BRPI0718693A2

BRPI0718693A2 - Sistema de alta sustentação na asa de uma aeronave, e método para sua operação.

Info

Publication number: BRPI0718693A2
Application number: BRPI0718693-2A
Authority: BR
Inventors: Torsten Holzhausen
Original assignee: Airbus Gmbh
Priority date: 2006-11-11
Filing date: 2007-11-12
Publication date: 2013-12-31
Also published as: CA2669174A1; US20100219299A1; EP2091813A1; JP2010509118A; WO2008058695B1; WO2008058695A1; US8382044B2; RU2009122222A; DE102006053259A1; CN101588965B; EP2091813B1; CN101588965A

Description

Relatório Descritivo de Patente de Invenção para: "SISTEMA DE ALTA SUSTENTAÇÃO NA ASA DE UMA AERONAVE, E MÉTODO PARA SUA OPERAÇÃO".

A presente invenção refere-se a um sistema de alta sustentação 5 na asa de uma aeronave, sendo dotada de abas dispostas na asa e sendo dotada de um dispositivo para operar o sistema de alta sustentação, por meio do qual as abas de alta sustentação podem ser estendidas de uma po- sição retraída a fim de aumentar a sustentação e uma fenda, através da qual passa o fluxo da face inferior para a face superior da asa, é aberta, e a um 10 método para operar um sistema de alta sustentação como esse (controle avançado de ranhura de asa/intervalo de aba).

Em muitas aeronaves, particularmente na aeronave comercial e de transporte, os sistemas de alta sustentação são proporcionados e são usados para aumentar a sustentação durante a decolagem e a aterrissagem. 15 Os sistemas de alta sustentação desse tipo são dotados de abas de alta sustentação na forma de ranhuras de asa de bordo de ataque e abas de bordo de fuga dispostas na asa.

As abas de alta sustentação aqui descritas são um componente do sistema de alta sustentação. Nesse caso, qualquer aba sob consideração 20 pode opcionalmente ser uma ranhura de asa de bordo de ataque de asa e/ou uma aba de bordo de fuga de asa. A modalidade de acordo com a in- venção pode ser estendida para todas ou apenas às abas de alta sustenta- ção na direção da envergadura da asa.

O sistema de aba é estendido até uma extensão maior invaria- 25 velmente a fim de manter a sustentação à medida que a velocidade diminui. Isso é feito como uma função da velocidade do ar ou então, possivelmente, do ângulo de ataque da asa ou o ângulo de afastamento da aeronave. Du- rante a extensão, uma fenda é aberta entre as abas e a asa, através da qual o ar é passado para a face superior do perfil ativo aerodinâmico (entre a ra- 30 nhura da asa de bordo de ataque e o plano principal e/ou entre o plano prin- cipal e a aba de bordo de fuga), aumentando, assim, a sustentação máxima.

Nos sistemas de alta sustentação conhecidos, a posição de abertura da fenda é ligada à posição da aba respectiva por cinemática fixa. O ar que flui através da fenda aumenta a sustentação máxima, enquanto ao mesmo tempo reduz a proporção sustentação - para - resistência ao avanço. A turbulência no fluxo muito acelerado na fenda resulta em ruído adicional.

5 O coeficiente de sustentação Cl é uma função do ângulo de a-

taque, isto é, do ângulo entre a corda do perfil da asa e o ar incidente, e a respectiva posição das ranhuras da asa de bordo de ataque e as abas de bordo de fuga. Quando o fluxo é laminar no perfil da asa, então há uma rela- ção amplamente linear entre o ângulo de ataque e o coeficiente de sustenta- 10 ção CL. Sobre um ângulo específico de ataque aestoi. o fluxo começa a se separar do perfil da asa (isto é, estol) e o coeficiente de sustentação diminui à medida que o ângulo de ataque também diminui. No caso de uma asa cujo sistema de alta sustentação seja dotado de uma fenda através da qual o flu- xo passe, o ponto de estolagem ocorre em um ângulo mais alto de ataque, e 15 a sustentação mínima é maior do que no caso de um sistema de alta susten- tação sem uma fenda.

O objetivo da invenção é proporcionar um sistema de alta sus- tentação que por um lado permita que seja alcançada uma boa proporção de sustentação - para - resistência ao avanço, ao mesmo tempo em que, con- 20 tudo, assegure uma margem ampla de segurança do ponto de estolagem. Um objetivo adicional é especificar um método para operar um sistema de alta sustentação como esse.

O objetivo é alcançado por um sistema de alta sustentação sen- do dotado das características da reivindicação 1. O objetivo é também al- cançado por um método para operar um sistema de alta sustentação sendo dotado das características da reivindicação 15.

A invenção proporciona um sistema de alta sustentação na asa de uma aeronave, sendo dotado de uma aba de alta sustentação disposta na asa e sendo dotado de um dispositivo para operar o sistema de alta sus- 30 tentação, por meio do dito dispositivo as abas de alta sustentação podem ser estendida de uma posição retraída a fim de aumentar a sustentação e uma fenda, através da qual passa o fluxo da face inferior para a face superior da asa, é aberta entra a aba e a asa. De acordo com a invenção, o dispositivo para operar o sistema de alta sustentação é intencionado a abrir ou fechar a fenda através da qual passa o fluxo, independentemente da posição da aba de alta sustentação, com exceção de que quando a aba de alta sustentação está no estado retraído, no qual, por definição, não há nenhuma fenda.

A invenção, portanto, permite que as abas de alta sustentação se estendam e se retraiam com a fenda fechada, e a fenda pode ser aberta ou fechada independentemente da posição das abas de alta sustentação.

Com relação à terminologia aqui usada, a abertura e ao fecha- mento referem-se aos movimentos relativos com relação ao estado inicial. Portanto, fechamento significa que o tamanho da fenda não se torna neces- sariamente zero, mas que pode permanecer uma fenda residual. De modo inverso, abertura significa ampliação da fenda, mas não leva necessaria- mente a mesma a ser movida tanto quanto o limite de abertura.

