ES2310364T3 - Aparato y metodo para el control de los flujos en las estelas. - Google Patents
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Abstract
Un sistema de disipación del torbellino en un plano aerodinámico comprendiendo: a) un plano aerodinámico que tiene un borde de ataque (16), un borde de salida (18), una zona del extremo exterior (20), una superficie aerodinámica superior (23), una superficie aerodinámica inferior (24), un eje longitudinal del ala (26), un eje de cuerda de adelante a atrás (28) y un plano de referencia de alineación coincidente con el eje longitudinal del ala (26) y el eje de cuerda (28), en donde cuando el plano aerodinámico está funcionamiento para crear la sustentación aerodinámica, se crea un torbellino (22) en dicha zona del extremo exterior del plano aerodinámico, teniendo dicho torbellino (22) un eje del núcleo del torbellino (44), una región de flujo circunferencial principal (cohetes seis) y una región de flujo perimetral exterior (48); b) un aparato de disipación del torbellino comprendiendo: i. una sección de toberas que está en, o próximo a, dicha zona del extremo exterior (20) del plano aerodinámico, y que tiene una zona de descarga de toberas (92) en una situación de alineación que se extiende en general en una dirección de adelante a atrás en, o próximo a, la zona del extremo exterior (20) del plano aerodinámico, disponiéndose dicha sección de toberas para descargar un chorro de aire de inyección (62) en una dirección de descarga lateral (60) que tiene un componente sustancial de alineación de la descarga en general perpendicular al eje de cuerda y paralelo al plano de alineación; y ii. una sección de entrada de aire presurizado (76) para suministrar aire presurizado a dicha sección de toberas para que se descargue desde dicha sección de toberas; caracterizándose dicho sistema en que dicha zona de descarga de toberas (92) se dispone para que se actúe sobre ella para mover la dirección de descarga lateral (60) del chorro de aire de inyección hacia arriba y hacia abajo entre las posiciones extremas superior e inferior en una forma cíclica.
Description
Aparato y método para el control de los flujos
en las estelas.
La presente invención se refiere a disminuir el
problema de los vórtices que se forman en las puntas exteriores de
las superficies aerodinámicas, y más particularmente el problema de
tales vórtices cuando se desarrollan por un avión, especialmente
una avión bastante grande, viajando sobre una ruta aérea, donde los
vórtices pueden tener efectos adversos sobre un avión que siga (o
cruce) la misma ruta aérea.
La capacidad de los aeropuertos actuales se
controla en gran medida por las horas de operación, que en gran
medida se confinan a las horas diurnas para impedir la contaminación
acústica en los alrededores del aeropuerto, y por la frecuencia con
que los aviones pueden entrar y salir del aeropuerto. Un elemento
dosificador en la frecuencia de aterrizaje y despegue es el tiempo
necesario para la disipación de los vórtices de la estela
producidos por loa aviones en movimiento. El tamaño e intensidad de
los vórtices de la estela se determinan por el tamaño y el peso del
aparato aéreo, y plantean condiciones particularmente peligrosas en
la estela de aviones de gran envergadura. En el caso del peor
escenario, esto puede ser suficientemente peligroso causando
roturas en el avión. Este problema se ha reconocido durante varias
décadas, y se han sugerido un número de métodos para paliar este
problema.
Una búsqueda en la documentación de patentes ha
identificado un número de patentes, que son las siguientes:
El documento de Estados Unidos 6.668.638 (Huang)
se dirige al control de la ruptura del torbellino en una superficie
aerodinámica de un aparato aéreo en ala delta. Para un aparato aéreo
de combate de alto rendimiento, en el funcionamiento con altas
incidencias y altas tasas angulares, el flujo de aire sobre las
superficies de control queda afectado por los vórtices en el borde
de ataque que se explotan para obtener fuerzas aerodinámicas extra.
Hay inyectores móviles sobre la superficie aerodinámica superior
para controlar esta rotura de los vórtices y también puede
absorberse el aire desde la superficie superior del ala.
El documento de Estados Unidos 6.378.807
(Tomioka) proporciona inyectores que soplan sobre el ala con la
finalidad de retirar la nieve.
El documento de Estados Unidos 6.283.406
(Remington y otros) se refiere a reducir el impulso de alta
velocidad y el ruido de la interacción del torbellino de la pala en
un helicóptero que tiene lugar particularmente cuando el aparato
aéreo se mantiene inmóvil en el aire de forma que el torbellino de
una pala afecta a la siguiente pala. En una realización los pasos
de entrada de aire se posicionan sobre la superficie de cada pala
próximos al borde de ataque y a la punta exterior para admitir aire
en el interior del volumen de la pala, y se dispone un paso de
salida de aire sobre el borde de salida y la zona de la punta
exterior para expeler el aire.
El documento de Estados Unidos 5.813.625 (Hassan
y otros) se refiere a la reducción de ruido en un rotor aéreo. El
aire presurizado se dirige dentro de la pala del rotor y hacia el
exterior a través de un conjunto de aperturas a lo largo de un área
superficial sustancial de la pala del rotor tanto en la superficie
superior como inferior cerca del borde de ataque y también cerca
del extremo final de la pala del rotor. El fluido presurizado está
en una dirección generalmente perpendicular a la superficie de las
palas.
El documento de Estados Unidos 5.806.807 (Haney)
describe un plano aerodinámico de atenuación del torbellino donde
hay un deflector 40 posicionado sobre la superficie superior del ala
a corta distancia hacia el interior desde el extremo final del ala,
y un paso de aire que se extiende a través del plano aerodinámico
desde una entrada en la superficie inferior del plano aerodinámico
a una salida sobre el lado superior del plano aerodinámico hacia el
exterior del deflector 40.
El documento de Estados Unidos 5.755.408
(Schmidt y otros) muestra un sistema para crear turbulencias en la
superficie del borde de ataque mediante la eyección de aire
presurizado selectivamente, bajo el control de un sistema
micro-electromecánico para afectar a la turbulencia
en la capa límite sobre la zona de la superficie del ala.
El documento de Estados Unidos 5.158.251
(Taylor) se refiere a aminorar el torbellino en el extremo del ala
en un sistema donde el aire presurizado se emite a través de una
ranura 36 que está en el borde superior exterior de la superficie
de las alas y alineado en la dirección de adelante a atrás. El aire
presurizado emitido tangencialmente desde la ranura que se curva
hacia el exterior y hacia abajo de manera que forma la aparición de
una "Coanda" (ver la Figura 4) que se extiende en forma de
cuerda hacia abajo desde la superficie de Coanda 42 perpendicular
al plano del ala. Se indica que es deseable que la cortina de Coanda
cubra la mayor área posible en dos dimensiones tanto en dirección
de la forma de cuerda (horizontal) como en la de elevación
(vertical).
El documento de Estados Unidos 4.477.042
(Griswold II) expone el problema de la disminución del torbellino
que resulta particularmente cuando un aparato aéreo pesado con una
envergadura de carga significativa de forma que el torbellino no
afecte adversamente al aparato aéreo que le sigue en la estela del
aparato aéreo más pesado. Para aminorar este problema, la zona de
la punta del ala se conforma en una realización con una orientación
hacia arriba, y en otra realización (Figura 11) con una orientación
hacia abajo. También, el aire se descarga a través del borde
exterior del ala, y esto se describe en la columna 6 que comienza en
la línea 36 con referencia a las figuras 6 y 7. El aire se descarga
a través de una ranura 54 y se dirige en generalmente de modo
tangencial respecto a las superficies del extremo 34, 38 de forma
que el flujo de aire sobre las superficies se une al fluido
descargado a una velocidad comparable y forma un torbellino que
carece del núcleo laminar compacto. Se establece que el efecto del
fluido descargado aminora las diferenciales de velocidad del flujo y
de ese modo disminuye la circulación dentro de la región del
torbellino.
