ES2280701T3 - Dispositivo de extremo de ala. - Google Patents
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Abstract
Una aeronave que comprende un ala (4), comprendiendo el ala (4) una raíz, una punta, y un dispositivo (2) de extremo de ala, montado en la región de la punta, en la que el dispositivo (2) de extremo de ala es rotatoriamente amovible entre una primera posición (2a) y una segunda posición (2b), estando el eje geométrico de rotación del dispositivo (2) de extremo de ala situado de forma que el ángulo entre el eje geométrico y el plano con el cual el ala (4) está genéricamente alineada es inferior a 45 grados, y el dispositivo (2) de extremo de ala está dispuesto de tal forma que, durante el vuelo de la aeronave, el momento de flexión al nivel de la raíz del ala cambia dependiendo de la posición del dispositivo de extremo de ala, caracterizada porque el eje geométrico de rotación del dispositivo de extremo de ala está situado de forma que: a) el ángulo entre el eje y el plano vertical incluyendo el eje geométrico longitudinal de la aeronave oscila entre 5 y 30 grados y b) la incidencia media del dispositivo (2) de extremo de ala, cuando el dispositivo (2) de extremo de ala está en la segunda posición (2b), es inferior a la incidencia media del dispositivo de extremo de ala si el dispositivo de extremo de ala estuviera en la primera posición (2a), por medio de lo cual el momento máximo de flexión al nivel del arranque del ala sostenido durante condiciones de vuelo de carga elevada puede de esta forma ser reducido.
Description
Dispositivo de extremo de ala.
La presente invención se refiere al campo de los
dispositivos de extremo de ala de aeronaves y al uso de estos
dispositivos.
El incremento de la eficiencia aerodinámica es
un factor importante a considerar en el diseño de las aeronaves
comerciales. Con este fin puede incorporarse una pluralidad de
dispositivos en el extremo de las alas, como por ejemplo aletas
verticales de extremo, dispositivos de aletas inclinadas,
canalizadores del flujo aerodinámico del extremo del ala y
extensiones de ala planares. Dichos dispositivos de extremo del ala
son instalados con fines tales como la reducción de la resistencia
del vórtice del extremo del ala, desplazando el vórtice del extremo
del ala lejos del fuselaje, y/o el incremento de la sustentación
hacia arriba respecto de la porción del extremo del ala.
Aunque dichos dispositivos de extremo del ala
mejoran la eficiencia aerodinámica, pueden determinar,
particularmente en condiciones de carga elevada, unas cargas
aerodinámicas mayores soportadas por el ala y, por consiguiente,
unos momentos de flexión mayores en el ala. (Las condiciones de
carga elevada pueden presentarse durante, por ejemplo, una
turbulencia o un giro brusco). El momento máximo de flexión al cual
se espera quede sometida un ala durante su vida útil
presumiblemente determinará la resistencia requerida del ala. Esto a
su vez puede determinar el peso del ala. Así, los beneficios
obtenidos en relación con la eficiencia aerodinámica mediante la
incorporación de un dispositivo de extremo de ala han sido, en
diseños de aeronaves de la técnica anterior, contrarrestados por un
incremento de la masa estructural de la aeronave requerida para
hacer frente al incremento de la carga del ala.
Constituye un objeto de la presente invención
suministrar una aeronave que sea capaz de sacar provecho de la
mejora en la eficiencia aerodinámica que puede obtenerse mediante la
incorporación de un dispositivo de extremo de ala, mitigando al
tiempo los problemas asociados con el incremento de la masa
estructural experimentados por la técnica anteriormente
mencionados.
La presente invención suministra una aeronave
que comprende un ala, comprendiendo el ala una raíz, un extremo, y
un dispositivo de extremo de ala montado en la región del extremo,
en la que
el dispositivo de extremo de ala es susceptible
de desplazarse de manera rotatoria entre una primera posición y una
segunda posición, estando el eje geométrico de rotación del
dispositivo de extremo de ala situado de tal forma que el ángulo
entre el aje geométrico y el plano con el cual el ala está
genéricamente alineada es inferior a 45 grados, y
el dispositivo de extremo de ala está dispuesto
de tal forma que, durante el vuelo de la aeronave, el momento de
flexión al nivel de la raíz cambia dependiendo de la posición del
dispositivo de extremo de ala
caracterizada porque el eje geométrico de
rotación del dispositivo de extremo de ala está situado de forma
que:
- a)
- el ángulo entre el eje geométrico del plano vertical, incluyendo el eje geométrico longitudinal de la aeronave, se sitúa entre 5 y 30 grados y
- b)
- la incidencia media del dispositivo de extremo de ala, cuando el dispositivo de extremo de ala está en la segunda posición, es inferior a la incidencia media del dispositivo de extremo de ala, si el dispositivo de extremo de ala estuviera en la primera posición, por medio de lo cual puede reducirse el momento máximo de flexión al nivel de la raíz del ala sostenido durante condiciones de vuelo de carga elevada.
El momento de flexión, por ejemplo el momento
máximo de flexión que presumiblemente va a soportarse, puede de
esta forma reducirse al nivel de la raíz del ala sostenido durante
condiciones de vuelo de carga elevada. Así mismo, la masa de la
aeronave puede, como resultado de ello, reducirse.
La raíz está situada en el extremo proximal del
ala. El extremo está situada en el extremo distal del ala. Debe
entenderse que el dispositivo de extremo de ala no necesita ser
montado en el punto más lejano del ala con respecto a la raíz, sino
que por ejemplo puede estar montado en una posición dentro del
extremo, pero separada del extremo del ala. La región del ala
dentro de la cual puede emplazarse el dispositivo de extremo puede
abarcar el 10%, en área, de la extremidad del ala.