Especificamente, o sistema de alta sustentação de acordo com a invenção compreende um dispositivo de operação com um dispositivo de controle e dispositivos de acionamento, em que o dispositivo de controle es- tá conectado por um primeiro tubo de controle em um primeiro dispositivo de acionamento par acionar uma aba e com um segundo tubo de comando a um segundo dispositivo de acionamento para acionar um dispositivo de a- bertura e fechamento de fenda, o dispositivo de controle compreendendo uma função para gerar um sinal para acionamento do primeiro dispositivo de acionamento e para gerar um sinal para acionar o segundo dispositivo de acionamento.

A função de comando de acionamento pode compreender um módulo de entrada para receber ou dados operacionais de um dispositivo de sistema de aeronave, e em que a função de comando compreende uma fun- ção que, com base nesses dados de entrada, calcula as posições da aba e o dispositivo de abertura e fechamento para transmitir as mesmas para o pri- meiro dispositivo de acionamento e para o segundo dispositivo de aciona- mento. Os dados operacionais definem um estado de voo ou um modo de sistema de aeronave operacional e/ou definem altitude, posição a aeronave e/ou velocidade e/ou definem dados de segurança de aeronave ou situação de segurança de aeronave ou situação de segurança de sistema. Os dados operacionais podem também compreender o comando para levar o segundo dispositivo de acionamento em uma posição fechada ou aberta.

Adicionalmente, o sistema de alta sustentação pode compreen-

der:

uma tabela na qual os dados operacionais predefinidos são a- justados com relação às posições nominais do dispositivo de abertura e fe- chamento de aba e/ou fenda,

uma função de comparação pela qual, com base nas posições

dos dados operacionais recebidos do dispositivo de abertura e fechamento de aba e/ou fenda são identificados que devam ser comandados, e que compreende uma função para transmitir as posições para o dispositivo de comando para transmissão para o dispositivo de abertura e fechamento de 15 aba e/ou da fenda ou uma função para transmitir as posições para o disposi- tivo de abertura e fechamento de aba e/ou fenda.

Além disso, a invenção proporciona um método para operar um sistema de alta sustentação na asa de uma aeronave, na qual uma aba de alta sustentação está disposta na asa é estendida de uma posição retraída 20 para aumentar a sustentação, e uma fenda, através da qual passa o fluxo e que passa ar da face inferior para a face superior da asa, é aberta entre a aba de alta sustentação e a asa. A invenção proporciona uma fenda através da qual o ar flui para ser aberta ou fechada independentemente da posição da aba de alta sustentação, com exceção de quando as abas de alta susten- 25 tação estão no estado retraído, no qual, por definição, não há fenda.

As modalidades e os desenvolvimentos vantajosos do sistema de alta sustentação de acordo com a invenção e o método para o sua ope- ração estão especificados nas respectivas reivindicações dependentes.

As modalidades exemplificativas da invenção serão explicadas no texto que se segue com elação aos desenhos, nos quais:

a figura 1 ilustra uma vista em seção transversal esquemática de uma parte de um sistema de alta sustentação na asa de uma aeronave, ilustrando o bordo de ataque da asa e uma ranhura de asa de bordo de ata- que que pode ser estendida e está disposta na mesma, de acordo com uma primeira modalidade exemplificativa da invenção com funcionamento de aba giratória;

5 a figura 2 ilustra uma vista em seção transversal esquemática

de uma parte de um sistema de alta sustentação na asa de uma aeronave, ilustrando o bordo de ataque da asa e uma ranhura de asa de bordo de ata- que que pode ser estendida e está disposta na mesma, de acordo com uma segunda modalidade exemplificativa da invenção com uma aba adicional móvel;

a figura 3 ilustra um gráfico para explicar a relação entre o coefi- ciente de sustentação Cl da asa de uma aeronave e o ângulo de ataque a; e a figura 4 e figura 5 ilustram gráficos similares à figura 3 para explicar o modo no qual a presente invenção pode ser usada para aumentar a sustentação, de acordo com duas modalidades exemplificativas.

As figuras 1 e 2 ilustram parte de um sistema de alta sustenta- ção na asa de uma aeronave, compreendendo uma ranhura da asa de bordo de ataque 2, que está disposta na asa 1, e pode ser retraída e estendida com elação à asa 1 para aumentar a sustentação. A ranhura da asa de bor- 20 do de ataque 2 pode ser estendida de uma posição retraída, que está ilus- trada por linhas tracejadas, e na qual a ranhura da asa de bordo de ataque 2 complementa a asa 1 para formar um perfil aerodinâmico fechado, essenci- almente homogêneo, para voo de cruzeiro, para uma posição conforme ilus- trado pelas linhas contínuas. Nas posições estendidas, a extensão efetiva 25 aerodinâmica total do perfil de asa 1 é aumentada na direção da corda do plano aerodinâmico (transversalmente com relação à direção da envergadu- ra da asa), e a curvatura do perfil geral efetivo aerodinâmico é aumentado ao mesmo tempo, levando ao aumento desejado na sustentação.

A invenção refere-se em geral a uma aba que é acionada por um primeiro dispositivo de acionamento 5, onde a aba pode ser uma ranhura da asa de bordo de ataque ou uma aba de bordo de fuga.

A sustentação produzida na asa de uma aeronave pode ser descrita pela equação

L = Y2. pAr. V2 . S. CL, onde L = Sustentação pAr = densidade do ar 5 S = área de asa

Cl = coeficiente de sustentação V = velocidade atual

O sistema de alta sustentação proporcionado para aeronave possibilita a redução da velocidade do ar V pelo aumento do coeficiente de 10 sustentação (Cl) com sustentação constante L. O coeficiente de sustentação Cl é uma função do ângulo de ataque (o ângulo entre a corda de perfil de asa e o ar incidente), e a respectiva posição do sistema de aba da ranhura de asa de bordo de ataque e/ou aba de bordo de fuga. Quando o fluxo é la- minar no perfil de asa, então há uma relação linear em grande medida entre 15 o ângulo de ataque α e o coeficiente de sustentação CL. Acima de um ângu- lo específico de ataque aeStoi> o fluxo se separa do perfil da asa (estol), e o coeficiente de sustentação diminui à medida que o ângulo de ataque α au- menta adicionalmente.