El documento de Estados Unidos 3.997.132 (Erwin)
se dirige hacia la disminución del problema de los vórtices en el
extremo del ala que afectan al aparato aéreo que lo sigue en la ruta
del torbellino. Hay unos motores a reacción principales 26 montados
cerca del fuselaje, y en cada extremo del ala, hay unos motores a
reacción secundarios 32. Estos se disponen de forma que hay álabes
guía 70 que se posicionan en el conducto de bypass anular 42. Estos
álabes 70 se dirigen de manera que contrarrestan el efecto de los
vórtices que se desarrollan en el extremo del ala.
El documento de Estados Unidos 3.984.070
(Patterson Jr.) se dirige también hacia el problema de los vórtices
en el extremo del ala que afectan al aparato aéreo que lo sigue en
el torbellino. Hay unas placas que pueden retraerse y que tienen
una posición retraída dentro de un componente tubular, y que pueden
expandirse a una posición extendida radialmente (Figura 2) en el
modo de disipación del torbellino.
El documento de Estados Unidos 3.974.986
(Johnstone) se refiere a disminuir el problema de los vórtices que
se generan en el emplazamiento del extremo del ala. Hay aperturas de
entrada 48 posicionadas en el lado inferior del extremo del borde
del ala, y circula aire a alta presión en estas aperturas 48 y
dentro de los pasos donde se descarga a través de la ranura 46 en
la superficie superior del ala.
El documento de Estados Unidos 3.936.013 (Yuan)
se refiere al problema de disminuir el problema de los vórtices en
el emplazamiento del extremo del ala. En la punta del ala hay un
componente tubular 21 que proyecta lateralmente y hacia el exterior
desde el extremo del ala hacia la corriente de aire, y hay orificios
22 que soplan aire en la corriente de aire del torbellino. En la
Figura 3, el flujo del torbellino de aire se ilustra en 24,
fluyendo en una dirección hacia arriba y los chorros de fluido hacia
abajo 25 que se expulsan desde el componente tubular 21 se indican
en 25.
El documento de Estados Unidos 3.881.669
(Lessen) se refiere al problema de disminuir la formación de
vórtices en el borde exterior de la punta exterior de las alas.
Esta disposición consiste en inyectar en el núcleo del torbellino
de la estela un chorro de fluido. Se establece en la columna 3,
línea 15, que es esencial que el eje del fluido inyectado sea
sustancialmente co-lineal y co-axial
con los ejes longitudinales del torbellino de la estela.
El documento de Estados Unidos 3.841.587 (Freed)
se refiere al problema de disminuir los vórtices en los extremos
del ala. Situado en el extremo de cada ala hay un conjunto de tobera
26 que se sitúa en el borde de salida exterior del ala y descarga
aire dirigido hacia abajo en el núcleo del torbellino. El aire se
purga desde los motores a reacción para proporcionar el aire
presurizado. Es una tobera convergente-divergente
(es decir de tipo Venturi) de forma que el aire en la tobera
alcanza la velocidad sónica en la entrada de forma que la velocidad
aumenta a un nivel máximo supersónico en la sección divergente de la
tobera desde la que el aire se expande hacia el exterior. La tobera
se dispone de forma que los pasos de salida pueden estar en una
configuración tal que creen un nuevo flujo vertical del aire en una
dirección de rotación contraria en relación con el torbellino que
se forma en el extremo del ala. Hay una transición desde la
velocidad supersónica hacia la subsónica que produce una onda de
choque con un cambio brusco en la temperatura y un aumento rápido en
la densidad del aire en la región de formación del torbellino. Se
establece que esto produce o bien una detención del torbellino o
causa su rápida disminución.
El documento de Estados Unidos 3.596.854 (Haney
Jr.) se refiere a afectar el desarrollo del torbellino en los
extremos del ala, principalmente por la razón de un mejor control
aerodinámico del avión. En el extremo del ala hay una carcasa 10
que tiene una cámara generalmente cilíndrica 11 cerrada en el frente
y con un orificio de descarga 12 en la parte posterior. Esto hace
que el aire gire o se arremoline en la cámara. Esto se realiza de
forma que se aumente o se disminuya la sustentación.
El documento de Estados Unidos 3.012.740
(Wagner) se refiere a un sistema de control de las capas límites de
un aparato aéreo en donde se extrae desde el motor aire a alta
presión y se descarga a lo largo del ala para un mejor control de
las capas límite.
El documento de Estados Unidos 2.650.781
(Taylor) muestra un sistema para llevar a cabo el control de las
capas límite. Se establece que el torbellino que se forma en la
punta del ala crea un área de baja presión dentro del núcleo del
torbellino. Hay una ranura alargada 20 en la superficie superior del
ala, y ésta se fija mediante un conducto que conduce a una apertura
en la zona del extremo posterior del ala. De ese modo, el aire se
absorbe a través de la ranura para ir a través de este tubo y ser
lanzado dentro del torbellino como un medio para proporcionar un
control de las capas límite.
El documento de Estados Unidos 3.845.918 (White
Jr.) muestra un "disipador de torbellino" que comprende una
placa plana fija que se monta en el extremo del ala y que se alinea
en la dirección de la corriente libre. La placa se extiende hacia
adelante desde el borde de salida del extremo y hacia el exterior
desde lado de succión de la superficie de sustentación
suficientemente lejos como para alcanzar la máxima velocidad de
rotación del torbellino.
El documento de Estados Unidos 5.150.859
(Ransick) muestra una disposición donde se sitúa una turbina en el
extremo del ala y en el torbellino de salida que se induce en el
extremo del ala de forma que el torbellino mueve los álabes de un
propulsor que a su vez suministran energía a cuestiones tales como
el sistema de deshelado de las alas, etc.
El documento de Estados Unidos 5.492.289
(Nosenchuck y otros) describe un "cuerpo de sustentación con
vórtices de salida de fuerza reducida". El borde de salida del
ala se forma con una longitud de cuerda variable cerca del borde
del ala, como se muestra en la Figura 7A donde hay una
"perturbación" que sobresale hacia atrás en 105 en la situación
del extremo 102.
El documento de Estados Unidos 5.634.613
(McCarthy) muestra una configuración para mejorar los problemas de
generación del torbellino en el extremo del ala mediante el
contorneado de la zona del extremo exterior del ala de forma que se
cree un "vórtice beneficioso". Por ejemplo, en la Figura 2, que
es un vista mirando directamente hacia el borde el borde de ataque
del ala, hay una torsión en la dirección de delante a atrás en 66
que cambia gradualmente el ángulo de ataque real del plano
aerodinámico desde una posición del ángulo de ataque 68 cerca de la
raíz a un ángulo de ataque negativo en la posición 70.
El documento de Estados Unidos 5.918.835
(Gerhardt) describe un dispositivo de torbellino en el extremo del
ala instalado en el extremo del ala del aparato aéreo, este
dispositivo tiene aletas radiales que se sitúan en la posición del
torbellino de forma que se fuerzan a rotar por el torbellino que se
desprende desde el extremo del ala.
El documento de Estados Unidos 6.082.679 (Crouch
y otros) describe un sistema para la destrucción de los vórtices de
salida, esto se lleva a cabo mediante la actuación sobre las
superficies de control del borde de salida del plano aerodinámico
de forma que da como resultado una ruptura acelerada de los vórtices
de salida.
El documento de Estados Unidos 6.394.397 (Ngo y
otros), compañía, describe un medio de disipar el torbellino por
medio del equipamiento de una zona del borde exterior del ala con un
componente de extremo deslizante 28 que tiene una posición en donde
se alinea con el ala principal, y una segunda posición en donde se
mueve hacia abajo desde el ala principal para extenderse en la
superficie del lado de presión 24 para disipar el torbellino.
El documento de Estados Unidos 6.422.518 (Stuff
y otros), describe un aparato aéreo con medios para romper los
vórtices de la punta de las alas, esto se lleva a cabo por medio de
la colocación de pequeñas alas en varias localizaciones sobre el
avión, tales como en el fuselaje detrás de las alas, en la punta de
la cola en el plano horizontal, o en los alerones de aterrizaje en
el lado interior de los bordes de las alas.