El término "dispositivo de extremo de ala"
se utiliza en la presente memoria para describir un dispositivo que
define una superficie que mejora la eficiencia aerodinámica de la
aeronave. Así, el dispositivo de extremo de ala puede comprender
una aleta vertical de extremo El dispositivo de extremo de ala puede
comprender un dispositivo de aletas inclinadas. El dispositivo de
extremo de ala puede comprender una extensión de ala planar. Por
supuesto, el dispositivo de extremo de ala puede comprender
cualquier otro dispositivo similar a los expuestos.
El documento US 4,445,004 describe una aeronave
que comprende una superficie de control amovible sobre el lateral
exterior de un tubo retraíble situado en el extremo del ala. La
superficie de control está situada en el extremo del ala delante
del eje elástico. La superficie de control es basculada alrededor de
un eje central, discurriendo en perpendicular al eje geométrico
longitudinal de la aeronave.
El documento US 4,722,499 describe unas
superficies de control para las alas de una aeronave que pueden
ladearse alrededor de un eje geométrico que se extiende en la
dirección de vuelo (esto es, 0 grados respecto del eje geométrico
longitudinal de la aeronave), y aproximadamente un eje geométrico
que se extiende perpendicularmente a la dirección de vuelo (esto
es, 90 grados respecto del eje geométrico longitudinal de la
aeronave).
El documento US 4,457,479 (Daude) divulga una
aeronave que tiene un par de alas, estando cada ala provista de una
aleta vertical de extremo proyectada verticalmente en el extremo de
cada ala. Cada aleta vertical de extremol, por consiguiente, no
tiene una oblicuidad significativa (la oblicuidad es el ángulo de la
aleta vertical de extremo con respecto a la vertical) y tampoco
proporcionan directamente, en uso, ninguna sustentación hacia
arriba durante un vuelo recto u horizontal. Las dos aletas
verticales de extremo están montadas de forma que roten alrededor
de un eje geométrico vertical fijo de tal forma que el
desplazamiento y la orientación de una aleta vertical de extremo
son simétricos con la otra aleta vertical de extremo alrededor del
plano vertical que incluye la línea vertical de extremo del
fuselaje. En una determinada posición cada aleta vertical de
extremo modifica el flujo de aire sobre el ala para mejorar la
eficiencia aerodinámica. De acuerdo con el documento US 4,457,479,
la rotación de una aleta vertical de extremo altera la divergencia
de la aleta vertical de extremo (la divergencia es el ángulo, visto
desde arriba, entre la cuerda de la aleta vertical de extremo el
plano vertical incluyendo el eje geométrico longitudinal de la
aeronave) alterando con ello el ángulo de incidencia de la aleta
vertical de extremo. Mediante la alteración del ángulo de la aleta
vertical de extremo, el flujo de aire sobre el ala resulta alterado
y la carga soportada por el ala puede, por consiguiente, reducirse,
disminuyendo con ello el momento de flexión en el ala. Frente a esta
propuesta de la técnica anterior, la presente invención se refiere
a un dispositivo de extremo de ala que puede desplazarse alrededor
de un eje de rotación que no es necesariamente fijo y que es más
horizontal que vertical. La presente invención facilita así una
disposición en la cual a) en una posición un dispositivo de extremo
de ala mejora la aerodinámica global del ala, mejorando con ello la
eficiencia aerodinámica, mejorando la sustentación hacia arriba
proporcionada por el ala y/o reduciendo la resistencia aerodinámica
(por ejemplo mediante la creación de un empuje del dispositivo de
extremo de ala derivado del flujo transversal de aire generado en la
región del extremo y/o mediante la reducción de la pérdida de
energía en el vórtice del extremo del ala, reduciendo con ello los
efectos de la resistencia aerodinámica, y también, enderezando el
flujo de aire sobre el ala en la región del extremo incrementando
con ello la sustentación generada por el ala en la región del
extremo) y b) en otra posición, el flujo de aire resulta alterado
(por ejemplo mediante la alteración del flujo transversal de aire
sobre el ala) de tal forma que se reduce la sustentación hacia
arriba generada por el ala alterándose también la incidencia del
dispositivo de extremo de ala de tal forma que provoca que el
dispositivo de extremo de ala genere él mismo menos sustentación
hacia arriba, reduciendo en mayor medida con ello el momento de
flexión. Dicha reducción doble del momento de flexión del ala no se
suministra, o contempla, en la Patente de Daude, la cual no preve
que la aleta marginal genere directamente ninguna sustentación
vertical, por no hablar del cambio de la sustentación vertical
directamente proporcionada por la aleta marginal para reducir el
momento de fricción sobre el ala. El objeto de la presente
invención permite también la provisión de varias características
ventajosas adicionales, algunas de las cuales se describirán más
adelante.
La aeronave y el dispositivo de extremo de ala
de la presente invención pueden configurarse y disponerse de tal
forma que la primera posición sea la posición mantenida por el
dispositivo de extremo de ala durante condiciones de vuelo
estándar, como por ejemplo despegue, toma de altura y vuelo en
crucero. Esta posición puede por ejemplo, ser la posición para una
relación óptima de la sustentación de la aeronave con respecto a la
resistencia aerodinámica. Dicha posición puede verificarse por
medio de técnicas bien conocidas por la persona experta en la
materia.
Debe entenderse que el dispositivo de extremo de
ala puede ser amovible en una o más posiciones distintas de la
primera y la segunda posiciones. Por ejemplo el dispositivo de
extremo de ala puede ser amovible desde la primera posición hasta
cualquier posición dentro de un margen de \pm90 grados alrededor
del eje geométrico de rotación del dispositivo de extremo de ala.
El dispositivo de extremo de ala puede ser amovible desde la
primera posición hasta cualquiera de las infinitas posiciones
posibles entre la primera y la segunda posiciones. El dispositivo
de extremo de ala puede por supuesto ser amovible hasta una posición
fuera del margen del desplazamiento entre la primera y la segunda
posiciones. Por ejemplo, el dispositivo del extremo del ala puede
ser amovible desde la primera posición hasta una posición más allá
de la segunda posición.