Os sistemas de controle de voo principais da aeronave moderna fazem uso do controle de ângulo de ataque para evitar que o angulo de ata- que α resulte em estolagem, isto é, estolagem da aeronave. Esse controle de ângulo de ataque é tipicamente ativado quando uma velocidade caracte- rística Vprot (proteção) é aterrada aquém da área de pouso e é excedido um ângulo de ataque correspondente aprot. O controle de ângulo de ataque é ativado essencialmente abaixo da velocidade permissível de operacionalida- de mínima VLs (velocidade selecionável mais baixa) e essencialmente acima do ângulo associado de ataque aLs- Essa velocidade permissível de opera- cionalidade mínima VLs é definida como 1,23 vezes (para aterrissagem) ou 1,13 vezes (para decolagem) a velocidade Vs,ig que corresponde a estola- gem em um estado de voo firme quando sujeita à aceleração devido à gravi- dade da Terra 1G (S = velocidade de estolagem), isto é:

Para aterrissagem: VLs > = Vref = 1,23 . Vs,ig- < Para decolagem: VLs > = Vref = 1,13 . Vs,ig·

onde Vref = velocidade de referência,

Vs,-ig = velocidade de estolagem com uma carga múltipla de 1,0 g.

Vls pode ser escolhido para ser maior do que Vref, e o ângulo 5 associado de ataque otLs pode ser escolhido para ser correspondentemente menor.

A relação funcional entre o coeficiente de sustentação Cl e o ângulo de ataque α está ilustrada na figura 3. Como pode ser visto desse gráfico, o coeficiente de sustentação Cl primeiramente eleva essencialmente 10 a linearidade á medida que o ângulo de ataque α aumenta, até que o ângulo Máximo de ataque Ctiim que pode ser alcançado no estado firme seja alcan- çado, no qual o fluxo pode ainda ser considerado como sendo completamen- te laminar no perfil de asa. Se esse ângulo de ataque Otiirn for excedido, o fluxo começa sucessivamente a se tornar separado do perfil de asa, e isso 15 resulta na curva ilustrada na figura 3 se tornar mais chata acima de ot|im. A curva alcança seu máximo no ângulo de ataque aestoi> e o coeficiente de sus- tentação Cl diminui à medida que o ângulo de ataque α é adicionalmente aumentado, correspondendo a estolagem da aeronave. Os ângulos de ata- que otiim e otprot acima mencionados, e os coeficientes de sustentação Cuim e 20 CLprot correspondentes aos mesmos, estão do mesmo modo ilustrados na figura 3.

A definição dos parâmetros otprot, otLs e ct|im aqui usados referem- se exclusivamente à funcionalidade aqui descrita e não a analogias conheci- das da literatura os dos sistemas existentes.

25 Além disso, à guisa de exemplo, as velocidades associadas VLs,

Vaprot e Vaiim (velocidades em nós) estão ilustradas em uma escala de veloci- dade de lado de mão direita do gráfico. A área sombreada brilhante indica as velocidades entre Vaprot e VaIim, correspondentes aos ângulos de ataque en- tre otProt e otiim, com o controle de ângulo de ataque sento ativado nessa vari- 30 ação, enquanto a área sombreada brilhante abaixo Vaiim e acima aiim indica a área na qual o fluxo começa a se separar da asa acima do ângulo maior de ataque aiim que pode ser alcançado no estado firme e abaixo da velocidade correspondente VaNm-

Referindo-se às figuras 1 e 2, a invenção proporciona que a fenda 3 através da qual passa ar da face inferior da ranhura da asa de bordo de ataque 2 para a face superior da asa 1, aumentando assim a velocidade 5 do fluxo na face superior da asa 1 e aumentando a sustentação, pode ser seletivamente aberta ou fechada, independentemente da posição da ranhura da asa de bordo de ataque 2 (a menos que a ranhura da asa de bordo de ataque 2 esteja no estado retraído).

Quando a fenda 3 está fechada ou quando a fenda 3 está ape- 10 nas ligeiramente aberta, o coeficiente alcançável máximo de sustentação é por um lado inferior, mas ao mesmo tempo o ruído provocado pela fenda 3 é reduzido, e a proporção de sustentação - para - resistência ao avanço é maior. O coeficiente de sustentação com a fenda aberta (posição ventilada) e com a fenda fechada (posição vedada) estão respectivamente ilustradas 15 nas figuras 4 e 5. Como pode ser visto, até o valor aiim, as duas curvas são essencialmente sobrepostas enquanto, além disso, qualquer aumento no coeficiente de sustentação Cl por ACl pode ser considerado como a diferen- ça entre os coeficientes máximo de sustentação "CL,estoi,ventilado" e

Iip Il

^L,estol,vedado ■

A presente invenção usa esse efeito, abrindo ou fechando a

fenda de bordo de ataque 3 dependendo da exigência para o estado de voo instantâneo, para possibilitar o uso de um coeficiente alto de sustentação Cl ou uma proporção de sustentação -para - resistência ao avanço, associada ao consumo de combustível reduzido e a geração de modalidades ruído. 25 Nesse caso, a fenda de bordo de ataque 3 deve preferivelmente ser aberta e fechada em uma velocidade mais alta do que aquela na qual a ranhura da asa de bordo de ataque 2 é movida para se estender ou retrair. Dois coefici- entes de sustentação "Cl,estoi,ventilado" para a fenda (completamente) aberta 3 e "CL,estoi,vedado" para a fenda fechada 3, possivelmente junto com os valores 30 intermediários apropriados, são, assim, possíveis para cada posição de aba. Em comparação com as funcionalidades convencionais, a abertura da fenda de bordo de ataque 3 não é predeterminada em uma forma fixa da posição de aba ou acoplada à cinemática da posição de aba, mas pode ser escolhida independente disso, por exemplo, como uma função do ângulo de ataque a. Portanto, a fenda 3 pode estar tanto fechada quanto aberta com relação a uma posição de aba específica. Isso significa que é possível manter a fenda 5 3 inteira ou largamente fechada durante a extensão do sistema de alta sus- tentação, alcançando assim uma proporção de sustentação -para - resistên- cia ao avanço alta, geração de ruído reduzido e consumo de combustível reduzido, e par a mesma ser aberta, com fluxo passando através da mesma, apenas quando deva ser suprida mais energia para a camada limite no perfil 10 de asa na variação de ângulo de ataque alto α para neutralizar a ameaça de estolagem. Portanto, a fenda de bordo de ataque 3 é aberta independente- mente da posição da aba, e não é predeterminada pela cinemática de aba.

