figuras 6c e 6d são vistas esquemáticas parciais respectivas de cima e em perspectiva da interface das figuras 6 a e 6b com a conformação geométrica, de acordo com a invenção, ilustrada na figura 4 a;

- as figuras 7 a e 7b são vistas esquemáticas parciais respectivas de cima e em perspectiva da interface fuselagem / estrutura da asa de uma aeronave modelo A 380, sem conformação geométrica especial.

- as figuras 7 c e 7d são vistas esquemáticas parciais respectivas de cima e em perspectiva da interface fuselagem/ estrutura da asa das figuras 7 a e 7b respectivamente, com uma configuração geométrica, de acordo com a invenção, ilustrada na figura 4b.

- a figura 7e mostra de maneira esquemática parcial, numa vista de cima, o perfil dos elementos que constituem a carenagem;

- as figuras 8 a e 8b são vistas esquemáticas parciais respectivas de cima e em perspectiva de uma interface fuselagem / estrutura da asa de uma aeronave modelo A 320, sem conformação especial;

- as figuras 8c e 8d mostram vistas esquemáticas parciais respectivas de cima e em perspectiva da interface fuselagem / estrutura da asa das figuras 8 a e 8b respectivamente, com a conformação de acordo com a invenção, ilustrada na figura 4 c.

Conforme mostra a figura 1 uma aeronave, de acordo com a invenção, assinala pelo número de referência 10, compreende uma fuselagem 12 em que a estrutura da asa

0 compreende duas asas laterais 14, 16, ligadas lateralmente à fuselagem nas duas partes da mesma por uma interface fuselagem / estrutura da asa.

Elementos de alojamento de motores são fixados âs asas 14 e 16 e um elemento de aloj amento de motor 18, por exemplo, é fixado à cada asa, conforme ilustrado na figura 1.

A interface fuselagem / estrutura da asa compreende uma ^£) interface mecânica estrutural (não representada nas figuras) que é recoberta por uma interface aerodinâmica constituída da carenagem central 20.

A carenagem central 20 é constituída de muitos elementos 5 estruturais formando placas ou painéis colocados de maneira unida e rebitada ou aparafusada sobre a interface mecânica estrutural subjacente e que conferem ao conjunto uma forma de carcaça (figura 2).

A carenagem central das figuras 1 e 2 comporta duas partes 22, 24 que ficam respectivamente em correspondência com as asas 14, 16.

Na parte esquerda 22 ea parte direita 24 são providas respectivamente duas aberturas 2 6 e 28 para a união das duas asas 14, 6.

Cada parte da carenagem central em concordância com uma asa comporta duas superfícies opostas, uma superior 30 para a parte 22, 32 para a parte 24, e outra inferior 34 para a parte 22, 36 para a parte 24 e que são ligadas respectivamente ao extradorso e ao intradorso da asa concernente.

Como podemos observar na figura 2, os elementos estruturais, que formam a carenagem central, possui cada um uma parte de superfície formando uma parte de uma superfície da carenagem. Mais especialmente, cada uma das superfícies opostas superior e inferior de cada parte 22, 24 da carenagem central é formada por um conjunto de partes da superfície dos elementos estruturais citados, estando estas partes da superfície alinhadas umas ao lado das outras de maneira a constituir uma superfície plana da interface aerodinâmica.

Assim, na figura 2 a superfície superior 30 compreende os elementos estruturais unidos 3 0 a, 30b, 3 0c, enquanto a superfície inferior 34 compreende os elementos estruturais unidos 34 a, 34b, 34c, 34d.

Na figura 3, representamos de modo parcial um elemento estrutural 40 (painel) constitutivo da superfície superior 30 e que é montado sobre a fuselagem 12 em

H·

V concordância com a asa 40. Suportes de fixação em forma de esquadro 42, 44 sólidos da fuselagem e ã espera de recepção de um outro elemento estrutural da carenagem central estão igualmente ilustrados. Os suportes de fixação também são visíveis na figura 2.