Durante su uso en condiciones de carga elevada,
el dispositivo de extremo de ala puede ser desplazado desde la
primera posición hasta la segunda posición en la cual resulta
alterado el flujo de aire sobre la región del extremo del ala de la
aeronave a la cual está conectada el dispositivo. Preferentemente el
dispositivo de extremo de ala está dispuesto de tal forma que,
durante el vuelo de la aeronave, la sustentación hacia arriba
generada por el ala en la región del extremo, cuando el dispositivo
de extremo de ala está en la segunda posición, es inferior a la
elevación hacia arriba que sería generada por el ala en la región
del extremo si el dispositivo de extremo de ala estuviera en la
primera posición.
Alternativa o adicionalmente, la sustentación
hacia arriba generada por el mismo dispositivo de extremo de ala,
cuando el dispositivo de extremo de ala está en la segunda posición,
puede ser menor que la sustentación hacia arriba que sería generada
por el dispositivo de extremo de ala si el dispositivo de extremo de
ala estuviera en la primera posición. Esto puede conseguirse, por
ejemplo, haciendo que el dispositivo entre en pérdida o reduzca su
incidencia. La incidencia media del dispositivo de extremo de ala,
cuando el dispositivo de extremo de ala está en la segunda
posición, es inferior a la incidencia media del dispositivo de
extremo de ala si el dispositivo de extremo de ala estuviera en la
primera posición.
Alternativa o adicionalmente, la carga generada
sobre el mismo dispositivo de extremo de ala, cuando el dispositivo
de extremo de ala está en la segunda posición, puede ser inferior a
la carga que se generaría sobre el dispositivo de extremo de ala si
el dispositivo de extremo de ala estuviera en la primera posición.
Esto puede conseguirse, por ejemplo, mediante el cuidadoso diseño
del ángulo de divergencia del dispositivo de extremo de ala,
haciendo entrar en pérdida el dispositivo o reduciendo su
incidencia.
Preferentemente, el eje geométrico de rotación
del dispositivo de extremo de ala está situado de forma que el
ángulo entre el eje geométrico y el plano con el cual el ala está
genéricamente alineada es inferior a 30 grados. Más
preferentemente, el ángulo entre el eje geométrico de rotación del
dispositivo de extremo de ala y el plano con el cual el ala está
generalmente alineada es inferior a 10 grados. Aún más
preferentemente, el eje geométrico de rotación del dispositivo de
extremo de ala está situado de tal forma que el eje geométrico y el
plano con el cual el ala está genéricamente alineada son
sustancialmente paralelos.
El eje geométrico de rotación del dispositivo de
extremo de ala está preferentemente situado de tal forma que el
dispositivo de extremo de ala, cuando está en la segunda posición,
genera una menor sustentación hacia arriba durante el vuelo de la
aeronave que cuando el dispositivo de extremo de ala está en la
primera posición. Ventajosamente, el eje geométrico de rotación del
dispositivo de extremo de ala está situado de tal forma que el
dispositivo de extremo de ala en la segunda posición tiene una
incidencia media menor que el dispositivo de extremo de ala en la
primera posición.
El ángulo entre el eje geométrico y el plano
vertical se sitúa entre 5 grados y 30 grados, de forma que la
incidencia del dispositivo de extremo de ala varía a medida que rota
alrededor de su eje.
Debe entenderse que el eje geométrico
longitudinal de la aeronave es genéricamente un eje que discurre a
lo largo del plano de simetría de la aeronave. Por ejemplo el eje
geométrico longitudinal puede ser el eje longitudinal del fuselaje
de la aeronave. El eje longitudinal de la aeronave por lo que se
refiere a la presente invención puede, cuando el ala incluya una o
más nervaduras, considerarse como el eje geométrico a lo largo del
cual discurra una nervadura del ala de la aeronave o,
alternativamente, considerarse como la dirección de vuelo de la
aeronave en vuelo de crucero.
Ventajosamente, el dispositivo de extremo de ala
está montado alrededor de una articulación de bisagra para su
movimiento rotatorio. Una articulación de bisagra es particularmente
adecuada en esta aplicación, ya que es capaz tanto de proporcionar
los medios para hacer girar el dispositivo de extremo de ala como
para resistir cargas considerables durante su uso.
La forma del dispositivo de extremo de ala puede
configurarse para que pueda ser modificada durante su uso. El
dispositivo de extremo de ala puede por ejemplo tener una forma que
pueda modificarse con el fin de alterar la incidencia del
dispositivo de extremo de ala y/o la sustentación hacia arriba
generada por el ala o por el dispositivo de extremo de ala. La
forma de una porción del ala puede también configurarse para que
pueda cambiarse localmente durante su uso con el fin de contribuir
a la reducción del momento de flexión sobre el ala en condiciones
de carga elevada. En el caso de que una porción del ala tenga una
forma modificable, debe entenderse que la forma se modificará hasta
un punto sobre y por encima del cambio de forma de un ala diseñada
de manera convencional debido al desplazamiento resultante de la
flexibilidad y elasticidad naturales del ala. El ala y/o el
dispositivo mismo de extremo de ala puede comprender una serie de
juntas para posibilitar que el ala o el dispositivo de extremo de
ala cambien de forma.
El eje geométrico de rotación del dispositivo de
extremo de ala puede ser fijo con respecto al ala. El eje de
rotación del dispositivo de extremo de ala puede alternativamente
ser amovible con respecto al ala. El desplazamiento del dispositivo
de extremo de ala puede, por ejemplo, consistir en una combinación
de desplazamiento rotacional y de desplazamiento traslacional. Por
ejemplo, el dispositivo de extremo de ala puede se susceptible de
rotación alrededor de un eje geométrico que sea, él mismo, amovible,
por ejemplo por desplazamiento traslacional. El movimiento del
dispositivo de extremo de ala podría, por ejemplo, ser similar a la
forma en la que convencionalmente se desplazan los flaps y aletas
del borde de ataque.