El documento de Estados Unidos 6.513.761
(Huenecke), muestra un sistema para reducir los vórtices en la
estela del aparato aéreo mediante la generación de un torbellino o
vórtices para contrarrestar y hacer que el torbellino de la salida
"vibre". Las vibraciones del torbellino de salida se extienden
preferiblemente perpendiculares al eje longitudinal central del
aparato aéreo. Se muestran varias versiones de esto en las Figuras
7, 8 y 9. Se indica en la columna 6, línea 6 que los generadores
del torbellino 9 y 10 son preferiblemente alerones auxiliares que
se sitúan de tal forma que sus respectivos vórtices contrarios 13 y
14 interfieren con la formación de los vórtices del alerón 11B y
12B.
El documento EP0689990 describe un dispositivo
de reducción de ruido para un rotor que incluye una unidad para
producir aire comprimido, un eje conductor que se equipa con un
primer paso de suministro de aire en el que circula el aire
comprimido desde la unidad de producción de aire y palas de rotor
equipadas con un segundo paso de suministro de aire en el que el
circula el aire desde el primer paso de suministro de aire. Para
eyectar el suministro de aire comprimido desde las palas del rotor,
las toberas de eyección tienen un mecanismo de ajuste de la
eyección y los bordes de salida respectivos de los mismos en la
dirección de rotación. En funcionamiento, las toberas de eyección
expulsan el aire comprimido en la dirección radial de las palas del
rotor.
El documento de Estados Unidos 3.090.584
describe un aparato para variar las fuerzas de sustentación y
control que actúan sobre un aparato aéreo en donde se equipan con
una salida de descarga de fluido con forma de vertido a lo largo de
uno de los bordes de ataque o de punta de un componente de
sustentación aerodinámica.
\vskip1.000000\baselineskip
La Figura 1 es una vista isométrica que muestra
un avión despidiendo un torbellino en cada punto del extremo del
ala;
la Figura 2 es una vista isométrica de una
sección de un plano aerodinámico que ilustra el patrón de flujo que
da como resultado la formación de un torbellino;
la Figura 3 es una vista isométrica un tanto
esquemática que ilustra de forma esquemática el patrón de flujo de
los vórtices generados y el efecto de estos sobre otros aparatos
aéreos;
la Figura 4 es una vista en una sección de corte
de un torbellino típico;
las Figuras 5A-5B son vistas
secuenciales mostrando un patrón del flujo de inyección de aire de
una realización inicial de la presente invención;
la Figura 6 es una vista isométrica un tanto
esquemática que ilustra una sección de la tobera de una realización
de la invención;
la Figura 7 es una vista en sección tomada a lo
largo de la línea 7-7 de la Figura 6;
la Figura 8 es una vista desde el extremo de la
sección de la tobera de la Figura 6;
las Figuras 9A. 9B, 9C-1,
9C-2, 9D-1, 9D-2
ilustran el torbellino que se desprende de la punta del ala en
situaciones en las que no se activa el aparato de disipación del
torbellino y en las que sí se activa el aparato de disipación del
torbellino donde la frecuencia del movimiento cíclico de la
dirección del chorro de inyección de aire es de 10,7 Hz;
las Figuras 10A, 10B y 10C muestran una
superficie de nivel que representa el torbellino antes de la
activación del aparato y tras la activación donde la frecuencia de
funcionamiento es de 10,7 Hz;
las Figuras 11A, 11B y 11C son gráficos que
presentan el desarrollo y la degradación del torbellino a la
frecuencia de funcionamiento de 10,7 Hz;
las Figuras 12A, 12B y 12C son representaciones
en una superficie de nivel similares a las figuras 10A, 10B y 10C
excepto en que la frecuencia de funcionamiento es 1,07 Hz;
las Figuras 13A, 13B y 13C son gráficos
similares a las Figuras 11A, 11B y 11C, con el aparato funcionando a
una frecuencia de 1,07 Hz;
las Figuras 14A, 14B, 14C, 14D y 14E son vistas
secuenciales similares a las Figuras 5A-5D, pero
mostrando una realización adicional de la presente invención donde
el chorro de inyección de aire tiene dos secciones de chorro de
inyección de aire que se mueven hacia adelante y atrás en una
relación de desfase.
\vskip1.000000\baselineskip
De acuerdo con la presente invención se aporta
un sistema de disipación del torbellino en el plano aerodinámico y
un método en relación con el mismo cómo se reivindica en las
reivindicaciones adjuntas.
El plano aerodinámico en el que se incorpora el
sistema tiene un borde de ataque, un borde de salida, una zona de
borde exterior, una superficie aerodinámica superior, una superficie
aerodinámica inferior, un eje en el sentido longitudinal del ala,
un eje de cuerda de adelante a atrás y un plano de referencia de
alineaciones coincidente con el eje en el sentido longitudinal del
ala y con el eje de cuerda. Cuando el plano aerodinámico está
funcionando para crear una sustentación aerodinámica, se crea un
torbellino en la zona del extremo exterior del plano aerodinámico.
El plano aerodinámico tiene un eje del núcleo del torbellino, una
región de flujo circular principal y una región de flujo perimetral
exterior.
El aparato de disipación del torbellino
comprende una sección de toberas que está en o próximo a la zona del
extremo exterior del plano aerodinámico, y tiene una zona de
descargas de tobera que en esta realización está en una posición de
alineación que se extiende en general en una dirección de adelante a
atrás en, o próximo a, la zona del extremo exterior del plano
aerodinámico. La sección de toberas se dispone para descargar un
chorro de inyección en el torbellino en una dirección de descarga
lateral que tiene una componente sustancial de alineación de la
descarga en general perpendicular al eje de cuerda y paralelo al
plano de alineación. Hay una sección de entrada de aire presurizado
para suministrar aire presurizado a la sección de toberas
descargándose el aire presurizado desde la sección de toberas. La
zona de descarga de toberas se dispone para que se actúe sobre ella
para mover la dirección de descarga lateral hacia arriba y hacia
abajo entre las posiciones límites superior e inferior en una forma
cíclica.
En al menos una realización, la dirección de
descarga lateral del chorro de inyección se mueve en ciclos en
forma giratoria a través de un ángulo de al menos tanto como
alrededor de un tercio de un ángulo recto, o a través de un ángulo
de al menos tanto como alrededor de dos tercios de un ángulo recto o
más.
En una realización, la tobera de descarga se
dispone de forma que cuando la dirección de descarga lateral está
en una posición en general central entre las posiciones superior e
inferior, la zona de descarga de toberas está descargando el chorro
de aire de inyección de forma que la dirección de descarga lateral
tiene un componente sustancial de alineación en general
perpendicular al eje de la cuerda y en general paralelo al plano de
referencia de alineación.
En otra realización, la zona de descarga de
toberas se dispone de forma que la dirección de descarga lateral
está en una situación en general central entre las posiciones
superior e inferior, y el sistema de descarga de toberas está
descargando un chorro de aire de inyección de forma que la dirección
de descarga lateral tiene un componente sustancial de alineación
que se inclina hacia abajo y hacia el exterior desde el plano de
alineación referenciado.
En un modo de operación, el aparato se dispone
de forma que la frecuencia cíclica del movimiento de vaivén de la
dirección de descarga es suficientemente alta como para que la
disipación de dicho torbellino se lleve a cabo mediante el
aminoramiento de la intensidad del torbellino. En diferentes modos
de funcionamiento esta frecuencia cíclica puede ser mayor que 2 Hz,
al menos tan grande como 5 Hz o tan grande como 10 Hz o mayor.
En otro modo de funcionamiento el aparato de
disipación del torbellino se dispone de modo que la frecuencia
cíclica del movimiento de vaivén de la dirección de descarga lateral
es suficientemente baja de forma que la disipación del torbellino
se lleva a cabo al menos en parte mediante la aceleración de la
inestabilidad que conduce a la disipación del torbellino. Esa
frecuencia cíclica puede ser al menos tan baja como alrededor de 2
Hz, o tan baja como aproximadamente 1 Hz o menos.
