ES2610981T3 - Panel para controlar los fenómenos aerodinámicos sobre un cuerpo - Google Patents

Panel para controlar los fenómenos aerodinámicos sobre un cuerpo Download PDF

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Abstract

Panel (3) ensamblado con un cuerpo (O) para controlar los fenómenos aerodinámicos generados por el cuerpo (O) con el que está asociado; dicho cuerpo (O) es adecuado para posicionarse en una superficie de una aeronave (V); teniendo dicho cuerpo al menos una extensión longitudinal normal a la superficie de la aeronave; sobre dicho cuerpo (O), puede actuar un flujo (W) de fluido, generando así fenómenos aerodinámicos no deseados; el panel (3) está ensamblado en la base de dicho cuerpo (O), es decir se posiciona en correspondencia con esa parte del cuerpo (O) que está en contacto con la superficie de la aeronave (V); dicho panel (3) fijado al cuerpo (O) se caracteriza porque: - el panel (3) comprende al menos una abertura (322) de entrada y al menos una abertura (322') de salida, y una cavidad (31); dicha cavidad está en comunicación tanto con dicha al menos una abertura (322) de entrada como con dicha al menos una abertura (322') de salida, definiendo una trayectoria en la que puede pasar de manera selectiva una parte del flujo (W); - dicha abertura (322) de entrada, que de manera selectiva permite entrar una parte del flujo (W) de fluido, está situada aguas arriba de dicho cuerpo (O) con respecto a la dirección del flujo (W) de fluido, y dicha abertura (322') de salida, desde la que sale un flujo (W') de fluido de salida, está situada aguas abajo de dicho cuerpo (O), con respecto a la dirección del flujo (W) de fluido; - dicha al menos una abertura (322') de salida está conformada de modo que genera un flujo (W') de fluido de salida que es mayoritariamente perpendicular a la dirección del flujo (W) de fluido que actúa sobre dicho cuerpo (O), interfiriendo con los fenómenos aerodinámicos generados por el cuerpo (O); - dicho cuerpo (O) es un saliente aerodinámico que comprende sensores y/o sondas dispuestos en para adquirir datos de aire, y dicho cuerpo (O) comprende al menos una zona (S) con al menos un perfil que tiene una sección circular o semicircular o elíptica.

Description

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PANEL PARA CONTROLAR LOS FENOMENOS AERODINAMICOS SOBRE UN CUERPO
DESCRIPCION
La presente invencion se refiere a un panel adaptado para controlar fenomenos aerodinamicos sobre un cuerpo sumergido en una corriente de fluido subsonico.
Los fenomenos aerodinamicos que se producen en condiciones transonicas sobre un cuerpo que tiene una forma conica, cilmdrica u otra forma aerodinamicamente “achaparrada” crean ondas de choque que interactuan con el desarrollo de la capa lfmite, provocando as^ fenomenos de recirculacion desordenada o turbulencias de flujo de aire.
Tales turbulencias pueden consistir en, por ejemplo, separacion y reacoplamiento alternos de estructuras de vortice; este fenomeno se denomina desprendimiento de vortices.
Un cuerpo que comprende al menos una parte circular o semicircular o elfptica o aerodinamicamente achaparrada crea una estela de vortices que se desprenden del propio cuerpo de una manera alterna, no estacionaria cuando el propio cuerpo se golpea por un flujo de fluido subsonico.
La frecuencia e intensidad de desprendimiento de los vortices son en funcion del tamano del propio cuerpo y de la corriente de fluido incidente. Este fenomeno aumenta la resistencia aerodinamica, llevando a que la estructura este sometida a mayor tension. Dicha tension implica tanto el propio cuerpo como la parte de aeronave a la que se ha aplicado dicho cuerpo.
Tales fenomenos aerodinamicos, tales como desprendimiento de vortices, surgen en aeronaves civiles y militares de alto rendimiento. Naturalmente, las aeronaves de este tipo incluyen un sistema de control de vuelo computerizado, abreviado con el acronimo FCS.
Para ser completamente funcional, un sistema de este tipo requiere la adquisicion a tiempo real de una pluralidad de parametros, tales como, por ejemplo, la posicion de aeronave y las condiciones de equilibrado y vuelo en terminos de velocidad, altura y presion. Normalmente, estos parametros se denominan datos de aire, cuya adquisicion se conffa a un sistema de adquisicion de datos adicional denominado sensor de datos de aire o ADS.