A superfície de cada carenagem central, a saber, aquela que está em contato com o extradorso da estrutura da asa, e a superfície interna deste último, aquela que está em contato com o intradorso da estrutura da asa apresentam de modo convencional no estado da técnica uma curvatura geral muito tênue e regular, até mesmo nula sobre certas aeronaves.

A invenção prevê formar uma e/ou outra dessas superfícies conferindo localmente a uma ou várias zonas da superfície considerada uma ou várias deformações geométricas que se estendem, por exemplo, longitudinalmente ao longo da fuselagem.

A ou as deformações geométricas locais da ou das superfícies são adaptadas para gerar perturbações laterais aerodinâmicas, deslocáveis desde a carenagem central em direção da ponta da asa concernente, com a finalidade de controlar o fluxo de ar sobre a asa.

O acréscimo de formas volumétricas laterais sobre cada carenagem central, seja por acréscimo de elementos estruturais adaptados sobre os elementos estruturais existentes da carenagem central, ou por substituição de um ou vários desses últimos por elementos estruturais adaptados, permite controlar o fluxo de ar sobre a estrutura da asa, assim como controlar interferências que

0 podem ocorrer, por exemplo, em caso de troca de motores (motor de porte maior, motor com acentuada taxa de diluição, aumento de autonomia e/ou da carga útil transportada pela aeronave).

A modificação da geometria da carenagem central de junção entre a fuselagem e a estrutura da asa, de acordo com a invenção, permite ajustar a pressão do ar sobre a estrutura da asa, notadamente, melhorando o campo de ίΛ pressão que se desenvolve sobre o extradorso e/ou o intradorso da estrutura da asa, de acordo com a parte da carenagem concernente pela conformação (parte superior e/ou inferior).

Assim, a modificação da geometria local de uma ou duas superfícies opostas de cada parte 22, 24 da carenagem central que são ligadas respectivamente ao extradorso e ao intradorso da estrutura da asa, permite especialmente melhorar o fluxo de ar sobre a asa no caso de forte interferência entre a asa ou as nacelas de motor e a fuselagem.

A invenção permite, especialmente, melhorar desempenhos aerodinâmicos do avião nas diferentes condições de vôo(cruzeiro, cruzeiro rápido, começo de descida, limite de cobertura de vôo) e também melhorar a flexibilidade do avião para números Mach elevados.

Notaremos que os elementos que formam as superfícies superior e inferior opostas de cada parte da carenagem podem ser executados em um material deformável em vôo por atuadores com a finalidade de adaptar-se a eficácia da invenção a uma ampla gama de condições de vôo.

A deformação é então induzida por um deslocamento da superfície ou de uma parte dela.

A ou as deformações geométricas locais trazidas às superfícies da carenagem podem assim ser realizadas de maneira dinâmica e adaptadas (em tempo real) em função das condições de vôo e do efeito procurado.

Cada deformação geométrica local apresenta tipicamente uma forma que será mais detalhada a seguir, assim como uma localização sobre a superfície ao longo da fuselagem (por exemplo, em relação ao bordo de ataque da asa) e por sua amplitude.

A localização e amplitude das formas geométricas providas localmente na superfície dependem, principalmente, de parâmetros aerodinâmicos da aeronave.

Esses parâmetros são especialmente a velocidade da aeronave e os parâmetros relativos à fuselagem, a estrutura da asa e aos motores.

Quando se olha de cima o perfil da superfície da carenagem central ligada ao extradorso da asa, são considerados três tipos de formas geométricas conforme ilustrado em traço cheio nas figuras 4a, 4b e 4c.

Podemos observar que nessas figuras a parte dianteira da aeronave situa-se à esquerda do desenho, enquanto que a parte traseira situa-se à direita.

As particularidades geométricas locais providas em uma e/ou a outra das duas superfícies opostas da carenagem central se traduzem por uma diminuição do raio de curvatura local da superfície considerada.

As formas representadas nas figuras 4a - c correspondem às curvaturas principais das deformações geométricas consideradas, estando as curvaturas secundárias transversais dispostas perpendicularmente ao plano das figuras (seguindo a altura da fuselagem) e sendo de menor extensão em relação àquela das curvaturas principais.