También, en aún otra realización la zona de
descarga de toberas se dispone de forma que tenga al menos dos
zonas de descarga de toberas que descargan al menos dos zonas de
chorro de aire de inyección, con dichas zonas de chorro de aire de
inyección moviéndose cíclicamente hacia delante hacia atrás en una
relación de desfase.
Para describir estas realizaciones con más
detalle se hace referencia a la Figura 1, donde se muestra en alguna
forma esquemática la zona anterior de un avión 10 que tiene un
fuselaje 12 y las alas derecha e izquierda 14. Cada ala 14 tiene un
borde de ataque 16, un borde de salida 18 y una zona del borde de la
punta exterior 20. Como se ilustra en la Figura 1, se desprende de
cada zona del borde exterior 20 un torbellino, indicado
esquemáticamente en 22, que puede describirse como una masa de aire
girando rápidamente.
Para describir la forma en la que un ala produce
un torbellino, se hace referencia a la Figura 2, que muestra la
sección exterior de un ala 14 que tiene unos bordes y ataque y de
salida 16 y 18 y una zona del borde de punta 20. El ala 14 tiene
una superficie aerodinámica superior 23, una superficie aerodinámica
inferior 24, un eje en el sentido longitudinal del ala 26 y un eje
de cuerda 28. Para propósitos de descripción, se designará un
"plano de alineación" que está alineado en general de forma
horizontal (con el avión volando horizontalmente) y que es
coincidente con eje longitudinal del ala 26 y el eje de cuerda
28.
Con referencia adicional a la Figura 2, para
describir brevemente como se forma el torbellino 22 en vuelo,
existe un nivel de presión diferencial entre las superficies del ala
superior e inferior 23 y 24, eso da como resultado un cambio en la
dirección (indicado en 31) de la componente de velocidad en el
sentido longitudinal del ala a través de la superficie del borde de
salida que separa el flujo de arriba del de debajo del ala. Este
gradiente de velocidad es la fuente principal del contenido de
vorticidad en la estela. La hoja de vorticidad concentrada aparece
en dos elementos de torbellino distintos en rotación contraria 22
que se originan en las puntas del ala, como se muestra
esquemáticamente en la Figura 1 y se indica también en 22 en la
Figura 2.
Dependiendo de las condiciones del tiempo, para
aviones grandes y pesados estas vorticidades son bastante intensas
y pueden persistir durante un tiempo relativamente largo, lo que se
traduce en distancias relativamente grandes, con relación al efecto
residual a lo largo de su ruta de vuelo. Por ejemplo la estela de un
avión de transporte relativamente grande durante la aproximación
podría representar un peligro para un avión que siga en su ruta de
vuelo en alrededor de 1,5 minutos lo que corresponde a alrededor de
20 km de distancia en el espacio de un avión. En una atmósfera en
calma los vórtices persisten durante largo tiempo hasta su
destrucción a través de la disipación molecular turbulenta. Sin
embargo normalmente, el mecanismo que conduce a la rotura final del
torbellino debido a las perturbaciones atmosféricas es la
inestabilidad del flujo (a menudo referidas como inestabilidad de
Crow, Crow, S.C., "Stability Theory for a Pair of Trailing
Vortices", AIAA Journal, vol. 8, nº 12, págs.
2172-2179, diciembre de 1970). La aparición de las
inestabilidades se adelanta por la turbulencia ambiental, el viento
y la estratificación atmosférica. Estas fuentes de excitaciones
dispara la generación de ondas sinusoidales a lo largo de los
núcleos de los elementos del torbellino. El proceso posterior de
amplificación no lineal da como resultado la rotura de los elementos
del torbellino y conduce a su destrucción. En relación con las
condiciones estáticas, las perturbaciones debidas a disturbios
atmosféricos y las inestabilidades que le siguen acortan la vida
útil de los vórtices. Desafortunadamente, estas inestabilidades
evolucionan normalmente con bastante lentitud y no dan como
resultado condiciones de flujo que permitan reducciones prácticas en
la separación de los aviones.
Durante el despegue y el aterrizaje, se
despliegan dispositivos de alta sustentación y la estela consiste
en múltiples elementos de torbellinos desarrollados por estos
dispositivos de alta sustentación. En estas configuraciones, la
dinámica de los vórtices individuales es más compleja, pero la
desestabilización causada por las perturbaciones atmosféricas es
aún el mecanismo principal de la desintegración del torbellino.
Los vórtices de la estela generados por un
aparato aéreo grande pueden representar una perturbación atmosférica
severa para aviones que están volando en su ruta. Esta situación es
especialmente aguda durante el despegue y el aterrizaje debido a
que los segmentos de vuelo se forman en corredores relativamente
estrechos. Más aún, el flujo de giro del torbellino 22 es muy
intenso a baja velocidad.
Estos patrones de flujo de giro se ilustran en
alguna forma esquemáticamente en la Figura 3, y debería comprenderse
que la Figura 3 no intenta ser una representación precisa del flujo
de aire asociado con el torbellino, sino más bien mostrar el patrón
general. Puede verse que en la parte exterior del torbellino hay una
estela hacia arriba 32 y en la parte interior del torbellino hay
una estela hacia abajo 34. Puede verse que para un avión 36 que
vuela entre las dos zonas de estelas hacia abajo 34, hay una pérdida
de altitud (cuando se aterriza) o una pérdida de la velocidad de
ascenso. Para el avión indicado en 38 que está viajando dentro de la
estela hacia arriba 32, se le puede imprimir un momento de giro
sobre el avión. Para el avión indicado en 40, moviéndose
transversalmente a través de los dos vórtices 22, se le pueden
imprimir esfuerzos aerodinámicos sustanciales sobre el avión 40
debido al cambio brusco en las cargas de orientación vertical
impuestas al avión 40.
Para facilitar la descripción de varios aspectos
de estas realizaciones de la invención, el torbellino que se genera
desde la punta del ala se muestra esquemáticamente en una sección
cruzada en la Figura 4, y debe considerarse como que tiene un
núcleo de torbellino 44, una región de flujo principal del
torbellino 46 rodeando al núcleo, y una región de flujo perimetral
exterior 48 rodeando la región de flujo principal del torbellino
36. Obviamente no hay líneas claras de demarcación entre el núcleo
del vórtice 44, la región de flujo principal del vórtice 46, y la
región del flujo perimetral 48.
Junto con el texto procedente que se ha dado
como información de los antecedentes, habrá ahora una descripción
de las realizaciones de la invención. En la siguiente descripción
con "el término plano aerodinámico" se quiere indicar que se
refiere al cuerpo aerodinámico entero, y no se intenta indicar una
sección de corte o una configuración de sección de corte del mismo.
También dentro de un alcance más amplio, se quiere decir que se
incluyen varios cuerpos aerodinámicos incluyendo un ala, los
alerones del borde de salida, los alerones del borde del ataque o
ala auxiliar, pequeñas alas, superficies de control, etc.
El sistema 50 de disipación del torbellino del
plano aerodinámico de esta realización junto con su sección de
toberas, se describirá con más detalle a continuación en este texto
con referencia a las Figuras 6, 7 y 8. Sin embargo, se cree que se
tendrá una mejor comprensión del sistema 50 dando primero una
descripción preliminar de la función de este sistema 50 de
disipación del torbellino, y esto se realizará con referencia a las
figuras 5A a 5D.
En la Figura 5A, se muestra en la zona del borde
exterior 20 del ala derecha 14, y se muestra en 54 un eje de
alineación de las toberas. En el punto de localización de este eje
54 hay una placa de cobertura o panel 56 móvil que cierra una
apertura de descarga del chorro de inyección de aire, cuyos límites
perimetrales se indican en 58 en la Figura 5A. Se muestra también
en la Figura 5A un eje de descarga del chorro de inyección lateral
60 (de aquí en adelante referenciado como la dirección de descarga
lateral 60) que tiene un componente sustancial de alineación
perpendicular al eje de alineación de las toberas 54, y tiene
también un componente sustancial de alineación paralelo al plano de
alineación anteriormente mencionado que se define por (y coincide
con) el eje longitudinal del ala 28 y el eje de cuerda 30. En el
modo de crucero del avión 10, la placa de cobertura 56 estaría en
su posición de cerrada, y sería abierta cuando el avión esté o bien
aterrizando o bien despegando y elevándose.