Un sistema tfpico para adquirir dichos parametros realiza la adquisicion multiple de datos redundantes.
La adquisicion redundante de dichos parametros requiere la instalacion, en diversas partes de la aeronave, de al menos dos estructuras, dentro de las cuales se disponen de manera adecuada una pluralidad de sensores y/o sondas para adquirir dichos datos de aire.
Normalmente, una estructura de este tipo tiene una forma cilmdrica o conica, denominada sonda mutifuncional integrada o IMFP. Dicha IMFP tiene una extension sustancialmente longitudinal, perpendicular a la direccion de vuelo y normal a la superficie de la aeronave.
A traves de dichos sensores y/o sondas, que se disponen en una pluralidad de ranuras previstas en diferentes angulos de la seccion circular de dicha IMFP, el sistema de adquisicion puede adquirir los datos de aire, tal como presion local.
La forma de dichas sondas de seccion circular provoca fenomenos aerodinamicos, como desprendimiento de vortices, cuando se someten a un flujo subsonico.
El desprendimiento de vortices provoca una cafda de presion aguas abajo de dicha IMFP, en la direccion de flujo, dando como resultado una deteccion erronea de datos que son esenciales para el sistema de control computerizado de la aeronave.
Ademas, en condiciones particulares de vuelo y altura, el fenomeno de desprendimiento de vortices tambien puede provocar un ruido aumentado en bandas de frecuencia que tambien puede ofrse por el ofdo humano.
En resumen, los problemas mas importantes provocados por estos fenomenos aerodinamicos son:
• fatiga estructural provocada por el aumento de resistencia aerodinamica;
• generacion de ruido;
• adquisicion de senales perturbadas, debidas, por ejemplo, a la cafda de presion local.
La tecnica anterior ha intentado resolver estos problemas tecnicos actuando sobre la forma de dicho cuerpo o IMFP, adaptando su perfil para hacerlo mas aerodinamico y minimizar el fenomeno de desprendimiento de vortices.
Normalmente, se instalan sensores, antenas o excrecencias aerodinamicas en la cubierta exterior de un avion en
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una superficie lisa creada con especial cuidado desde el punto de vista aerodinamico, para minimizar turbulencias provocadas por la pared que podnan golpear el cuerpo y perjudicar el correcto funcionamiento del mismo. No siempre es posible modificar directamente la forma del cuerpo u objeto para hacerlo compatible con el campo de flujo aerodinamico local.
A menudo, la forma del cuerpo esta dictada por requisitos funcionales. Los requisitos funcionales a menudo se desvfan de los aerodinamicos, de modo que el cuerpo tendera a desarrollar fenomenos aerodinamicos, tales como estructuras turbulentas y de vortices, que pueden originar los problemas descritos anteriormente.
Estas soluciones no pueden eliminar de manera eficaz tales fenomenos aerodinamicos porque los fenomenos aerodinamicos vanan en funcion de muchos parametros, de modo que es diffcil crear un perfil aerodinamico que pueda garantizar un alto rendimiento en todas las condiciones de vuelo de una aeronave, tales como velocidad, altitud, etc.
Las soluciones conocidas en la tecnica, de hecho, tienen por objeto resolver fenomenos aerodinamicos particulares en condiciones de vuelo particulares, pero pueden convertirse en el origen de otros fenomenos aerodinamicos incontrolables en otras condiciones de vuelo, diferentes de aquellos para los que se han disenado o estudiado.
La solicitud de patente estadounidense US4664345 ha dado a conocer un dispositivo que puede eliminar los problemas relacionados con la separacion de la capa lfmite de un flujo laminar aguas abajo, con respecto al flujo de aire, provocado por un escalon en la estructura de la aeronave. Dicho dispositivo es unidireccional.
Tambien se conoce a partir de la solicitud de patente estadounidense mencionada anteriormente que el dispositivo tiene 2 camaras distintas conectadas por una valvula, asignandose a cada camara una funcion umvoca como una entrada o salida de flujo.