A forma geométrica local ilustrada na figura 4 a toma o aspecto de uma convexidade local de um relevo que se estende preferivelmente longitudinalmente ao longo da fuselagem (curvatura principal) e de maneira menos pronunciada, seguindo uma direção perpendicular ao plano da figura (curvatura secundaria).

Uma tal configuração local da superfície pode produzir interferências laterais que se propagam desde a carenagem central em direção â extremidade da asa e que tomam a forma de ondas de relaxamento do fluxo.

Representamos também na figura 4a em pontilhado o perfil da superfície da carenagem central em vista de cima na ausência da invenção.

Conforme ilustrado na figura 4b, uma outra forma geométrica possível reveste o aspecto de uma concavidade local que toma, por exemplo, a forma de uma cavidade estendendo-se especiaimente em sentido longitudinal da fuselagem (curvatura principal) e, de maneira secundária, seguindo uma direção perpendicular ao plano da figura irt (curvatura secundaria).

Uma tal deformação local pode produzir interferências laterais, propagando-se da carenagem central para a extremidade da asa e que tomam a forma de ondas de compressão do fluxo iniciando um choque fraco.

Nessa figura também aparece ilustrado em linha pontilhada o perfil da superfície da carenagem central em vista de cima, sem a invenção.

Mais particularmente, a cavidade é formada por duas partes da superfície inclinadas que se juntam no fundo da cavidade em uma zona de ruptura da inclinação.

Aliás, podemos observar que uma tal geometria apresenta um aspecto de uma rampa e que a concavidade local pode comportar ou não uma fenda no fundo dela.

É possível que o fundo da cavidade não comporte uma zona de quebra de incl inação e sej a em forma de uma concavidade.

A simplicidade da aplicação industrial permite decidir se é preferível ter uma ruptura de inclinação nítida (coincidindo, por exemplo, com uma articulação entre dois painéis constituindo elementos estruturais da carenagem) ou se é preferível inserir um pequeno raio de união entre as duas zonas, apresentando inclinações diferentes dirigidas pela adaptação aerodinâmica (por exemplo, no caso de um painel estrutural único integrando as duas zonas a diferentes inclinações).

Na figura 4c, aparecem ilustradas várias deformações geométricas locais sucessivas estendendo-se ao longo da fuselagem e que alternam localmente convexidade e concavidade. As deformações apresentam uma extensão menos pronunciada em uma direção perpendicular ao plano da figura.

Mais particularmente, a forma geométrica ilustrada na figura 4c compreende a sucessão de uma primeira convexidade de uma concavidade e de uma segunda convexidade.

Tais modificações geométricas locais da superfície da

Μ carenagem central produzem interferências laterais do tipo ondas de distensão ou ondas de compressão isentrópicas.

Notaremos que, de maneira geral, as deformações 5 geométricas indicadas nas figuras se traduzem por uma forte variação da curvatura local (seguindo uma seção longitudinal da carenagem) em relação ao raio de curvatura elevado geralmente adotada no estado da técnica para as superfícies laterais opostas da carenagem.

Por outro lado, qualquer combinação de convexidade e de concavidade é igualmente possível em função da finalidade desejada: uma só convexidade seguida de uma concavidade ou o inverso, duas concavidades enquadrando uma convexidade.

As figuras 5 a e 5b ilustram respectivamente sobre o extradorso de uma asa a distribuição de campos de pressão delimitados por linhas isobãricas, com ou sem a invenção. Notaremos que as zonas de fraca pressão são aquelas coloridas em tom escuro aquelas de forte pressão são coloridas em tom claro.

Assim, sem a invenção, na figura 5 a podemos observar em frente da nacela do motor 41 uma zona 43 formando uma rede de linhas isobares estreitas correspondendo a um forte gradiente de pressão.

Uma tal zona é, portanto a sede de fenômenos de pressão e de compressão com elevadas taxas o que é prejudicial porque gera arrasto de choque.