En las líneas anteriores se ha declarado que la
forma del ala y/o del dispositivo de extremo de ala puede ser
susceptible de cambio. El ala y/o el dispositivo de extremo de ala
pueden con la finalidad indicada incluir, en la región del
dispositivo de extremo de ala, una porción que sea flexible, de
manera preferente que sea considerablemente más flexible que otras
porciones del ala. Sustancialmente el entero dispositivo de extremo
de ala puede ser flexible de la forma indicada. La porción flexible
consiste preferentemente en una porción elásticamente deformable.
Preferentemente, al menos una porción del ala y /o del dispositivo
de extremo de ala es elásticamente deformable, de forma que al
menos una parte del dispositivo de extremo de ala sea capaz de
flexionarse alrededor de la porción elásticamente deformable,
permitiendo de esta forma que el dispositivo de extremo de ala
pueda desplazarse entre la primera posición y la segunda
posición.
El dispositivo de extremo de ala puede se
controlado por medios activos. Esto permite que el piloto, o que un
sistema de control, tengan un alto grado de control sobre el
despliegue del dispositivo de extremo de ala. Puede instalarse un
accionador para determinar el desplazamiento del dispositivo de
extremo de ala entre la primera posición y la segunda posición.
Ventajosamente el accionador es un accionador lineal. Por ejemplo,
el accionador puede actuar en una dirección alineada con el plano en
el cual genéricamente se sitúa el ala y transversal al eje
geométrico longitudinal de la aeronave. El accionador lineal puede
actuar en una dirección genéricamente transversal al eje geométrico
de rotación del dispositivo de extremo de ala. En el caso de que se
disponga un accionador, el eje geométrico de rotación del
dispositivo de extremo de ala puede estar genéricamente alineado
con el eje geométrico longitudinal de la aeronave. El accionador
puede ser un accionador rotatorio. Por ejemplo, el accionador puede
actuar para provocar el movimiento rotatorio alrededor de un eje
sustancialmente paralelo al eje geométrico de rotación del
dispositivo de extremo de ala.
La aeronave puede incluir un dispositivo de
detección de la carga. El dispositivo de detección de la carga
puede disponerse para detectar una carga sobre el ala. La aeronave
puede incluir un sistema de control. El sistema de control puede
disponerse de forma que, en uso, el sistema de control reciba las
señales procedentes del dispositivo de detección de la carga. El
sistema de control puede estar dispuesto de forma que, en uso, el
sistema de control envíe señales a un accionador para desplazar el
dispositivo de extremo de ala preferentemente dependiendo de las
señales recibidas del dispositivo de detección de la carga dispuesto
para detectar una carga en el ala. El sistema de control puede se
parte de un sistema que controle otras partes de la aeronave. El
sistema de control puede, por ejemplo, consistir en un sistema de
control de vuelo de la aeronave. Alternativamente, el sistema de
control puede ser un sistema aparte diseñado para ejecutar la
función requerida por este aspecto de la invención.
La aeronave puede incluir una pluralidad de
alas, teniendo cada ala un dispositivo de extremo de ala de acuerdo
con la presente invención. En tal caso, es preferente que cada
dispositivo de extremo de ala sea independientemente amovible (de
forma que el desplazamiento del dispositivo de extremo de ala no
produzca necesariamente, o necesariamente requiera un
desplazamiento correspondiente de otro dispositivo de extremo de
ala).
El dispositivo de extremo de ala puede ser
controlado por medios pasivos. La aeronave puede estar dispuesta de
tal forma que el desplazamiento del dispositivo de extremo de ala
entre la primera y la segunda posiciones sea capaz de ser accionado
durante el vuelo de la aeronave como resultado de la interacción
entre el dispositivo de extremo de ala y el aire al pasar por el
dispositivo de extremo de ala. El dispositivo de extremo de ala
puede se amovible entre la primera y la segunda posiciones sin
necesidad de un accionador. En tal caso, el dispositivo de extremo
de ala está ventajosamente dispuesto para que el dispositivo de
extremo de ala sea forzado a desplazarse (lo que puede consistir en
el cambio de su forma sin que cambien las posiciones de una porción
del dispositivo) para reducir el momento de flexión del ala cuando
la sustentación hacia arriba sobre el dispositivo se incremente. El
dispositivo de extremo de ala y el ala pueden, por ejemplo, estar
dispuestos y configurados de tal forma que, cuando la elevación en
el dispositivo de extremo de ala se incremente, la elevación
provoque que el dispositivo de extremo de ala gire alrededor de su
eje geométrico para desplazarse hasta una posición en la cual el
dispositivo de extremo de ala reduzca la elevación hacia arriba en
el ala. Por ejemplo, el dispositivo de extremo de ala y su eje
geométrico de rotación puede situarse de tal forma que el centro de
la elevación del dispositivo de extremo de ala esté descentrado con
respecto al eje geométrico de rotación. Preferentemente, el
dispositivo de extremo de ala está dispuesto de tal forma que sea
forzado a desplazarse para reducir el momento de flexión en el ala
cuando la elevación en el dispositivo se incrementa por encima de
una carga de umbral, sin que se produzca sustancialmente
desplazamiento por debajo del umbral. La carga de umbral es mayor
de cero y ventajosamente es de la misma magnitud que la elevación
que se mantendría durante condiciones de carga elevada.
En una forma de realización de la invención
descrita con mayor detalle más adelante el desplazamiento del
dispositivo es controlado por un sistema de
muelle-amortiguador específico, en el que el sistema
de muelle y amortiguador está dispuesto de tal forma para que se
determine un momento de flexión de umbral, por medio de lo cual el
dispositivo de extremo de ala es forzado a desplazarse desde la
primera posición hasta la segunda posición únicamente cuando se
excede el umbral del momento de flexión. Ventajosamente, el muelle
controla el umbral del momento de flexión y el amortiguador se
dispone para reducir los efectos del comportamiento divergente o
temblor. Así, puede proporcionarse un medio elástico como por
ejemplo un muelle, que tenga efectos sobre el desplazamiento y el
comportamiento del dispositivo de extremo de ala durante su uso.