Se conoce a partir de la solicitud de patente estadounidense US4664345 un dispositivo que comprende entradas de aspiracion en la superficie justamente aguas arriba de una perturbacion y salidas de soplado justamente aguas debajo de la perturbacion y un canal de flujo que interconecta estas entradas y salidas. El paso de una parte del medio que fluye a traves de estos pasos se garantiza automaticamente debido a un diferencial de presion entre las entradas y salidas.
Ademas tambien se conoce a partir de la solicitud de patente estadounidense US5628565 una sonda de deteccion de datos de aire aerodinamicos adaptada para montarse en un vefnculo aereo y que puede generar senales relacionadas con un fluido que fluye en relacion con el vefnculo aereo. Una entrada de fluido posicionada en un primer extremo de las caras de apoyo generalmente transversal al flujo de fluido admite de manera selectiva fluido a una cavidad de apoyo interior debido al diferencial de presion a su traves. En funcionamiento, el diferencial de presion se forma entre la primera superficie de extremo del apoyo inclinado hacia delante de forma aerodinamica y los orificios de escape de sonda.
Tambien se conoce a partir de la solicitud de patente estadounidense mencionada anteriormente que el dispositivo tiene 2 camaras distintas conectadas por una valvula, asignandose a cada camara una funcion unvoca como entrada o salida de flujo.
La presente invencion tiene por objeto proporcionar un panel asociado con un cuerpo para controlar los fenomenos aerodinamicos generados por el cuerpo, que tiene una forma achaparrada aerodinamicamente, y que puede posicionarse en la superficie de una aeronave; dicho panel comprende al menos una abertura de entrada y al menos una abertura de salida, a traves de la que puede pasar una parte del flujo de fluido en la que dicho cuerpo u objeto esta sumergido, generando asf un flujo de salida que interfiere con los fenomenos aerodinamicos generados por el cuerpo y eliminando asf los problemas anteriormente mencionados. La solucion propuesta en el presente documento permite amortiguar las oscilaciones de presion y/o temperatura y/o velocidad generadas por el flujo incidente, al tiempo que reduce el peso total del panel y atenua cualquier perturbacion acustica.
Un aspecto de la presente invencion se refiere a un panel asociado con un cuerpo para controlar fenomenos aerodinamicos, que tiene las caractensticas expuestas en las reivindicacion 1 independiente adjunta.
Caractensticas auxiliares se exponen en las reivindicaciones dependientes adjuntas.
Las caractensticas y ventajas del panel segun la presente invencion se haran aparentes a partir de la siguiente descripcion de patente y a partir de los dibujos adjuntos, en los que:
• Las figuras 1A, 1B y 1C muestran un cuerpo u objeto que crea fenomenos aerodinamicos; en particular, la figura 1A muestra el cuerpo sin el panel segun la presente invencion, mientras que las figuras 1B y 1C muestran el cuerpo con el panel posicionado en su base, segun una realizacion preferida de dicho panel;
• La figura 2 es una vista lateral en seccion de la realizacion preferida del panel asociado con el cuerpo u objeto de las figuras 1B y 1C, que muestra al menos una abertura de entrada y al menos una abertura de
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salida que se comunican entre s^
• La figura 3 muestra una vista en perspectiva de una seccion del panel segun la presente invencion, en la que es visible la cavidad que se comunica con las aberturas de entrada y salida;
• La figura 4 muestra una segunda realizacion del panel segun la presente invencion.
Con referencia a los dibujos enumerados anteriormente, el panel 3 esta asociado con un cuerpo “O" con el fin de controlar, preferiblemente de manera pasiva, los fenomenos aerodinamicos generados por el cuerpo “O" con el que esta asociado. Dicho cuerpo “O" se coloca sobre una superficie de una aeronave “V", superficie que es preferiblemente plana o ligeramente curvada, y tiene al menos una extension longitudinal que es normal a la superficie de la aeronave “V" sobre la que se posiciona dicho cuerpo “O". Dicho cuerpo “O", o al menos una parte del mismo, esta directamente en contacto con la superficie de la aeronave “V".