Na figura 5b configuramos de modo específico o flanco superior da carenagem (partes 22 e 24) através de deformações geométricas apropriadas do tipo daquelas ilustradas na figura 4c a fim de criar sucessivamente uma onda de distensão 45, uma onda de compressão 46 e uma onda de distensão 47 no fluxo de ar sobre a estrutura da asa.

Estas ondas de pressão (flutuações de pressão e de depressão) se propagam lateralmente em relação à direção longitudinal de fuselagem, da carenagem para a extremidade da asa no cerne das zonas de velocidade supersônica existente sobre o extradorso da estrutura da asa. Essas ondas de pressão interagem com o fluxo de ar da estrutura de asa, inicialmente à pequena distância da carenagem: a primeira onda de distensão 45 e a onda de compressão 46 contribuem para aumentar a pressão local na zona 49a até obter um choque fraco e a segunda onda de distensão 47 contribui para reduzir o gradiente de pressão na zona 49b.

Os fenômenos que se iniciam nas zonas 4 9a e 4 9b, se propagam no sentido da envergadura, permitindo assim controlar o escoamento da estrutura da asa, reorganizando à distância da carenagem, o gradiente de pressão sobre a asa e notadamente na zona 43.

Notaremos que em função do tipo de deformações geométricas, de seu número, de sua localização e de sua amplitude é possível gerar ondas de pressão adaptadas que vão agir sobre a estrutura da asa à distância desejada com relação â carenagem, ajustando o campo de pressão (reorganização das linhas de pressão) de maneira apropriada em relação ao alvo desejado.

Mais particularmente, a reorganização do campo de pressão na zona 43 em frente da nacela do motor se traduz por uma dilatação de linhas de pressão nessa zona para reduzir o gradiente de pressão e por uma redistribuição espacial dessas linhas de pressão.

Assim, duas pequenas redes 48a e 48b de linhas de pressão menos estreitas que antes aparecem nesta zona e são a sede de dois pequenos aumentos de pressão sucessivos onde, antes, havia um forte gradiente de pressão.

Segue-se uma diminuição do traço de onda da aeronave. Reduzem-se assim significativamente as interferências produzidas pela interação entre as nacelas de motores (no caso de troca de motores) e a superfície da carenagem central e que na ausência da invenção afetariam o comportamento da asa na sua parte supersônica.

Notaremos que o aspecto da distribuição de linhas de pressão do fluxo de ar sobre a estrutura da asa na ausência da invenção, assim como as limitações de fabricação e de manutenção conduzem à escolha da geometria local da carenagem entre os diferentes tipos ilustrados na figura 4a -c.

As figuras 6a 6b representam uma aeronave do tipo A 340 - 500/600 na qual não é realizada nenhuma configuração particular do perfil da superfície da carenagem (vista de cima).

A figura 6b ilustra, em uma vista em perspectiva, a interface fuselagem / estrutura da asa que não revela nenhuma curvatura particular.

Notaremos que em caso de troca de motor da aeronave com uma tal interface as recompressões por choque situadas sobre o extradorso da asa se mostram violentas e geram resistência.

As figuras 6a e 6d ilustram a junção de uma convexidade local 50 (do tipo representado na figura 4a) à superfície da carenagem central na parte esquerda da figura, a saber, próximo ao bordo de ataque da estrutura da asa.

Essa convexidade local toma a forma de um relevo que se estende ao longo da fuselagem como mostram as figuras e que possui igualmente uma extensão lateral (amplitude) em direção da ponta da asa (figura 6c) e uma extensão vertical seguindo a altura da fuselagem (figura 6d).

relevo representado nas figuras 6c e 6d começa nas proximidades do nariz do avião, prolongando-se no sentido do fluxo (seguindo a direção longitudinal da fuselagem) e terminando nas proximidades da união entre a parte fixa da asa e das abas (parte direita da figura 6c).

Notaremos que a corda da raiz da asa, está ilustrada na figura 5 a assinalada pela referência c.

A extensão do relevo em direção à ponta da asa (amplitude) é, por exemplo, de 600 mm , entendendo-se que esse valor é ajustável em função do fluxo de ar sobre a estrutura da asa.