En la Figura 5B, se muestra el chorro de aire de
inyección 62 descargándose en una dirección que es en general
paralela a y también coincidente con (o en proximidad a) esta
dirección de descarga lateral 60. Como se ha indicado
anteriormente, la descarga del chorro de aire de inyección 62
ocurriría normalmente sólo durante el modo de despegue o
aterrizaje. Como se describirá con más detalle en la presente
memoria a continuación, la sección de toberas anteriormente
mencionadas puede hacerse funcionar de forma que el chorro de aire
de inyección 62 puede descargarse también en una dirección que
tiene una inclinación hacia arriba, como se muestra en la Figura
5C, y también con una inclinación hacia abajo, como se ilustra en
5D. Adicionalmente, en el modo de funcionamiento de esta
realización, el movimiento hacia arriba y abajo entre las posiciones
de 5C y 5D puede hacerse en diferentes modos de funcionamiento de
forma que el chorro de inyección 62 gira en ciclos arriba y abajo a
mayores o menores frecuencias. El efecto de éstos es contribuir a la
disipación del torbellino 42, y será comentado con más detalle a
continuación en este texto.
Se hace referencia ahora a las Figuras 6, 7 y 8
para describir la sección de descarga de toberas con más detalle.
Ha de entenderse que las Figuras 6, 7 y 8 son de algún modo
esquemáticas y que no se intenta mostrar un diseño de la
configuración estructural optimizado, sino más bien mostrar un
diseño que tiene los componentes que realizarían las funciones
básicas. En el caso en que este diseño fuera a ser implementado
realmente como parte de un aparato aéreo, entonces cada uno de los
componentes se configuraría para ajustarse a los objetivos de
diseño de ser ligero, estructuralmente sólido, funcional y cumplir
con la presurización, contención y descarga del chorro de aire de
inyección 62, y también ajustarse adecuadamente en los contornos del
ala o de otro plano aerodinámico.
En la Figura 6, se muestran los componentes
básicos de la sección de toberas que tiene una sección de carcasa
64 (de aquí en adelante denominada la carcasa 64) y la sección de
toberas de descarga 66. Como se muestra en la presente memoria, la
carcasa 64 es una simple carcasa alargada que tiene unas paredes
superior o inferior 68 y 69, respectivamente, una pared posterior
70 y unas paredes laterales 72 que colectivamente definen una
cámara de distribución presurizada 74. Esta carcasa 64 se posiciona
dentro de la zona del extremo exterior 20 del ala 14, y
consecuentemente sería obviamente contorneada para ajustarse
adecuadamente dentro en los confines de esa zona del ala 14.
Hay una entrada de aire presurizado 76 que
recibe aire presurizado de una fuente adecuada. Por ejemplo, el
aire presurizado podría ser extraído de la sección del compresor de
un motor a reacción o de alguna otra fuente. También, mientras que
la entrada 76 se muestra como una entrada única, ésta podría
disponerse en forma de un colector con múltiples entradas o alguna
otra configuración.
La sección de descarga de toberas 66 tiene una
configuración general alargada y comprende un componente de montaje
de las toberas 78 que tiene una configuración general de pared
cilíndrica alargada 80, que encaja cómodamente en una región del
extremo de la apertura frontal alargada 82 formada en la parte
frontal de la carcasa 64. Este extremo de la zona de apertura 82
comprende dos superficies 84 curvadas cilíndricamente dispuestas en
oposición que se ajusta a la configuración de la pared cilíndrica
80, formando las superficies curvas 84 un sellado sustancialmente
hermético con la pared cilíndrica 80.
La pared cilíndrica alargada 80 se cierra en los
extremos opuestos, y tiene una o más aperturas posteriores 86 que
se abren a la cámara de distribución 74 de la carcasa 64 y se abre a
una cámara de distribución de toberas 88 que se define por la pared
cilíndrica 80.
Situados en la zona frontal de la pared
cilíndrica 80 hay un conjunto de componentes de tobera individuales
90, que colectivamente forman una zona de descarga de toberas 92 de
la sección de descarga de toberas 66. Estos componentes de tobera
90 se muestran en la Figuras 6 alineados entre sí con el eje de
descarga lateral 60, de forma que estos forman colectivamente el
chorro de aire de inyección 62 anteriormente mencionado. De ese
modo, cuando se dirige el aire presurizado a través de la entrada o
entradas de aire a presión 76 en la cámara de distribución 74 y de
ahí a la cámara de distribución de toberas 88, el aire presurizado
se descarga a través de sus componentes de tobera 90 para formar
este chorro de aire de inyección 62.
La pared cilíndrica 80 se monta de forma que
pueda girar en las superficies curvadas cilíndricas 84 que definen
la región del extremo de apertura frontal alargado 82 de la carcasa
64, con el eje de rotación indicándose en 94. Como se indica por
las líneas discontinuas de la Figura 7, esto permite que los
componentes de tobera 90 se muevan desde la situación de alineación
media a que las toberas 90 se dirijan horizontalmente hacia arriba
o hacia abajo a las posiciones de línea discontinua mostradas en la
Figura 7. En esta realización, la cantidad de rotación hacia arriba
podría ser por ejemplo, de un tercio de un ángulo recto (por ejemplo
alrededor de 30 grados) y hacia abajo a través de la misma rotación
angular de forma que el trayecto total del recorrido podría ser, por
ejemplo alrededor de 60 grados.
Para mover los componentes de la tobera 90 a sus
variadas posiciones de orientación angular, puede equiparse con un
mecanismo de actuación adecuado, tal como el que se muestra
esquemáticamente en la Figura 8 en 92. El componente de montaje de
las toberas 78 se conecta a un eje 96 que se conecta a un brazo de
palanca 98 que a su vez se gira movido por un brazo de actuación
100. Obviamente, podrían usarse varios dispositivos para cambiar la
posición de los componentes del conjunto de toberas 78, tales como
una palanca acodada, un mecanismo de engranaje, o un dispositivo de
posicionamiento eléctrico, neumático o hidráulico, etc. pero dado
que estas varias opciones de diseño serían bien conocidas para
aquellos especialistas en la técnica, éstas no serán listadas en la
presente memoria.
También, podría haber varias disposiciones para
dirigir el aire presurizado hacia los componentes de tobera 90. Por
ejemplo, la entrada de aire presurizado 76 podría conectarse
directamente con el componente de montaje de toberas 78,
conduciéndolo a través de la pared cilíndrica 80, o posiblemente
fijándose mediante un accesorio de rotación a una pared del extremo
del componente de montaje cilíndrico 78. Esta disposición podría
eliminar la configuración presente de la carcasa 64 que tiene la
cámara de distribución 74. Con las restricciones de tener el
conjunto de toberas 50 posicionándose sobre la zona del borde
exterior 20 del ala, podría ser más deseable tener la carcasa 64 en
una configuración que sería compatible con estas restricciones de
espacio y proporcionar también una cámara de distribución de
suficiente volumen para dar el patrón adecuado de descarga de aire
presurizado a través de los componentes de tobera 90.
Con relación al posicionamiento del conjunto de
toberas, la carcasa 64 y el componente de montaje de toberas 78
pueden estar en una situación fija en la zona del borde exterior 20
del ala 14. En este caso, cuando el sistema de disipación del
torbellino 50 ha de hacerse operativo, la placa de cobertura 56
anteriormente mencionada se mueve afuera de la apertura de descarga
58 del chorro de aire de inyección de forma que los componentes de
la toberas 90 pueden dirigir el chorro de aire de inyección 62 a
través de la apertura 58 de forma que el chorro de aire de inyección
62 se descarga en el torbellino 42.