À guisa de exemplo, a fenda 3 pode ser controlada pela rotação ou inclinação da aba 2 ao redor de um eixo geométrico que gira na direção da envergadura da asa, conforme ilustrado na figura 1, onde a aba 2 está ilustrada em uma posição com a fenda 3 fechada e em uma posição adicio- nal com a fenda aberta.

Alternativamente, a fenda 3 é controlada por um dispositivo de abertura e fechamento de fenda que é acionado por um segundo dispositivo 20 de acionamento (não ilustrado). Tal dispositivo de abertura e fechamento de fenda pode ser especificamente realizado por uma aba própria, por exemplo, por meio de uma aba auxiliar 7 que se estendem do mesmo modo na dire- ção da envergadura da asa, conforme ilustrado na figura 2. Nesse caso, a aba auxiliar 7 é aberta ou fechada seletivamente exata para abrir ou fechar a 25 fenda 3.

Alternativamente, o dispositivo de operação pode ser projetado de maneira que a fenda 3 seja aberta ou fechada por movimento de transla- ção ou giratório de uma suspensão para os trilhos (rota) nos quais a aba 3; 7 é ajustada, ou por movimento correspondente dos componentes da dita sus- 30 pensão, onde esse movimento é preferivelmente provocado pelo acionamen- to do segundo dispositivo de acionamento.

Há várias opções para implementação funcional, duas das quais estão ilustradas nas figuras 4 e 5. Pode ser deduzida uma distinção entre duas situações, dependendo da escolha do ponto do projeto:

1. O coeficiente de sustentação "CL,estoi,ventilado" com a fenda de bordo de ataque 3 aberta é usado para certificação e, portanto, para defini- 5 ção das velocidades características. Operacionalmente, a fenda 3 é, contu- do, fechada para as várias posições de aba, e é aberta rapidamente apenas ao alcançar ou ultrapassar um ângulo de ataque definido, por exemplo, aprot. O coeficiente de sustentação "CL,estoi,ventilado" é, portanto, produzido apenas quando requerido, pelo acionamento dessa função protetora (controle avan- 10 çado de ranhura de asa/intervalo de aba). Isso está associado a uma altera- ção no ângulo característico de ataque e coeficiente de sustentação, con- forme ilustrado na figura 4.

Alternativamente, o coeficiente de sustentação "CL,estoi,vedado" da fenda fechada 3 é usado operacionalmente para certificação. A abertura da fenda 3 cria uma margem de segurança adicional para a sustentação, espe- cificamente pelo aumento do coeficiente de sustentação máximo de "CLlestoi,vedado" para "CL,estoi,ventilado", conforme ilustrado na figura 5.

As misturas de duas situações ou do contrário uma escolha dife- rente naturalmente são também possíveis.

Como uma conseqüência da situação 1), a aeronave é sempre

operada com uma proporção sustentação - para - resistência ao avanço mais alta e menos ruído, com a fenda 3 sendo aberta apenas em situações excepcionais, que então correspondem ao estado com um sistema de alta sustentação convencional. À guisa de exemplo, o aumento da proporção de 25 sustentação - para - resistência ao avanço possibilita escolher o ângulo de descida para ser chave de partida (pequeno aperfeiçoamento adicional com ruído sendo gerado) ou reduzir o impulso antecipadamente ou para uma ex- tensão maior. O último caso também resulta no consumo reduzido de com- bustível, bem como uma redução nas emissões de gás de escapamento e 30 de ruído provenientes do motor. Um nível de impulso mais baixo é usado para aterrissagem, portanto do mesmo modo associado às emissões de gás de escapamento e de ruído reduzidas. A redução no ruído de alta sustenta- ção é uma conseqüência da fenda fechada 3, e o ruído de motor reduzido é um resultado da redução no nível de impulso devido à proporção de susten- tação - para - resistência ao avanço aperfeiçoada.

A situação 2) foi baseada no coeficiente de sustentação reduzi- 5 do "CL,estoi,vedado" com a fenda de bordo de ataque 3 fechada para certifica- ção. Em uma maneira correspondente a área da asa deve ser aumentada ou a velocidade do ar deve ser apropriadamente adequada para manter a sus- tentação total. A proporção sustentação - para - resistência ao avanço é a- perfeiçoada em ambos os casos. A despeito da área de asa maior, o ruído 10 do sistema de alta sustentação é reduzido uma vez que não há nenhuma fenda de bordo de ataque 3 para contribuir para a geração de ruído. A aber- tura da fenda conforme requerida aumenta a margem de segurança antes da estolagem.

Há varias maneiras possíveis de operar o sistema de alta sus- tentação. A aba 2 pode ser estendida e retraída com a fenda 3 fechada, e a fenda 3 pode ser seletivamente aberta ou fechada independentemente da posição da aba 2 (exceto quando a aba 2 esteja completamente retraída quando, por definição, a fenda 3 não esteja presente).

Geralmente, de acordo com a invenção, são proporcionados um 20 dispositivo de operação 4 incluindo um dispositivo de controle 6 e dispositivo de acionamento 5a, 5b que estão integrados no sistema de aeronave que são módulos funcionais, por exemplo, realizados por um módulo de softwa- re, por funções implementadas de hardware (tipo ASICs) ou por um módulo de computador compreendendo essas funções como módulos de software 25 aqui implementadas. O dispositivo de operação 4 com o dispositivo de con- trole 6 pode ser integrado na asa ou na fuselagem como parte de um siste- ma eletrônico de aeronave.