Puede disponerse un medio de amortiguación, como por ejemplo un
amortiguador que produzca efectos sobre el desplazamiento y el
comportamiento del dispositivo de extremo de ala durante su uso.
En una situación en la que la carga aplicada
sobre el ala se sitúe en el límite de un supuesto de carga elevada,
puede ser deseable que el dispositivo de extremo de ala se desplace
entre la primera y la segunda posiciones. Dicho desplazamiento
podría, por ejemplo, dar como resultado unas oscilaciones
indeseables del dispositivo de extremo de ala. Puede disponerse un
amortiguador, por ejemplo un amortiguador unidireccional que reduzca
la posibilidad de dichas oscilaciones. Puede emplearse un
amortiguador unidireccional para conseguir que no exista
prácticamente resistencia alguna al desplazamiento del dispositivo
de extremo de ala desde la posición primera a la segunda posición,
sino que proporcione una resistencia al desplazamiento del
dispositivo de extremo de ala hasta la primera posición.
El dispositivo de extremo de ala puede estar
configurado y dispuesto de tal forma que en las condiciones de
vuelo sea capaz de desplazarse hasta una posición en la cual se
extienda desde el ala en una dirección mayor de 30º a la normal del
plano con el cual el ala está genéricamente alineada. El dispositivo
de extremo de ala puede estar dispuesto de tal forma que durante el
funcionamiento normal en vuelo de la aeronave el dispositivo de
extremo de ala esté siempre en una posición en la cual se extienda
desde el ala en una dirección mayor de 30 grados a la normal. El
dispositivo de extremo de ala puede estar dispuesto de tal forma que
durante el vuelo de la aeronave el dispositivo de extremo de ala en
la primera posición se extienda desde el ala en una dirección de
aproximadamente 45 grados a la normal. El dispositivo de extremo de
ala puede estar conformado y dispuesto de tal manera que en
condiciones de vuelo sea capaz de desplazarse hasta unas posiciones
en las cuales se extienda desde el ala en un dirección cualquiera
entre una multiplicidad de ángulos entre un margen de 30 a 80
grados a la normal del plano con el cual el ala está genéricamente
alineada. Por lo que respecta a esta característica de la
invención, la normal de dicho plano estará, cuando la aeronave esté
posada sobre el terreno, genéricamente alineada con la
vertical.
La aeronave de la presente invención puede
utilizarse en un procedimiento para alterar el momento de flexión
de un ala de una aeronave, incluyendo el procedimiento de las etapas
de desplazar rotatoriamente un dispositivo de extremo de ala de una
primera posición a una segunda posición, estando el eje geométrico
de rotación del dispositivo de extremo de ala situado de tal forma
que el ángulo entre el eje y el plano con el cual el ala está
genéricamente alineada sea inferior a 45 grados, determinando el
cambio del momento de flexión en la raíz del ala. El momento máximo
de flexión en el arranque del ala sostenido en el curso de
condiciones de vuelo de carga elevada puede de esta forma ser
reducido. Preferentemente, el procedimiento incluye una etapa de
medir una carga en un ala y preferentemente una etapa adicional de
desplazar el dispositivo de extremo de ala dependiendo del
resultado de la medición de la carga. El procedimiento puede, por
ejemplo, incluir una etapa de accionar el dispositivo de extremo de
ala dependiendo de la magnitud y la naturaleza de la carga detectada
en
el ala.
el ala.
Se proporciona también un procedimiento de hacer
volar una aeronave, en el que el momento de flexión en el ala
soportado en condiciones de vuelo de carga elevada se reduce
mediante la reducción de la incidencia media del dispositivo de
extremo de ala sobre el ala desplazando rotatoriamente el
dispositivo de extremo de ala de una primera posición a una segunda
posición, estando el eje geométrico de rotación del dispositivo de
extremo de ala situado de tal forma que i) el ángulo entre el eje y
el plano con el cual está genéricamente alineada el ala, sea
inferior a 45 grados y ii) el ángulo entre el eje y el plano
vertical incluyendo el eje longitudinal de la aeronave se sitúe
entre 5 y 30 grados, determinando de esta forma la reducción del
momento de flexión en el arranque del ala.
A continuación se describirán diversas formas de
realización de la invención, únicamente a modo de ejemplo, con
referencia a los dibujos esquemáticos que se acompañan, de los
cuales:
Las Figs. 1a a c son ilustraciones de una
aeronave comercial con unos dispositivos de extremo de un ala de
acuerdo con una primera forma de realización de la invención,
la Fig. 2 muestra una vista en planta del
dispositivo de extremo de ala de la primera forma de realización de
la invención, mostrándose el sistema de accionamiento en una vista
recortada,
la Fig. 3 es una vista en sección transversal
del dispositivo de extremo de ala mostrado en la figura 2, y
la Fig. 4 muestra una vista en planta una vista
en planta del dispositivo de extremo de ala en una disposición no
incluida en el ámbito de la presente invención, mostrándose el
sistema de accionamiento en una vista recortada.
Las Figuras 1a a c muestran un dispositivo 2 de
extremo de un ala montado en la punta de un ala 4 de aeronave de
una aeronave de acuerdo con una primera invención, que se ilustra
con mayor detalle en las Figuras 2 y 3. El dispositivo de extremo
de ala ilustrado consiste en una aleta vertical de extremo. Con
referencia a las Figuras 2 y 3, el dispositivo 2 de extremo de ala
está montado sobre una bisagra 6 situada sobre una superficie
superior del ala principal 4. El dispositivo 2 de extremo de ala
puede pivotar desde una primera posición 2a hasta una segunda
posición 2b (mostrada en un trazado de línea de puntos en la Figura
3). La primera posición es la posición mantenida por el dispositivo
de extremo de ala en condiciones de vuelo estándar, como por
ejemplo en el despegue, toma de altura y vuelo de crucero. En la
primera posición, el dispositivo de extremo de ala actúa en vuelo
para mejorar la aerodinámica del ala y la sustentación hacia arriba
producida por el ala incluyendo el dispositivo de extremo de ala.