Dicho panel esta preferiblemente asociado con la base de dicho cuerpo “O". El cuerpo “O" comprende al menos una zona “S" con al menos un perfil que tiene una seccion circular o semicircular o elfptica o achaparrada aerodinamicamente, del propio cuerpo “O". Dicha zona de perfil “S" esta normalmente sometida a ondas de choque que son caracteristicas de condiciones transonicas y supersonicas. Dichas condiciones transonicas y supersonicas locales se generan mediante variaciones de velocidad impuestas en el flujo de aire, del fluido subsonico incidente, desviado por el perfil exterior del cuerpo “O". La interaccion entre estos fenomenos aerodinamicos complejos y particulares promueve, por ejemplo, la formacion de una estela de vortices de desprendimiento alterno.
Dicho cuerpo “O", tal como se muestra a modo de ejemplo en la figura 1A, esta sustancialmente conformado como un cono o una piramide o un cono truncado o una piramide truncada. La base de dicho cuerpo “O" tiene un razon de diametro tal que la razon entre el diametro mayor y el diametro menor es inferior a dos, tal como se muestra mediante la siguiente formula: a/b<2.
Dicho panel 3 comprende al menos una abertura 322 de entrada y al menos una abertura 322' de salida colocadas en comunicacion entre si, a traves de las puede pasar una parte del flujo “W" de fluido en el que esta sumergido dicho cuerpo “O".
Dicha abertura 322 de entrada esta situada aguas arriba de dicho cuerpo “O" y dicha abertura 322' de salida esta situada aguas abajo de dicho cuerpo “O", con respecto a la direccion del flujo “W" de fluido.
Con los fines de la presente invencion, la expresion “abertura situada aguas arriba del cuerpo “O"" significa que dicha abertura, en funcion de la direccion del flujo “W" de fluido, es golpeada por el flujo antes que el cuerpo “O", porque esta delante del cuerpo “O" con respecto a la direccion del fluido “W".
Con los fines de la presente invencion, la expresion “abertura situada aguas abajo del cuerpo “O"" significa que dicha abertura, en funcion de la direccion del flujo “W" de fluido, es golpeada por el flujo despues que el cuerpo “O", porque esta detras del cuerpo “O" con respecto a la direccion del fluido “W".
Mas en detalle, dicha al menos una abertura 322' de salida esta conformada de modo que genera un flujo W de fluido de salida que es mayoritariamente perpendicular a la direccion del flujo “W" de fluido que actua sobre dicho cuerpo “O", tal como se muestra a modo de ejemplo en la figura 2.
Con los fines de la presente invencion, la expresion “flujo de fluido de salida mayoritariamente perpendicular" significa que la direccion de maxima intensidad del fluido es sustancialmente perpendicular a la direccion del flujo de fluido que actua sobre dicho cuerpo.
En la realizacion preferida, dicha al menos una abertura 322' de salida esta conformada de modo que genera un flujo “W”’ de fluido de salida que es sustancialmente perpendicular tanto a la direccion del flujo “W" de fluido que actua sobre dicho cuerpo “O" como a la superficie de la aeronave “V" en la que se posiciona el cuerpo “O".
En general, el panel 3 segun la presente invencion es multidireccional, es decir puede controlar fenomenos aerodinamicos no deseados incluso si el flujo “W" de fluido que actua sobre el cuerpo “O" tiene, por ejemplo, una direccion equivalente de signo opuesto, es decir un flujo inverso. En particular, dicha al menos una abertura 322 de entrada puede convertirse en al menos una abertura 322' de salida; al mismo tiempo, la abertura 322' de salida puede convertirse en una abertura 322 de entrada.
Dicho panel comprende una cavidad 31 que se comunica con dicha al menos una abertura 322 de entrada y al menos una abertura 322' de salida, que define la trayectoria seguida por dicha parte del flujo “W".
Preferiblemente, dicho panel 3 comprende solo una cavidad 31.
En la realizacion preferida, la cavidad 31 es toroidal y preferiblemente tiene una altura constante, tal como se muestra a modo de ejemplo en las figuras 1B, 1C, 2 y 3.
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Mas preferiblemente, la cavidad 31 toroidal tiene un penmetro circular.
En la realizacion preferida, mostrada en las figuras 1B-3, dicha al menos una abertura de entrada y dicha al menos una abertura de salida son una pluralidad de orificios 323 pasantes.