O dispositivo de controle 6 compreende uma função de coman- do de acionamento que está funcionalmente conectada e preferivelmente em comunicação com o primeiro dispositivo de acionamento 5a para gerar um sinal para acionamento do primeiro dispositivo de acionamento 5a e com o segundo dispositivo de acionamento 5b para gerar um sinal para acionamen- to do segundo dispositivo de acionamento 5b. O primeiro dispositivo de a- cionamento 5a e o segundo dispositivo de acionamento 5b podem ser inte- grados em um dispositivo de acionamento 5. Portanto, o dispositivo de con- trole 6 é conectado por um primeiro tubo de comando 8a ao primeiro disposi- 5 tivo de acionamento 5a para acionar a aba 2 e com um segundo tubo de comando 8b no segundo dispositivo de acionamento 5b para acionar o dis- positivo de abertura e fechamento.

Dependendo da função implementada nos dispositivos de acio- namento 5, 5a, 5b o primeiro tubo de comando 8a e o segundo tubo de co- mando 8b pode ser um tubo de barramento para transmitir sinais de coman- do digitais ou pode ser um segundo tubo de sinal análogo.

Com base nos comandos do dispositivo de controle os dispositi- vos de acionamento 5, 5a, 5b acionam o dispositivo de abertura e fechamen- to de aba e da fenda, respectivamente, onde os dispositivos de acionamento podem ser energizados elétrica ou hidraulicamente.

A aeronave pode compreender uma aba ou várias abas e um ou vários dispositivos de abertura e fechamento de fenda em cada asa. O dis- positivo de controle e o primeiro e segundo dispositivo de acionamento po- dem estar relacionados a uma aba ou a várias abas em ambas as asas de 20 maneira que as abas e os dispositivos de abertura e fechamento de fenda em ambas as asas sejam controlados pelo primeiro e segundo dispositivo de acionamento, respectivamente. Além disso, o dispositivo de operação 4 po- de estar configurado de maneira que o primeiro e segundo dispositivo de acionamento sejam funcionalmente acoplados 25 com uma aba e um dispositivo de abertura e fechamento de

fenda ou um grupo de abas e dispositivos de abertura e fechamento de fen- da em uma asa ou

com uma aba e um dispositivo de abertura e fechamento de fenda ou um grupo de abas e dispositivos de abertura e fechamento de fen- da que são proporcionados simetricamente em ambas as asas.

No último caso, vários primeiro e segundo dispositivos de acio- namento podem ser proporcionados para acionar várias abas e dispositivos de abertura e fechamento da fenda em ambas as asas ou vários grupos de abas e um dispositivo de abertura e fechamento de fenda em ambas as a- sas.

A seguir, está descrito o acionamento de apenas uma aba com um dispositivo de abertura e fechamento de fenda como exemplo. Para os exemplos mencionados acima, as modalidades devem ser aplicadas em uma maneira análoga.

Os sinais para acionamento do primeiro e segundo dispositivo de acionamento podem ser gerados, medidos ou calculados por uma função de comando de acionamento do dispositivo de controle nos dados operacio- nais recebidos pela função de comando de acionamento de outro dispositivo de sistema de aeronave ou dados operacionais gerados pela própria função de comando de acionamento. Esses dados operacionais podem, por exem- plo, ser dados descrevendo ou definindo um estado de voo ou um modo de sistema operacional como aterrissagem, abordagem ou partida. Particular- mente, esses dados operacionais ou parte desses dados operacionais são gerados, medidos ou calculados pelo dispositivo de controle ou por outro sistema de aeronave e transmitidos para o dispositivo de controle de outro dispositivo de sistema funcionalmente e/ou situado externamente com rela- ção ao dispositivo de operação 4, como outro dispositivo de sistema de ae- ronave, o piloto automático ou um dispositivo manual e entrada, por exem- plo, uma interface de máquina - homem (MMI), um dispositivo de controle de piloto, o sistema de voo principal, o sistema de voo secundário e o sistema de navegação.

Em uma modalidade do dispositivo de operação 5, os dados o- peracionais são transmitidos para a função de comando de acionamento do dispositivo de controle. A função de comando, com base nesses dados de entrada, calcula as posições da aba do dispositivo de abertura e fechamento de fenda e envia os mesmos para o primeiro dispositivo de acionamento 5a e o segundo dispositivo de acionamento 5b que aciona a aba 2 e o dispositi- vo de abertura e fechamento de fenda, respectivamente. Ainda, essa função de comando pode ser integrada em outro dispositivo de sistema de aeronave fora do sis de operação 4, de maneira que o sistema de operação receba as posições desejadas ou nominais da aba e do dispositivo de abertura e fe- chamento de fenda e transfira essas posições com ou sem alterações para os dispositivos de acionamento 5a, e 5b para acionar a aba e o dispositivo de abertura e fechamento de fenda, respectivamente.

Em uma modalidade adicional, o dispositivo de controle com- preende uma função de comando que é projetado para receber de um dis- positivo de sistema de aeronave dados operacionais, por exemplo, dados descrevendo ou definindo o estado de voo, uma manobra ou um modo de 10 sistema operacional tipo aterrissagem, abordagem ou parida ou uma fase do mesmo. A função de comando gera posições desejadas ou nominais da aba e/ou do dispositivo de abertura e fechamento de fenda. Para esse fim, a fun- ção de comando pode compreender uma tabela na qual os dados operacio- nais predefinidos são ajustados com relação às posições desejadas ou no- 15 minais da aba e/ou do dispositivo de abertura e fechamento de fenda. Com os dados operacionais como entrada, a função de comando gera ou identifi- ca as posições desejadas ou nominais da aba e/ou do dispositivo de abertu- ra e fechamento de fenda para a situação de voo imediato e/ou estado de sistema e envia esses dados de posição para o primeiro e segundo disposi- 20 tivo de acionamento que acionam a aba e o dispositivo de abertura e fecha- mento de fenda, respectivamente.