Essa deformação geométrica local da superfície da carenagem central tem sido, por exemplo, introduzida por adição de elementos estruturais (painéis do tipo daquele representado na figura 3) , conformados de maneira adaptada e permite ajustar a pressão do ar sobre a estrutura de asa gerando ondas de distensão que se propagam em direção da ponta da asa.

Essas ondas interagem de maneira controlada com a sondas de pressão do campo de pressão predominante sobre a estrutura da asa no espaço que a circunda e que é perturbado pela interação entre as nacelas do motor e a asa.

Esta interação provoca uma modificação vantajosa da topologia do campo de pressão e, portanto, um controle desta última.

Sobre as figuras 7a e 7b, representamos a carenagem central de uma aeronave do tipo A 380, sem configuração particular de sua superfície em contato com o extradorso da asa.

Notaremos que em uma vista de cima a superfície apresenta uma curvatura gral muito tênue, até mesmo nula.

Conforme representada nas figuras 7c e 7d, a superfície da carenagem central foi modificada pela junção de um sistema de ajuste de pressão sobre a asa de um tipo particular que é aquele representado na figura 4b.

Vários elementos estruturais (painéis da figura 3) tem sido acrescentados sobre a superfície superior existente da carenagem central representada na figura 7a, com a finalidade de prover localmente uma concavidade 52 no perfil dessa superfície.

Notaremos que os elementos estruturais de cuja parede exterior compreende uma inclinação ou várias inclinações até mesmo a concavidade inteira, podem também constituir eles mesmos os elementos estruturais constitutivos da superfície superior e/ou inferior de cada parte da carenagem, tais como o painel da figura 3.

A concavidade 52 se traduz em particular por uma cavidade τϊ com ruptura de inclinação da parte da superfície colocada do lado do nariz do avião, formando, por exemplo um ângulo de 0°, enquanto que a inclinação da parte da superfície situada do lado do bordo de fuga forma, por exemplo, um ângulo de 5°.

A cavidade definida pela ruptura da inclinação de vários graus é disposta longitudinalmente ao longo da fuselagem, partindo do nariz do avião, a uma distância situada entre 20% e 35% da corda da raiz da asa.

Notaremos que esse valor, assim como os valores das inclinações de duas superfícies formando a concavidade, são ajustáveis em função da velocidade local do fluxo de ar sobre a estrutura da asa.

Representamos na figura 7e (vista em corte longitudinal da carenagem) três painéis estruturais 52a - c, dispostos de maneira fixa lado a lado ao longo da fuselagem com a finalidade de conferir à superfície superior da carenagem central o perfil desejado (cavidade 52 com ruptura de inclinação). Sem esta configuração, a cavidade é formada no limite entre os dois painéis adjacentes 52a e 52b. Conforme ilustrado nas figuras 8a e 8b, uma carenagem central de uma aeronave do t ipo A 320 não comporta configuração particular de sua superfície unida ao extradorso da asa.

Notaremos também que esta superfície apresenta uma curvatura geral muito tênue e regular, até mesmo nula.

O sistema de ajuste de pressão do ar sobre a estrutura da asa, de acordo com a invenção, prevê desenvolver sobre a superfície superior da carenagem central uma alternância de convexidades e concavidades locais, por exemplo, uma sucessão constituída de um primeiro relevo 54, de uma cavidade 56 e de um segundo relevo 58, conforme ilustrado na figura 4c.

O primeiro relevo 54 começa nas proximidades do nariz do avião e o segundo 58 termina seguindo o sentido do fluxo (seguindo um sentido longitudinal estendendo-se ao longo da fuselagem) nas proximidades da união entre a parte fixa da asa e as abas.

Mais particularmente, o primeiro relevo 54 possui uma amplitude máxima entre 5% e 10% da corda da raiz, partindo do nariz do avião, enquanto que o segundo relevo 58 possui uma amplitude máxima entre 20% e 30% da corda da raiz.

Esses dois relevos 54 e 58 são separados por uma cavidade 56 sem ruptura de inclinação neste exemplo. A cavidade é disposta a uma distância situada entre 10% e 20% da corda da raiz da asa partindo do nariz do avião.