El dispositivo 2 de extremo de ala en la primera posición 2a se
extiende desde el ala 4 en una dirección de aproximadamente 45
grados respecto del plano del ala. En la segunda posición 2b la
aerodinámica del ala resulta perturbada y la sustentación hacia
arriba producida por el ala resulta consecuentemente reducida. El
dispositivo 2 de extremo de ala en la segunda posición 2b se
extiende desde el ala 4 en una dirección de aproximadamente 55
grados respecto del plano del ala. El dispositivo 2 de extremo de
ala puede ser desplazado hasta una posición (no mostrada) en el cual
se extiende desde el ala 4 en una dirección de aproximadamente 65
grados con respecto al plano del ala.
El eje geométrico de rotación de la bisagra 6 es
genéricamente horizontal y alineado con el plano del ala y está
genéricamente alineado con la dirección de vuelo, situándose en un
ángulo aproximado de 10 grados respecto del plano vertical que
incluye el eje geométrico longitudinal del fuselaje. El eje
geométrico de rotación de la bisagra 6 está alineado de forma que
la incidencia media del dispositivo 2 de extremo de ala se reduce
cuando el dispositivo 2 de extremo de ala es girado desde la primera
posición 2a hasta la posición 2b (esto es, resulta rotado alrededor
de la bisagra 6 en una dirección sinistrorso vista desde la parte
delantera). El dispositivo 2 de extremo de ala puede ser rotado
alrededor de la bisagra 6 hasta un punto mayor o menor que el
mostrado en la figura 3, dependiendo de las condiciones de elevación
de carga afrontadas.
Un accionador lineal 8 está montado dentro de la
estructura del ala principal 4 de la aeronave. Un vástago 10 está
montado para posibilitar el desplazamiento lineal en dirección
perpendicular a la bisagra 6 del eje y sustancialmente dentro del
plano del ala 4. Un extremo del vástago 10 está conectado a un
mecanismo (no mostrado) situado en el dispositivo 2 de extremo de
ala, permitiendo el mecanismo la rotación de extremo de ala
alrededor de la bisagra 6, sin someter el vástago 10 a unos
esfuerzos excesivos ocasionados por fuerzas exteriores al plano del
ala.
De acuerdo con lo anteriormente descrito, en
condiciones de vuelo estándar el dispositivo 2 de extremo de ala es
mantenido en la primera posición 2a. En condiciones de carga
elevada, como por ejemplo turbulencias o durante un giro brusco, el
dispositivo de extremo de ala resulta girado desde la primera
posición 2a hasta la segunda posición 2b. Las condiciones de carga
elevada pueden ser detectadas o predichas utilizando sistemas ya
instalados en la mayoría de las aeronaves comerciales, como por
ejemplo acelerómetros, controles con piloto y otros equipos
sensores.
En esta primera forma de realización, la
posición del dispositivo 2 de extremo de ala es controlada de forma
activa. Cuando se detecta o predice una condición de carga elevada,
una parte de la computadora de los controles de vuelo envía unas
señales que hacen que el vástago 10 se desplace a lo largo de la
extensión del ala 4 y lejos del fuselaje 12. El dispositivo 2 de
extremo de ala es obligado a pivotar alrededor de la bisagra 6
situada sobre la superficie superior del ala principal 4. La acción
del vástago 10, por consiguiente, provoca la rotación hacia arriba
del dispositivo de extremo de ala alejándose de la primera posición
2a.
El flujo de aire sobre la región del extremo del
ala 4 es perturbado, produciéndose una pérdida de la sustentación
hacia arriba, una reducción en la envergadura efectiva y de ahí una
reducción en el momento de flexión al nivel del arranque del ala 4.
Así mismo, la alineación de la bisagra 6 es tal que se reduce la
incidencia media del dispositivo de extremo de ala, reduciéndose la
sustentación hacia arriba generada por el dispositivo, y por
consiguiente, reduciendo adicionalmente el momento de flexión al
nivel del arranque del ala 4.
Cuando la condición de carga elevada ha pasado,
el vástago 10 es retraído, haciendo volver al dispositivo 2 de
extremo de ala a la primera posición 2a. Así, la primera forma de
realización proporciona un medio de reducir el momento máximo de
flexión que un ala de aeronave presumiblemente tiene que sostener
durante la vida operativa de la aeronave (esto es, incluyendo
condiciones de carga elevada). A su vez, esto posibilita que se
reduzca la capacidad del ala de soportar cargas estructurales, lo
que a su vez puede producir importantes ahorros en la masa
estructural de la aeronave y proporcionar las muchas ventajas que se
derivan de una reducción de la masa de la aeronave.
La Figura 4 muestra una disposición similar a la
primera forma de realización (pero no incluida en el ámbito de la
presente invención), en la cual el ala de una aeronave incluye un
dispositivo 102 de extremo de ala dispuesto para su desplazamiento
entre una primera posición, en la cual el dispositivo 102 de extremo
de ala funciona para mejorar la eficiencia dinámica del ala y una
segunda posición en la cual el dispositivo 102 de extremo de ala
reduce la sustentación hacia arriba proporcionada por el ala, y por
consiguiente, reduce el momento de flexión del ala. En esta
disposición, sin embargo, el dispositivo de extremo de ala está
dispuesto para girar alrededor de un eje geométrico que, aunque
sigue siendo genéricamente horizontal y alineado con el plano del
ala, es transversal a la longitud del fuselaje. El dispositivo 102
de extremo de ala está situado de forma que está más próximo al
fuselaje 12 al nivel del borde delantero que al nivel del borde
trasero.