Além disso, pode ser integrada uma função na função de co- mando que, com base nos dados de voo como altitude e/ou velocidade e/ou com base em dados de sistema de aeronave como dados relacionados à 25 segurança (por exemplo, degradação e falha na ranhura da asa ou sistema de aba ou ouro sistema), gera posições nominais adicionais da aba e/ou do dispositivo de abertura e fechamento de fenda para a situação e voo imedia- to que são transmitidos para o primeiro e segundo dispositivo de acionamen- to que acionam a aba e o dispositivo de abertura e fechamento de fenda, 30 respectivamente.

Por exemplo, a função de comando pode ser projetada de ma- neira que, durante o modo de sistema operacional, por exemplo, partida ou aterrissagem, quando a aeronave alcança um estado de voo predefinido, como uma posição predefinida e/ou velocidade e/ou altitude, a função de comando gera um comando para a aba e/ou o dispositivo de abertura e fe- chamento de fenda se o valor do estado de voo atual alcançar ou exceder 5 um valor predefinido que seja determinado por uma função de comparação. Essa função pode ser implementada a fim de cumprir as exigências de ruído e/segurança e particularmente a fim de aumentar a segurança em fases de voo críticas. Particularmente, o dispositivo de abertura e fechamento de fen- da pode ser comandado para fechar durante a abordagem e/ou aterrissagem 10 enquanto a aba permanece em sua posição.

Ademais, pode ser proporcionada uma função na função de co- mando de acionamento que para o acionamento da aba e/ou o dispositivo de abertura e fechamento de fenda, se um valor correspondente for recebido pelo dispositivo e operação por outro dispositivo de sistema de aeronave.

A função de comando pode ser projetada de maneira que gere

os sinais de comando em etapas distintas ou continuamente de acordo com as situações descritas acima.

O primeiro e opcionalmente o segundo dispositivo de aciona- mento pode geralmente ser acoplado pelo menos em um sensor de posição para medir a posição da aba e opcionalmente um sensor de posição do dis- positivo de abertura e fechamento de fenda. O sensor de posição mede a posição atual da aba e/ou do dispositivo de abertura e fechamento de fenda, respectivamente, e envia a posição atual como alimentação de retorno para o primeiro e segundo dispositivo de acionamento. Para detectar falha é feita uma comparação do valor nominal ou desejado e do valor atual no dispositi- vo de acionamento correspondente 5a, 5b, ou no dispositivo de controle ou em outro módulo do dispositivo de operação 5 ou em outro dispositivo de sistema de aeronave. Com base no resultado dessa comparação, o disposi- tivo de controle pode receber ou gerar um comando de segurança contra falhas, por exemplo, não para acionar a aba e/ou o dispositivo de abertura e fechamento de fenda.

O dispositivo de controle pode ser posicionado próximo aos dis- positivos de acionamento 5a, 5b. Nesse caso o dispositivo de controle ou uma parte do mesmo, como a função de comando de acionamento, pode ser funcionalmente conectado no dispositivo de acionamento 5a, 5b para trans- mitir o primeiro e segundo, respectivamente, sinais de comando de aciona- 5 mento ("dispositivo de acionamento inteligente"). Nesse caso, preferivelmen- te, um tubo de barramento digital conecta os dispositivos de acionamento com uma função de controle do dispositivo de controle que gera um valor desejado ou valor de posição nominal da aba e do dispositivo de abertura e fechamento de fenda, respectivamente.

Como já mencionado acima, a função de comando pode ser

configurada de maneira que gere sinais de comando pelos quais a fenda 3 é aberta em uma velocidade que seja pelo menos 1,5 vezes mais alta do que a velocidade na qual a própria aba 2 é estendida.

A fenda 3 pode ser aberta girando ou inclinando a aba 2 ao re- 15 dor de um eixo geométrico que gira na direção da envergadura da asa, por exemplo, conforme ilustrado na figura 1, ou gerando uma aba auxiliar 7 que está disposta na aba 2 e se estende na direção da envergadura da asa, por exemplo, conforme ilustrado na figura 2. A aba auxiliar pode também ser formada por uma miniaba, que é proporcionada dentro da fenda 3 e por meio 20 da qual a fenda 3 é pelo menos parcialmente aberta.

A fenda 3 pode ser aberta por um dispositivo de acionamento 5 que pode ser operado independentemente da posição da aba 2.

O dispositivo de acionamento 5 pode ser operado por um motor ou por motores.

À guisa de exemplo, o dispositivo de acionamento 5 pode ser

operado por força de mola ou por deformação elástica de componentes no mesmo. A fenda 3 pode também ser aberta por forças aerodinâmicas.

A abertura da fenda 3 pode ser possibilitada em resposta a um sinal suprido externamente, por exemplo, pela liberação de detentor ou al- gum outro bloqueio, e a fenda 3 pode ser fechada por um motor ou por mo- tores.

A fenda 3 pode ser aberta como uma função do ângulo de ata- que α da asa 1. Isso pode ser feito por meio do dispositivo de controle 6 que está indicado na figura 1 e 2 e, por exemplo, pode ser um componente do sistema de controle de voo ou do sistema de controle de aba (sistema de controle ranhura da asa/aba) da aeronave. O sistema de controle pode ser 5 projetado, por exemplo, de maneira que a fenda 3 seja mantida fechada até que seja alcançado um predeterminado ângulo de ataque aprot, e ser aberta sucessiva ou completamente quando esse ângulo de ataque seja alcançado ou excedido. Nesse caso, o ângulo de ataque aprot no qual a fenda 3 é aber- ta pode ser escolhido de maneira que esteja entre o ângulo de ataque cxls 10 que está associado com a velocidade operacionalmente (ou uma seleciona- da) permissível mais baixa Vls e o ângulo mais alto de ataque anm que pode ser alcançado no estado firme quando a fenda 3 estiver fechada.

A fenda 3 pode ser continuamente variável acima de uma varia- ção de abertura predeterminada, ou pode ser distintamente variável entre uma posição fechada e uma posição aberta.

É também possível proporcionar que a fenda 3 seja aberta além da extensão maior para qual o ângulo predeterminado de ataque aprot seja excedido.