Notaremos que a ordem de grandeza da extensão lateral (amplitude) dos relevos em direção da ponta da asa é, por exemplo, de 100 mm para o primeiro relevo 54 e de 400 mm para o segundo relevo 58.

Por outro lado, os valores concernentes à localização dos relevos e da cavidade assim como sua extensão em direção à ponta da asa são ajustáveis em função dos fluxos de ar sobre a estrutura da asa e, notadamente, da velocidade local do fluxo de ar sobre esta última e das limitações locais de fabricação e de manutenção.

A invenção permite, sem questionar a concepção da estrutura da asa, agir a distância sobre o fluxo supersônico desta última, introduzindo localmente uma ou várias deformações geométricas locais da ou das superfícies regulares de cada carenagem central respectivamente em contato com o extradorso e o intradorso da asa concernente.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Aeronave, compreendendo:

- uma fuselagem,

- duas asas nas quais são afixadas nacelas de motor e que são ligadas cada uma lateralmente à fuselagem, uma de cada lado, por uma carenagem central, comportando a carenagem central, em correspondência com cada asa, duas superfícies opostas unidas respectivamente ao extradorso e ao intradorso da asa concernente, os quais se estendem longitudinalmente ao longo da fuselagem, caracterizada pelo fato de pelo menos uma das duas superfícies apresentar pelo menos uma deformação local (50, 52, 54, 56, 58) a qual é designada para gerar interferências laterais aerodinâmicas sobre a carenagem central em direção à asa, com a finalidade de controlar o fluxo de ar sobre a asa.
2. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de pelo menos uma deformação geométrica local compreender uma curvatura principal que se estende longitudinalmente ao longo da fuselagem e uma curvatura secundária que se estende transversalmente, seguindo a altura da fuselagem.
3. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 ou 2, caracterizada pelo fato de pelo menos uma deformação geométrica local se traduzir por uma diminuição do raio de curvatura local de pelo menos uma zona da superfície considerada.
4. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 3, caracterizada pelo fato de pelo menos uma deformação geométrica local ter uma localização e uma amplitude que dependem notadamente dos parâmetros aerodinâmicos da aeronave.
5. Aeronave, de acordo com a reivindicação 4, caracterizada pelo fato de os parâmetros aerodinâmicos serem aqueles relativos à fuselagem, às asas, às nacelas do motor e à velocidade da aeronave.
6. Aeronave, de acordo com qualquer uma das τζ reivindicações de 1 a 5, caracterizada pelo fato de a deformação geométrica local tomar a forma de uma convexidade local (50).
7. Aeronave, de acordo com a reivindicação 6, caracterizada pelo fato de a convexidade tomar a forma de um relevo.
8. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 5, caracterizada pelo fato de a deformação geométrica local tomar a forma de uma concavidade local (52) .
9. Aeronave, de acordo com a reivindicação 8, caracterizada pelo fato de a concavidade tomar a forma de uma cavidade.
10. Aeronave, de acordo com a reivindicação 9, caracterizada pelo fato de a cavidade ser formada por duas partes de superfície inclinadas que se reúnem no fundo da cavidade em uma zona de ruptura de inclinação.
11. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 10, caracterizada pelo fato de pelo menos uma das duas superfícies apresentar diversas deformações geométricas locais sucessivas (54, 56, 58) que se estendem ao longo da fuselagem alternando localmente convexidade e concavidade.
12. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 11, caracterizada pelo fato de pelo menos uma deformação geométrica local ser executada sobre a superfície ligada ao extradorso da asa.
13. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 12, caracterizada pelo fato de pelo menos uma deformação geométrica local ser executada sobre a superfície ligada ao intradorso da asa.
14. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 13, caracterizada pelo fato de a carenagem central compreender um conj unto de uma pluralidade de elementos estruturais, tendo cada um uma parte de superfície, sendo cada uma das superfícies opostas da carenagem central, em correspondência com cada asa, formada por um conjunto de partes de superfície de elementos estruturais uns ao lado dos outros.

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