La placa de cobertura o panel 56 puede moverse
desde su posición de cobertura a una posición abierta de varias
maneras. Como un ejemplo, esta placa de cobertura 56 podría tener
una configuración curvada y ser móvil de forma que deslizaría fuera
de la región de apertura y dentro de una posición escondida.
En planos aerodinámicos tales como las alas de
un avión, la zona del extremo exterior tiene, en una vista en
planta, una curva hacia el exterior moderada de adelante a atrás de
forma que en la longitud media de la línea curvada en la punta del
extremo del ala se posiciona a una corta distancia más alejada hacia
el exterior del fuselaje. Para situar los componentes de tobera 90
relativamente cercanos a la zona del borde exterior del ala u otro
plano aerodinámico, la posición de alineación de los componentes de
toberas 90 estaría en una curva moderada. Por tanto, la
configuración mostrada en la Figura 6 podría modificarse para situar
estos componentes de tobera 90 en una curva que se ajuste a la del
borde exterior del ala o de otro plano aerodinámico, y aún se le
permita girar hacia arriba y hacia abajo. Para obtener esta
configuración, hay varias opciones. Por ejemplo, en lugar de
realizar la cámara de montaje de toberas 78 como una estructura
simple que se extiende a lo largo de la longitud completa de la
carcasa 64, los componentes de montaje de tobera 78 podrían
disponerse en un conjunto de segmentos individuales que puedan
girarse con ejes de giro ligeramente diferentes 64 de forma que
éstos se ajustarían más cercanamente a la curvatura exterior de la
línea de la punta del ala. Estarían disponibles también otras
disposiciones, y dado que estas son bien conocidas para aquellos
especialistas en la técnica, éstas no serán elaboradas en este
texto.
Como se ha indicado anteriormente, cuando el
avión 12 está en modo de crucero el sistema de disipación del
torbellino 50 no se usa y permanece oculto detrás de la placa de
cobertura 56 en el ala. Entonces la placa de cobertura 56 se
movería a su posición de apertura y el sistema de disipación del
torbellino 50 se usaría en general en el modo de despegue y de
aterrizaje cuando es altamente deseable acelerar la degradación de
los dos vórtices en los extremos del ala.
Con el chorro de aire de inyección 62
inyectándose en el torbellino 22 en esta situación de orientación y
dirección como se ha descrito anteriormente, la entrada del chorro
de aire de inyección 62 en el torbellino está en un punto en el que
se forma el núcleo del torbellino. El análisis realizado de ese modo
indica ampliamente que la entrada del chorro de aire de inyección
62 en este punto es particularmente efectiva afectando al flujo de
aire en el desarrollo del torbellino de forma que el efecto general
es comenzar la disipación en una situación crítica de forma que
causa una aceleración sustancial de la degradación del
torbellino.
Mas allá de esto, existe, como se ha descrito
con referencia a las Figuras 5A-5D el modo de
funcionamiento en donde el componente de montaje de toberas 78 se
gira cíclicamente hacia arriba y abajo de forma que los componentes
de tobera 90 se mueven a la posición superior mostrada en la figura
5C y entonces a través de la posición intermedia de 5B hacia abajo
hasta la posición inferior de 5D y retroceder hacia arriba que la
conduciría a la posición de 5C en ciclos continuos.
Los resultados obtenidos mediante esta
realización de la invención se analizaron por el procedimiento de
Fluidodinámica Computacional para el funcionamiento simulado de la
realización. La efectividad del funcionamiento se evalúa para un
ala montada sobre una pared vertical con un caudal libre de número
de Mach 0,25 en un ángulo de ataque de ocho grados, de forma que
represente las condiciones de la aproximación final. Este modo de
funcionamiento da como resultado una estela coherente con fuertes
vórtices en las puntas. Se encontró que cuando se utiliza esta
realización de la presente invención como se ha descrito
anteriormente, el flujo se afecta de forma que el torbellino se
difumina significativamente.
En el caso en donde las toberas 90 se mueven
juntas hacia arriba y abajo en el rango de 30 grados hacia arriba y
30 grados hacia abajo del eje de alineación 74, a una frecuencia de
10,7 Hz (un ciclo en 0,093 segundos), el efecto sobre el torbellino
se representa por las trazas de las líneas de recorrido en la punta
del ala como se ilustra en las Figuras 9A, 9B,
9C-1, 9C-2, 9D-1 y
9D-2. En las Figuras 9A, 9C-1 y
9C-2, no hay eyección del chorro de aire de
inyección 62 en el torbellino, y las Figuras 9B,
9D-1 y 9D-2 representan el
torbellino con la eyección del chorro de aire de inyección 62 en el
movimiento arriba y abajo de sesenta grados a 10,7 Hz. Estas
"instantáneas" demuestran que la mezcla intermitente
proporcionada por el movimiento cíclico de la inyección perturba el
flujo en la región de la punta y altera el desarrollo del torbellino
de estela mediante la reducción de la fuerza y la difusión en el
plano cruzado.
Hay varias medidas que pueden usarse para seguir
la actividad vertical. La estructura de estela de campo lejano se
presenta en las Figuras 10A, 10B y 10C, donde el torbellino de la
punta se sigue mediante la pérdida de presión total, el flujo
cruzado y el componente en forma de chorro de la velocidad. El
núcleo del torbellino se representa mediante superficies de nivel
de las propiedades respectivas del flujo con la clara indicación de
que la fuerza del torbellino se reduce significativamente debido al
movimiento de la inyección.
El diagnóstico del desarrollo de flujo a lo
largo del torbellino a una frecuencia del núcleo de 10,7 hercios se
muestra en las Figuras 11A, 11B y 11C. Las propiedades del flujo con
una secuencia de intervalos de tiempo de 0,093 segundos desde el
momento de la activación de la inyección se muestran a lo largo del
núcleo del torbellino en los trazados superiores. También, se
muestran las características a lo largo de la línea vertical que
pasa a través del núcleo del torbellino a x=2850 en los trazados
inferiores. El torbellino sin perturbar se describe mediante las
líneas sólidas gruesas. Las otras curvas representan el impacto del
mecanismo de control sobre las características del torbellino en
intervalos de tiempo progresivos con la señal del movimiento hacia
abajo (en la dirección positiva x). El frente de la onda de
perturbación corresponde a la última instantánea en la secuencia de
tiempos y se representa por la curva de puntos. La línea de puntos
describe el estado del torbellino en 0,558 segundos desde el
comienzo de la aplicación de la inyección. Los resultados indican
que el sistema activo es muy efectivo en la reducción de la fuerza
del torbellino tal como se mide por la pérdida de presión total, la
velocidad del flujo cruzado (representado por el componente
tangencial de la velocidad) el componente en forma del flujo de la
vorticidad.
Los ciclos arriba y abajo de las toberas 90
pueden usarse efectivamente también a una frecuencia más baja, tal
como aproximadamente 1 Hz (es decir un ciclo de movimiento arriba y
abajo en poco menos de un segundo). El efecto de esto fue analizado
comparando el torbellino sin perturbar y comparando esto con el
funcionamiento del aparato de disipación del torbellino de la
presente invención a la frecuencia de 1,07 Hz. Los resultados del
funcionamiento a 1,07 Hz se muestran en las Figuras 12A, 12B y 12C,
que muestran que el chorro de aire de inyección oscilante 62
introduce perturbaciones periódicas a lo largo del torbellino que se
propagan corriente abajo. Esta excitación continua da como
resultado la inestabilidad y la destrucción de los segmentos
individuales del torbellino.
Las Figuras 13A, 13B y 13C describen la onda de
perturbación a lo largo de la hebra del torbellino en varios
intervalos de tiempo desde el comienzo de la aplicación de la
inyección. Se muestra que periódicamente, la pérdida de presión
total se reduce a menos del 0,5%, lo que se traduce en una reducción
de alrededor del 85% en la fuerza del torbellino original. La
máxima velocidad tangencial se reduce periódicamente en alrededor
del 50% de la del torbellino original sin perturbar. De forma
similar, la máxima vorticidad se ve reducida en alrededor de dos
tercios. En términos prácticos, considerando la reducción sustancial
en el flujo cruzado obtenida mediante el uso del control activo, un
aparato aéreo que le siga experimentará un vuelo desigual pero no
estará sometido al peligroso movimiento de rotación.