Un accionador rotatorio 108 está montado dentro
de la estructura del ala principal 104 de la aeronave. El
dispositivo 102 de extremo de ala está conectado al ala principal
104 mediante un eje impulsor 116 que está genéricamente alineado
con el plano del ala principal y sustancialmente en línea con los
bordes delantero y trasero del ala (en un ángulo de aproximadamente
120 grados respecto del eje geométrico longitudinal del fuselaje de
la aeronave). El eje impulsor 116 es soportado sobre unos cojinetes
118 situados dentro del accionador 108. Los cojinetes 118 aseguran
que haya un desplazamiento traslacional prácticamente cero del eje
116 a lo largo de la extensión del ala 104. El accionador rotatorio
108 y el eje impulsor 116, por consiguiente, cumplen funciones
tanto de soporte como de control.
En esta disposición, el dispositivo 102 de
extremo de ala es mantenido en la primera posición en condiciones
de vuelo estándar y el dispositivo de extremo de ala es controlado
mediante medios activos. En la primera posición, las superficies
externas del dispositivo de extremo de ala están al mismo nivel que
las superficies externas adyacentes del ala. Cuando se detecta o
predice una condición de carga elevada, el accionador hace girar el
eje impulsor 116 en sentido sinistrorso visto desde la punta del
ala, haciendo girar el borde delantero del dispositivo 102 de
extremo de ala hacia abajo, hasta la segunda posición. En esta
disposición los bordes del dispositivo de extremo de ala y el ala
que estaban situados en paralelo en la primera posición se sitúan
ahora en posición no paralela y las superficies del dispositivo de
extremo de ala y el ala quedan situados de forma que ya no están al
mismo nivel. El flujo de aire sobre la región del extremo del ala
104 resulta perturbado, dando como resultado una pérdida de la
sustentación hacia arriba, una reducción de la envergadura
efectiva, y de ahí, una reducción en el momento de flexión al nivel
del arranque del ala 104. Así mismo, la incidencia media de
dispositivo 102 de extremo de ala se reduce, disminuyendo la
sustentación hacia arriba generada por el dispositivo y, por
consiguiente, disminuyendo el momento de flexión al nivel del
arranque del
ala 104.
ala 104.
Cuando la condición de carga elevada ha pasado,
el accionador hace girar el eje impulsor 116 en sentido dextrorso
visto desde el extremo del ala, haciendo volver el dispositivo 102
de extremo de ala a la primera posición.
En variantes (no mostradas) de la forma de
realización de la invención preferente anteriormente descrita, el
dispositivo de extremo de ala es controlado mediante medios pasivos,
de forma que cuando la sustentación del dispositivo de extremo de
ala es lo bastante acusada, es forzado a desplazarse hacia la
segunda posición por medio de las cargas ejercidas sobre el
dispositivo de extremo de ala resultantes de la sustentación.
De acuerdo con una segunda forma de realización
(no mostrada), relacionada con un dispositivo de extremo de ala muy
similar al dispositivo de extremo de ala de la primera forma de
realización, el control pasivo es un sistema de
muelle-amortiguador que comprende un muelle y un
amortiguador unidireccional. El amortiguador unidireccional se
emplea para que ofrezca resistencia al retorno del dispositivo de
extremo de ala hasta la primera posición pero no para ofrecer
resistencia a la rotación del dispositivo de extremo de ala cuando
el umbral del momento de flexión es sobrepasado por primera vez.
Así, el muelle controla el umbral del momento de flexión y el
amortiguador impide el comportamiento divergente o vibración.
En una tercera forma de realización (no
mostrada) una sección de material elástico flexible, que comprende
un material de caucho, es situado entre el dispositivo de extremo de
ala y el ala principal. La sección flexible posibilita de modo
efectivo el desplazamiento del dispositivo de extremo de ala de
manera similar a la suministrada por la bisagra de la primera forma
de realización. Cuando la elevación en el dispositivo de extremo de
ala aumenta, la sección de material es lo suficientemente flexible
como para que la carga resultante de la sustentación sobre el
dispositivo de extremo de ala desplace el dispositivo de extremo de
ala desde la primera posición hasta la segunda posición en la cual
la elevación global hacia arriba del ala se reduce. El dispositivo
de extremo de ala, por consiguiente, alcanza una posición de
equilibrio para cualquier condición de carga elevada.
De acuerdo con otra disposición, relacionada con
un dispositivo de extremo de ala muy similar al dispositivo de
extremo de ala de la disposición de la figura 4, un cojinete
libremente rotatorio está situado aproximadamente en el lugar que
se muestra el eje impulsor de la figura 4 y soporta un eje que
sobresale del dispositivo de extremo de ala. La rotación del
dispositivo de extremo de ala es controlada mediante un mecanismo de
varillaje independiente situado detrás de la junta rotatoria
principal activada por un accionador lineal. En otra disposición,
(una variante, no mostrada, de la disposición anteriormente
mencionada) el dispositivo de extremo de ala es soportado sobre un
cojinete de rotación libre (como antes) y el eje impulsor de un
accionador rotatorio pasa por debajo del centro de cojinete de
soporte. Ambas variantes permiten que las funciones de soporte y
accionamiento resulten separadas.
En otra disposición adicional (no mostrada)
relacionada con un dispositivo de extremo de ala muy similar al
dispositivo de extremo de ala mostrado en la figura 4, el
dispositivo de extremo de ala es controlado por medios pasivos. El
eje geométrico de rotación del dispositivo de extremo de ala está
situado en un lado del centro de sustentación del dispositivo de
extremo de ala. Cuando la sustentación del dispositivo de extremo
de ala aumenta, el momento generado alrededor del eje geométrico de
rotación fuerza al dispositivo de extremo de ala a girar hasta una
posición en la cual genera menos sustentación hacia arriba. En esta
disposición, el sistema incorpora un muelle que determina el umbral
en el que rotará el dispositivo. Esto sirve para reducir el
desplazamiento a pequeña escala del ala alrededor de la primera
posición y contribuye a reducir la vibración.