A aba de alta sustentação pode ser uma ranhura da asa ou uma ranhura da asa de bordo de ataque 2, como no caso das modalidades e- xemplificativas ilustradas nas figuras 1 e 2, ou aba de bordo de fuga de asa. Contudo, as propriedades físicas e a variação nas características aerodinâ- micas diferem de algum modo ao usar as abas de bordo de fuga. A extensão das abas de bordo de fuga geralmente não aumenta a variação do ângulo de ataque, como no caso com a ranhura da asa de bordo de ataque (de "aes- toi,vedado" a "oestoi,ventilado", ver figura 4), e, em vez disso, a curva de sustenta- ção (CL versus a) é alterada paralela para cima (aumento na sustentação em α = O0 e uma situação correspondente para CL,max). Operacionalmente, isso significa uma redução no ângulo de ataque α para a mesma sustentação, ou uma carga adicional múltipla para o mesmo ângulo de ataque a.

Lista dos símbolos de referência

1 Asa 2 Aba de sustentação alta 3 Fenda 4 Dispositivo de operação 5 Dispositivo de condução, acionamento 5a Primeiro dispositivo de acionamento 5b Segundo dispositivo de acionamento 6 Dispositivo de controle 7 Aba auxiliar 8a Tubo de comando para o primeiro dispositivo de acionamento 8b Tubo de comando para o segundo dispositivo de acionamento

Claims

1. Sistema de alta sustentação na asa de uma aeronave, sendo dotado de uma aba de alta sustentação (2) disposta na asa (1) e sendo do- tado de um dispositivo (4) para operar o sistema de alta sustentação, por meio do dito dispositivo (4) a aba de alta sustentação (2) pode ser estendida de uma posição retraída a fim de aumentar a sustentação e uma fenda (3), através da qual passa o fluxo da face inferior para a face superior da asa (1), é aberta entre a aba de alta sustentação (2) e a asa (1), caracterizado pelo fato de que o dispositivo (4) para operar o sistema de alta sustentação é in- tencionado a abrir ou fechar a fenda (3) através da qual passa o fluxo, giran- do ou inclinando a aba de alta sustentação (2) ao redor de um eixo geomé- trico que gira da direção da envergadura da asa, independentemente da po- sição da aba de alta sustentação (2), com exceção de quando as abas de alta sustentação estão no estado retraído, no qual, por definição, não existe fenda.

2. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de operação (4) é intencionado a abrir a fenda (3) através da qual passa o fluxo, em uma velocidade que é consideravelmente maior do que a velocidade na qual a aba de alta susten- tação (2) é estendida.

3. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que uma aba auxiliar (7) está disposta na aba de alta sustentação (2), se estende na direção da envergadura da asa e pode ser operada pelo dispositivo de operação (4) para abrir a fenda (3) a- través da qual passa o fluxo.

4. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que a aba auxiliar é formada por uma mini aba proporcionada dentro da fenda (3).

5. Sistema de alta sustentação de acordo com as reivindicações de 1 a 4, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de operação é projeta- do de maneira que a fenda (3) seja aberta ou fechada por movimento de translação ou de rotação de uma suspensão para trilhos na qual a aba (3; 7) está ajustada, ou por movimento apropriado dos componentes da dita sus- pensão.

6. Sistema de alta sustentação de acordo com uma das reivindi- cações de 1 a 5, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de operação (4) contém um dispositivo de acionamento (5), que é intencionado a abrir a fen- da (3) através da qual passa o fluxo e pode ser operado independentemente da posição da aba de alta sustentação (2).

7. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de acionamento (5) é operado por um motor ou por motores.

8. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de acionamento (5) é operado por força de mola ou deformação de componente elástico.

9. Sistema de alta sustentação de acordo com uma das reivindi- cações de 1 a 5, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de operação (4) é projetado de maneira que a fenda (3) através da qual passa o fluxo é aber- ta por forças aerodinâmicas.

10. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 8 ou 9, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de operação (4) é inten- cionado a abrir a fenda (3) em resposta a um sinal suprido externamente, e fechar a fenda (3) por um motor ou por motores.

11. Sistema de alta sustentação de acordo com uma das reivin- dicações de 1 a 9, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de operação (4) contém um dispositivo de controle (6) que é usado para abrir a fenda (3) através da qual passa o fluxo, como uma função do ângulo de ataque ou velocidade, ou como uma função de um parâmetro que é equivalente ao ân- gulo de ataque ou a velocidade.

12. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação11, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de controle (6) é projetado de maneira que a fenda (3) seja mantida fechada até que seja alcançado um ângulo de ataque predeterminado (aprot) e seja aberta ao alcançar ou exce- der o ângulo de ataque predeterminado (aprot), ou seja mantida fechada até que seja alcançada uma velocidade predeterminada (Vaprot), e seja aberta ao alcançar ou aterrar aquém da área de pouso da velocidade predetermi- nada (Vaprot).

13. Sistema de alta sustentação de acordo com uma das reivin- dicações de 1 a 12, caracterizado pelo fato de que a aba de alta sustentação é uma ranhura da asa de bordo de ataque (2).

14. Sistema de alta sustentação de acordo com a uma das rei- vindicações de 1 a 12, caracterizado pelo fato de que a aba de alta susten- tação é uma aba de bordo de fuga da asa.

15. Sistema de alta sustentação de acordo com uma das reivin- dicações de 1 a 14, caracterizado pelo fato de que o sistema de alta susten- tação compreende um dispositivo de operação (4) com um dispositivo de controle (6) e dispositivos de acionamento (5a, 5b), em que o dispositivo de controle (6) é conectado por um primeiro tubo de comando (8a) a um primei- ro dispositivo de acionamento (5a) para acionar uma aba (2) e com um se- gundo tubo de comando (8b) a um segundo dispositivo de acionamento (5b) para acionar um dispositivo de abertura e fechamento de fenda, o dispositivo de controle (6) compreendendo uma função para gerar um sinal para acio- namento do primeiro dispositivo de acionamento (5a) e para gerar um sinal para acionamento do segundo dispositivo de acionamento (5b).