Se hace referencia ahora a las Figuras 14A, 14B,
14C, 14D y 14E. Éstas son vistas secuenciales que ilustran un
método similar al mostrado en las Figuras 5B, 5C y 5D, pero con
algunas diferencias. En este caso, las toberas de inyección 90 se
separan en secciones anterior y posterior, pudiendo moverse cada
sección anterior y posterior hacia arriba y hacia abajo con un
patrón diferente al del otro conjunto de toberas 90.
En la Figura 14A, se muestra un conjunto
anterior de partes de los chorros de aire de inyección 62a y un
conjunto posterior de partes de los chorros de aire de inyección
62b. Ambos están en la misma posición como se muestra en la Figura
14A. Como se muestra en la Figura 14B, el conjunto anterior 62a se
ha movido hacia abajo 30 grados, mientras que el conjunto posterior
62b se ha movido hacia arriba 30 grados. Entonces en 14C, las dos
secciones de las partes del chorro de aire de inyección 62a y 62b
han invertido su dirección y orientación y se están moviendo más
hacia la posición horizontal en la Figura 14C y moviéndose a través
de la posición horizontal pero aún girando en direcciones opuestas.
Como se muestra en la Figura 14D, se han movido a una posición donde
la parte del chorro de aire de inyección anterior 62a se ha movido
hacia arriba 30 grados, y la parte del chorro de aire de inyección
posterior 62b se ha movido hacia abajo 30 grados. Entonces como se
muestra en la Figura 14E, las dos partes del chorro de aire de
inyección 62a y 62b se mueven en dirección opuesta y están pasando
a través de la posición horizontal a la vez, pero viajando en
direcciones opuestas.
De ese modo, esta oscilación del chorro de aire
de inyección forma lo que puede ser denominado como un patrón de
tijeras.
También, la orientación angular del chorro de
aire de inyección puede desviarse angularmente respecto a las
mostradas en las Figuras 5A-5D. En lugar de tener la
posición media horizontal (es decir paralela con el plano de
referencia del plano aerodinámico), la posición neutra se inclina
hacia el exterior y hacia abajo en 30 grados. De ese modo,
moviéndose hacia arriba a la situación superior, el chorro de aire
de inyección estaría horizontal y girando hacia la posición
inferior, el chorro de aire de inyección estaría inclinado hacia
abajo y hacia el exterior en un ángulo de 60 grados desde la
horizontal. Se ha encontrado que en este modo de funcionamiento, se
han obtenido resultados completamente satisfactorios.
En al menos una de las realizaciones de la
presente invención, la sección de toberas se posiciona en una
situación de alineación que se extiende en una dirección en general
de adelante a atrás en, o próximo a, la parte del extremo exterior
del plano aerodinámico. La dimensión de longitud de la región en
donde se descarga el chorro de inyección puede ser, por ejemplo, un
tercio de una distancia de la longitud de la cuerda en la punta
exterior de la parte extrema del plano aerodinámico, en un rango
más grande entre aproximadamente un cuarto a un medio de la
longitud de la cuerda. Sin embargo, dentro del alcance más amplio de
la presente invención, éste podría incrementarse a por ejemplo,
60%, 70%, 80%, 90% ó 100% de la longitud de la cuerda, o podría ser
35%, 30%, 25%, 20% o cabe la posibilidad del 15% de la longitud de
la cuerda en la punta exterior del plano aerodinámico.
La velocidad del chorro de aire de inyección
como se descarga desde los componentes de tobera 90 podría ser, por
ejemplo, alrededor de Mach 0,62. Sin embargo, dependiendo de varios
otros factores, podrían aumentarse los valores hasta Mach 0,7, 0,8,
0,9 o posiblemente mayor. También podría disminuirse, por ejemplo, a
Mach 0, 6, 0,5, 0,4, 0,3, o posiblemente menor.
También, el chorro de aire de inyección con su
movimiento de vaivén podría, dentro de un alcance más amplio de las
realizaciones, dirigirse en diferentes orientaciones angulares y
moverse en vaivén a través de diferentes orientaciones angulares
y/o dirigirse a otras posiciones del flujo de aire que forma el
torbellino.
En una disposición de la zona de descarga del
torbellino de la sección de toberas 50, hay un conjunto de
componentes de tobera situados a lo largo de la posición de
alineación. Cada una de las toberas puede ser, por ejemplo, una
simple tobera de conversión o una tobera convergente/divergente si
se requieren velocidades más altas. La sección de corte de la
tobera puede ser circular o de otra forma adecuada. La forma de la
sección de corte de la tobera puede variar a lo largo de la
longitud de la tobera (por ejemplo, puede variar desde una sección
circular a una sección elíptica a la salida de la tobera). La tobera
y el conducto de distribución aguas abajo del sistema de actuación
debería diseñarse para minimizar las pérdidas de presión, usando
técnicas bien conocidas para aquellos especialistas en la técnica.
Sin embargo, dentro de un alcance más amplio de estas realizaciones,
podría haber una zona de descarga de toberas alargada más en la
forma de una ranura continua o ranuras que tengan una dimensión de
largo mayor que la dimensión de ancho.
En una realización propuesta, el sistema se
diseña para un avión de 272.155 kg (600.000 libras). En un diseño
los parámetros de diseño calculados son los siguientes. La longitud
total en la dirección de la cuerda de la sección de toberas es
109,22 cm (43 pulgadas), y tiene 30 orificios de descarga circulares
igualmente espaciados, teniendo cada uno un diámetro de 8,128 cm
(3,2 pulgadas). La velocidad del aire que se descarga en el chorro
del aire de inyección se descarga a Mach 0,62.
En otro diseño para el mismo avión de 272.155 kg
(600.000 libras) y siendo la velocidad de descarga de Mach 0,62, la
longitud total de la sección de descarga de toberas es de 88,9 cm
(35 pulgadas), y hay nueve componentes de toberas teniendo cada uno
un diámetro interior del orificio de descarga de 9,906 cm (3,9
pulgadas).
En aún un tercer diseño, con el mismo peso de
avión y número de Mach en la descarga de la inyección de aire, la
dimensión de la longitud total de la sección de descarga de toberas
es de 93,98 cm (37 pulgadas), y hay diez componentes de tobera,
teniendo cada una un diámetro interior del orificio descarga de
9,398 cm (3,7 pulgadas).
Es evidente que pueden hacerse varias
modificaciones dentro del alcance más amplio de la presente
invención como se definen en las reivindicaciones.
Claims (24)
1. Un sistema de disipación del torbellino en un
plano aerodinámico comprendiendo:
a) un plano aerodinámico que tiene un borde de
ataque (16), un borde de salida (18), una zona del extremo exterior
(20), una superficie aerodinámica superior (23), una superficie
aerodinámica inferior (24), un eje longitudinal del ala (26), un
eje de cuerda de adelante a atrás (28) y un plano de referencia de
alineación coincidente con el eje longitudinal del ala (26) y el
eje de cuerda (28), en donde cuando el plano aerodinámico está
funcionamiento para crear la sustentación aerodinámica, se crea un
torbellino (22) en dicha zona del extremo exterior del plano
aerodinámico, teniendo dicho torbellino (22) un eje del núcleo del
torbellino (44), una región de flujo circunferencial principal
(cohetes seis) y una región de flujo perimetral exterior (48);
b) un aparato de disipación del torbellino
comprendiendo:
- i.
- una sección de toberas que está en, o próximo a, dicha zona del extremo exterior (20) del plano aerodinámico, y que tiene una zona de descarga de toberas (92) en una situación de alineación que se extiende en general en una dirección de adelante a atrás en, o próximo a, la zona del extremo exterior (20) del plano aerodinámico, disponiéndose dicha sección de toberas para descargar un chorro de aire de inyección (62) en una dirección de descarga lateral (60) que tiene un componente sustancial de alineación de la descarga en general perpendicular al eje de cuerda y paralelo al plano de alineación; y
- ii.