Debe apreciarse que pueden efectuarse diversas
modificaciones en las formas de realización de la invención
anteriormente descritas. En cada forma de realización el dispositivo
de extremo de ala está constituido por una aleta vertical de
extremo, pero el dispositivo podría, por supuesto, estar constituido
por cualquier dispositivo de extremo de ala capaz de mejorar la
eficiencia aerodinámica en la primera posición pero podría provocar
momentos de flexión elevados en el ala de la aeronave en condiciones
de carga elevada. En dicha forma de realización modificada, el
dispositivo sería desplazable hasta una segunda posición en la cual
el dispositivo reduce los momentos de flexión del ala principal,
por ejemplo en condiciones de carga elevada. La función de la junta
flexible de la cuarta forma de realización puede proporcionarse
fabricando el ala, una porción de la misma, el dispositivo de
extremo de ala, o una porción del mismo, a partir de un material
elastomérico o de un material compuesto con propiedades resilientes
(elásticas) apropiadas.
Claims (8)
1. Una aeronave que comprende un ala (4),
comprendiendo el ala (4) una raíz, una punta, y un dispositivo (2)
de extremo de ala, montado en la región de la punta, en la que
el dispositivo (2) de extremo de ala es
rotatoriamente amovible entre una primera posición (2a) y una
segunda posición (2b), estando el eje geométrico de rotación del
dispositivo (2) de extremo de ala situado de forma que el ángulo
entre el eje geométrico y el plano con el cual el ala (4) está
genéricamente alineada es inferior a 45 grados, y
el dispositivo (2) de extremo de ala está
dispuesto de tal forma que, durante el vuelo de la aeronave, el
momento de flexión al nivel de la raíz del ala cambia dependiendo de
la posición del dispositivo de extremo de ala,
caracterizada porque
el eje geométrico de rotación del dispositivo de
extremo de ala está situado de forma que:
- a)
- el ángulo entre el eje y el plano vertical incluyendo el eje geométrico longitudinal de la aeronave oscila entre 5 y 30 grados y
- b)
- la incidencia media del dispositivo (2) de extremo de ala, cuando el dispositivo (2) de extremo de ala está en la segunda posición (2b), es inferior a la incidencia media del dispositivo de extremo de ala si el dispositivo de extremo de ala estuviera en la primera posición (2a),
por medio de lo cual el momento máximo de
flexión al nivel del arranque del ala sostenido durante condiciones
de vuelo de carga elevada puede de esta forma ser reducido.
2. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación
1, en la que el ala (4) y el dispositivo (2) de extremo de ala
están dispuestos de forma que, durante un vuelo de la aeronave,
cuando el dispositivo de extremo de ala está en la segunda posición
(2b),
i) la sustentación hacia arriba generada por el
ala en la región de la punta, y
ii) la sustentación hacia arriba generada por el
dispositivo de extremo de ala,
son cada una inferiores a las que serían si el
dispositivo de extremo de ala estuviera en la primera posición.
3. Una aeronave de acuerdo con las
reivindicaciones 1 ó 2, en la que el eje geométrico de rotación del
dispositivo (2) de extremo de ala es sustancialmente paralelo al
plano con el cual el ala (4) está
genéricamente alineada.
genéricamente alineada.
4. Una aeronave de acuerdo con cualquier
reivindicación precedente, en la que al menos una porción del ala
(4) y/o del dispositivo (2) de extremo de ala es elásticamente
deformable, de forma que al menos una parte del dispositivo de
extremo de ala puede flexionarse alrededor de la porción
elásticamente deformable, permitiendo con ello que el dispositivo
de extremo de ala pueda desplazarse entre la primera posición y la
segunda posición.
5. Una aeronave de acuerdo con cualquier
reivindicación precedente, en la que la aeronave incluye un
dispositivo de detección de cargas dispuesto para detectar una carga
sobre el ala (4) y un sistema de control dispuesto de forma que, en
uso, el sistema de control recibe unas señales procedentes del
dispositivo de detección de cargas y envía las señales hasta un
accionador (8) para desplazar el dispositivo (2) de extremo de ala
en función de las señales recibidas del dispositivo de detección de
cargas.
6. Una aeronave de acuerdo con cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 4, en la que la aeronave está dispuesta de
forma que el desplazamiento del dispositivo (2) de extremo de ala
entre la primera y la segunda posiciones es susceptible de ser
producido durante el vuelo de la aeronave como resultado de la
interacción entre el dispositivo de extremo de ala y el aire que
pasa por el dispositivo de extremo de ala.
7. Una aeronave de acuerdo con cualquier
reivindicación precedente, en la que el dispositivo de extremo de
ala está configurado y dispuesto de tal forma que en condiciones de
vuelo es capaz de desplazarse hasta una posición en la cual se
extiende desde el ala en una dirección de más de 30 grados respecto
de la normal del plano con el cual el ala está genéricamente
alineada.
8. Un procedimiento de vuelo de una aeronave, en
el que el momento de flexión en el ala sostenido en condiciones de
vuelo de carga elevada se reduce por medio de la disminución de la
incidencia media de un dispositivo (2) de extremo de ala sobre el
ala (4) mediante el desplazamiento rotatorio del dispositivo de
extremo de ala desde una primera posición (2a) hasta una segunda
posición (2b), estando el eje geométrico de rotación del
dispositivo (2) de extremo de ala situado de forma que i) el ángulo
entre el eje y el plano con el cual el ala (4) está genéricamente
alineada es inferior a 45 grados y ii) el ángulo entre el eje y el
plano vertical que incluye el eje geométrico longitudinal de la
aeronave oscila entre 5 y 30 grados, provocando de esta forma que
se reduzca el momento de flexión al nivel de la raíz del ala.
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