16.Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 15, caracterizado pelo fato de que o acionamento da função de comando compreende um módulo de entrada para receber ou dados operacionais de um dispositivo de sistema de aeronave, e de que a função de comando compreende uma função que, com base nesses dados de entrada, calcula as posições da aba e do dispositivo de abertura e fechamento de fenda para transmitir os mesmos para o primeiro dispositivo de acionamento (5a) e para o segundo dispositivo de acionamento (5b).

17. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que os dados operacionais definem um estado de voo ou um modo de sistema operacional de aeronave.

18. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação 17, caracterizado pelo fato de que os dados operacionais compreendem alti- tude, posição e/ou velocidade de aeronave.

19. Sistema de alta sustentação de acordo com a reivindicação17 ou 18, caracterizado pelo fato de que os dados operacionais compreen- dem dados de segurança da aeronave.

20. Sistema de alta sustentação de acordo com uma das reivin- dicações de 18 a 19, caracterizado pelo fato de que os dados operacionais compreendem o comando para levar o segundo dispositivo de acionamento (5b) em uma posição fechada ou aberta.

21. Sistema de alta sustentação de acordo com uma das reivin- dicações de 15 a 20, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de operação compreende uma ta- bela na qual os dados operacionais predefinidos são ajustados com relação às posições nominais da aba e/ou do dispositivo de abertura e fechamento de fenda, pelo fato de que o dispositivo de operação compreende uma função de comparação pela qual, com base nas posições dos dados opera- cionais recebidos da aba e/ou do dispositivo de abertura e fechamento de 20 fenda são identificadas que devam ser comandadas, e que compreende uma função para transmitir as posições para o dispositivo de comando para transmissão para a aba e/ou do dispositivo de abertura e fechamento de fenda ou uma função para transmitir as posições para a aba e/ou do disposi- tivo de abertura e fechamento de fenda.

22. Método para operar um sistema de alta sustentação na asa de uma aeronave, no qual uma aba de alta sustentação (2) que está dispos- ta na asa (1) é estendida de uma posição retraída a fim de aumentar a sus- tentação, e uma fenda (3), através da qual passa o fluxo da face inferior para a face superior da asa (1), está aberta entre a aba de alta sustentação (2) e aasa(1), caracterizado pelo fato de que a fenda (3) através da qual passa o fluxo é aberta ou fechada pela rotação ou inclinação da aba de alta sustentação (2) ao redor de um eixo geométrico que gira na direção da envergadura da asa, independente- mente da posição da aba de alta sustentação (2), com exceção de quando as abas de alta sustentação estão no estado retraído, no qual, por definição, não existe fenda.

23. Método de acordo com a reivindicação 22, caracterizado pe- lo fato de que a fenda (3) é aberta em uma velocidade que é consideravel- mente mais alta do que a velocidade na qual a aba de alta sustentação (2) é estendida.

24. Método de acordo com a reivindicação 22 ou 23, caracteri- zado pelo fato de que a fenda (3) é aberta pela operação de uma aba auxili- ar (7), que está disposta no bordo de ataque e se estende na direção da en- vergadura da asa.

25. Método de acordo com uma das reivindicações de 22 a 24, caracterizado pelo fato de que a fenda (3) é aberta por um dispositivo de acionamento (5) que pode ser operado independentemente da posição da aba de alta sustentação (2).

26. Método de acordo com a reivindicação 25, caracterizado pe- lo fato de que o dispositivo de acionamento (5) ser operado por um motor ou por motores.

27. Método de acordo com uma das reivindicações de 25, carac- terizado pelo fato de que o dispositivo de acionamento (5) é operado por for- ça de mola ou por deformação de componente elástico.

28. Método de acordo com uma das reivindicações de 22 a 24, caracterizado pelo fato de que a fenda (3) é aberta por forças aerodinâmi- cas.

29. Método de acordo com a reivindicação 27 ou 28, caracteri- zado pelo fato de que a abertura da fenda (3) é capacitada em resposta a um sinal provido externamente, e de que a fenda (3) é fechada por um motor ou por motores.

30. Método de acordo com uma das reivindicações de 22 a 29, caracterizado pelo fato de que a fenda (3) é aberta como uma função do ân- guio de ataque ou velocidade, ou como uma função de um parâmetro que seja equivalente ao ângulo de ataque ou a velocidade.

31. Método de acordo com a reivindicação 30, caracterizado pe- lo fato de que a fenda (3) é mantida fechada até que seja alcançado um ân- guio predeterminado de ataque ((Xprot) e é aberta ao alcançar ou exceder o ângulo predeterminado de ataque (aprot), ou é mantida fechada até que seja alcançada uma velocidade predeterminada (Vaprot), e é aberta ao alcançar ou aterrar aquém da área de pouso da velocidade predeterminada (Vaprot)·

32. Método de acordo com a reivindicação 30 ou 31, caracteri- zado pelo fato de que a fenda (3) é aberta e fechada em valores de ângulo de ataque e em valores de velocidade diferentes, de maneira a criar histere- se.

33. Método de acordo com a reivindicação 31 ou 32, caracteri- zado pelo fato de que o ângulo predeterminado de ataque (aprot) no qual a fenda (3) é fechada e escolhido de maneira que esteja entre um ângulo de ataque (a.|S) que esteja associado à velocidade operacionalmente admissível (V|S) e o ângulo de ataque mais alto (aiim) que seja admissível no estado fir- me quando a fenda (3) estiver fechada.

34. Método de acordo com uma das reivindicações de 22 a 33, caracterizado pelo fato de que a fenda (5) pode ser variada continuamente sobre uma variação de abertura predeterminada.

35. Método de acordo com uma das reivindicações de 22 a 33, caracterizado pelo fato de que a fenda (3) pode ser variada distintamente entre uma posição fechada e uma posição aberta.

36. Método de acordo com a reivindicação 34, em combinação com a reivindicação 25, 26 ou 27, caracterizado pelo fato de que a fenda (3) é adicionalmente aberta quanto maior a extensão para qual o ângulo de ata- que predeterminado (aprot) for excedido.