- una sección de entrada de aire presurizado (76) para suministrar aire presurizado a dicha sección de toberas para que se descargue desde dicha sección de toberas;
caracterizándose dicho sistema en que
dicha zona de descarga de toberas (92) se dispone para que se actúe
sobre ella para mover la dirección de descarga lateral (60) del
chorro de aire de inyección hacia arriba y hacia abajo entre las
posiciones extremas superior e inferior en una forma cíclica.
2. El sistema como se describe en la
reivindicación 1, en donde dicha zona de descarga de toberas (92) se
dispone para mover la dirección de descarga lateral (60) del chorro
de aire de inyección (62) en forma que pueda girar entre una
posición superior e inferior a través de un ángulo al menos tan
grande como un tercio de un ángulo recto.
3. El sistema como se describe en la
reivindicación 1, en donde dicha zona de descarga de toberas (90) se
dispone para mover la dirección de descarga lateral (60) del chorro
de aire de inyección en forma que pueda girar entre una posición
superior e inferior a través de un ángulo al menos tan grande como
dos tercios de un ángulo recto.
4. El sistema como se describe en la
reivindicación 1, en donde dicha zona de descarga de toberas (92) se
dispone de forma que cuando la dirección de descarga lateral (60)
está en una situación en general central entre dicha situación
superior e inferior, dicha zona de descarga de toberas (92) está
descargando dicho chorro de aire de inyección (62) de forma que la
dirección de descarga lateral (60) tiene un componente sustancial
de alineación en general perpendicular al eje de cuerda (28) y en
general paralelo al plano de referencia de alineación.
5. El sistema como se describe en la
reivindicación 1, en donde dicha zona de descarga de toberas (92) se
dispone de forma que cuando la dirección de descarga lateral (60)
está en una situación en general central entre dicha situación
superior e inferior, dicho sistema de descarga de toberas (92) está
descargando dicho chorro de aire de inyección (62) de forma que la
dirección de descarga lateral (60) tiene un componente sustancial
de alineación inclinada hacia abajo y hacia el exterior en relación
al plano de referencia de alineación.
6. El sistema como se describe en la
reivindicación 1, en donde dicho aparato de disipación del
torbellino se dispone de forma que la frecuencia cíclica de dicha
dirección de descarga lateral (60) es tal que la disipación de
dicho torbellino (22) se lleva a cabo mediante la disminución de la
intensidad del torbellino.
7. El sistema como se describe en la
reivindicación 1, en donde dicho aparato de disipación del
torbellino se dispone de forma que la frecuencia cíclica del
movimiento de la dirección de descarga lateral (60) es tal que la
disipación de dicho torbellino (22) se lleva a cabo al menos en
parte mediante la aceleración de la inestabilidad que conduce a la
degradación del torbellino.
8. El sistema como se describe en la
reivindicación 6, en donde dicha frecuencia cíclica es mayor que dos
hercios.
9. El sistema como se describe en la
reivindicación 8, en donde dicha frecuencia cíclica es al menos tan
grande como cinco hercios.
10. El sistema como se describe en la
reivindicación 7, en donde dicha frecuencia cíclica es al menos tan
baja como dos hercios.
11. El sistema como se describe en la
reivindicación 10, en donde dicha frecuencia cíclica es al menos tan
baja como aproximadamente un hercio.
12. El sistema como se describe en la
reivindicación 1, en donde dicho chorro de aire de inyección (62)
comprende al menos dos partes de chorro de aire que se mueven
cíclicamente en forma desfasada entre sí.
13. Un método de disipación de un torbellino
(22) que se genera por un plano aerodinámico que está funcionando
para crear una sustentación aerodinámica, teniendo dicho plano
aerodinámico un borde de ataque (16), un borde de salida (18), una
zona del extremo exterior (20), una superficie aerodinámica superior
(23), una superficie aerodinámica inferior (24), un eje
longitudinal del ala (26), un eje de cuerda de adelante a atrás (28)
y un plano de referencia de alineación coincidente con el eje
longitudinal del ala (26) y el eje de cuerda (28), comprendiendo
dicho método:
- a)
- una sección de posicionamiento de toberas en, o próximo a, la zona del extremo exterior (20) del plano aerodinámico, con una zona de descarga de toberas (92) en una situación de alineación que se extiende en general en una dirección de adelante a atrás en, o próximo a, la zona del extremo exterior (20) del plano aerodinámico;
- b)
- la descarga de un chorro de aire de inyección (62) desde dicha zona de descarga de toberas (92) en una dirección de descarga lateral (60) que tiene un componente sustancial de alineación de la descarga en general perpendicular al eje de cuerda y paralelo al plano de alineación;
caracterizándose dicho método en que
dicha zona de descarga de toberas (92) se opera para mover la
dirección de descarga lateral (60) del chorro de aire de inyección
hacia arriba y hacia abajo entre las posiciones extremas superior e
inferior en una forma cíclica.
14. El método como se describe en la
reivindicación 13, en donde dicha zona de descarga de toberas (92)
se opera para mover la dirección de descarga lateral (60) del
chorro de aire de inyección (62) en forma que pueda girar entre una
posición superior e inferior a través de un ángulo al menos tan
grande como un tercio de un ángulo recto.
15. El método como se describe en la
reivindicación 13, en donde dicha zona de descarga de toberas (92)
se dispone para mover la dirección de descarga lateral (60) del
chorro de aire de inyección (62) en forma que pueda girar entre una
posición superior e inferior a través de un ángulo al menos tan
grande como dos tercios de un ángulo recto.
16. El método como se describe en la
reivindicación 13, en donde dicha zona de descarga de toberas (92)
se opera de forma que cuando la dirección de descarga lateral (60)
está en una situación en general central entre dicha posición
superior e inferior, dicha zona de descarga de toberas (92) está
descargando dicho chorro de aire de inyección (62) de forma que la
dirección de descarga lateral (60) tiene un componente sustancial de
alineación en general perpendicular al eje de cuerda (28) y en
general paralelo al plano de referencia de alineación.
17. El método como se describe en la
reivindicación 13, en donde dicha zona de descarga de toberas (92)
se opera de forma que cuando la dirección de descarga lateral está
en una situación en general central entre dicha posición superior e
inferior, dicho sistema de descarga de toberas está descargando
dicho chorro de aire de inyección (62) de forma que la dirección de
descarga lateral (60) tiene un componente sustancial de alineación
inclinada hacia abajo y hacia el exterior en relación al plano de
referencia de alineación.
18. El método como se describe en la
reivindicación 13, en donde dicho aparato de disipación del
torbellino se opera de forma que la frecuencia cíclica de dicho
chorro de aire de inyección (62) en dicha dirección de descarga
lateral (60) es tal que la disipación de dicho torbellino (22) se
lleva a cabo al menos en parte mediante la disminución de la
intensidad del torbellino.
19. El método como se describe en la
reivindicación 18, en donde dicho aparato de disipación del
torbellino se opera de forma que la frecuencia cíclica de su
movimiento de la dirección de descarga lateral (60) es tal que la
disipación de dicho torbellino (22) se lleva a cabo al menos en
parte mediante la aceleración de la inestabilidad que conduce a la
degradación del torbellino.
20. El método como se describe en la
reivindicación 18, en donde dicha frecuencia cíclica es mayor que
dos hercios.
21. El método como se describe en la
reivindicación 20, en donde dicha frecuencia cíclica es al menos tan
grande como cinco hercios.
22. El método como se describe en la
reivindicación 19, en donde dicha frecuencia cíclica es al menos tan
baja como dos hercios.
23. El método como se describe en la
reivindicación 22, en donde dicha frecuencia cíclica es al menos tan
baja como aproximadamente un hercio.
24. El sistema como se describe en la
reivindicación 13, en donde dicho chorro de aire (62) comprende al
menos dos partes de chorro de aire que se mueven cíclicamente en
forma desfasada entre sí.
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