La presente realizacion permite obtener un panel universal que puede adaptarse a variaciones en el flujo “W”; de hecho, en funcion de la direccion del flujo “W” de fluido, los orificios 323 pasantes pueden ser o bien aberturas 322 de entrada o bien aberturas 322' de salida; a modo de ejemplo, si el flujo “W” cambia de direccion y se convierte en opuesto a la direccion anterior, los orificios 323 pasantes que anteriormente eran aberturas 322 de entrada se convertiran en aberturas 322' de salida, y viceversa, al mismo tiempo que todavfa conservan las caractensticas tecnicas que controlan los fenomenos aerodinamicos que actuan sobre el cuerpo “O”.
El tamano de un unico orificio 323 esta preferiblemente en el intervalo de 1-2 mm.
El panel 3 tiene una porosidad media en el intervalo de, por ejemplo, el 5 al 20 %.
Describiendo mas en detalle la realizacion preferida, dicha cavidad 31 se define mediante una hoja 32 frontal, que comprende dicha pluralidad de orificios 323 pasantes, y una hoja 33 trasera, que define la base del panel 3.
La hoja 32 frontal preferiblemente tiene una porosidad media en el intervalo del 8 al 12%, garantizando asf el control de los flujos aerodinamicos tal como se menciono anteriormente y haciendo que el panel 3 de la presente invencion sea adecuado para ajustar el flujo de cualquier tipo de cuerpo “O”.
Cualquier condensado o agua de lluvia que pueda acumularse dentro de la cavidad 31 se drenara automaticamente por los mismos orificios 323 de la hoja 32 frontal. El panel 3 segun la presente invencion tambien puede incluir sistemas de drenaje adicionales.
En la segunda realizacion ilustrada en la figura 4, solo hay una abertura 322 de entrada y solo una abertura 322' de salida. Dicha abertura de entrada esta situada aguas arriba del cuerpo “O”, a una distancia tal que la misma abertura 322 puede provocar fenomenos aerodinamicos que pueden interferir con el cuerpo “O”. La abertura 322' de salida esta conformada para generar un flujo “W'” de fluido de salida que es sustancialmente perpendicular tanto a la direccion del flujo “W” de fluido que actua sobre dicho cuerpo “O” como a la superficie de la aeronave “V” en la que se posiciona el cuerpo “O”.
En general, el panel 3 esta preferiblemente amarrado a la aeronave “V” mediante al menos una parte 34 de fijacion.
Dicha parte 34 de fijacion comprende al menos un orificio pasante en el que se inserta un medio de fijacion, por ejemplo un tornillo, para amarrar el panel 3 a la aeronave “V”.
En una primera realizacion, el panel 3 se coloca en la superficie plana de una aeronave “V”, en la base del cuerpo “O” con el que esta asociado.
En la realizacion preferida, tal como se muestra en las figuras 1B, 1C y 2, el panel 3 esta integrado en la superficie plana de la aeronave “V” a la que se aplica el cuerpo “O”, no afectando por tanto el perfil de la superficie teorica de la aeronave “V”. Esta realizacion permite recuperar la desviacion de la senal de presion que puede producirse en la realizacion en la que el panel 3 se coloca en la superficie plana de la aeronave “V”.
Preferiblemente, dicho panel 3 esta hecho de nailon o aleacion de aluminio, preferiblemente mediante sinterizacion rapida o mecanizado mecanico de control numerico, o se hace de materiales compuestos usando moldes preformados.
El panel 3, que preferiblemente esta perforado, puede hacerse como una pieza, por ejemplo usando solamente la tecnica de sinterizacion, o puede ensamblarse de varias piezas, si se fabrica usando las otras tecnicas mencionadas anteriormente.
Los orificios 323 pueden hacerse al fabricar el propio panel 3, o pueden hacerse durante una etapa de perforacion tras haber hecho la hoja 32 frontal.
En la realizacion ensamblada del panel 3, la hoja 32 frontal puede ensamblarse junto con la hoja 33 trasera, creando de este modo la cavidad 31.
Tal como se menciono anteriormente, dichos cuerpos “O” son salientes aerodinamicos cuyo tamano y funcion no permiten ninguna mejora aerodinamica, pero incluyen, por ejemplo, diversos tipos de sensores que proporcionan mediciones indispensables para la correcta navegacion de la aeronave. Por ejemplo, dichos cuerpos “O” son sondas conicas denominadas IMFP (sonda multifuncional integrada). El control de los flujos aerodinamicos de un cuerpo “O” permite, por tanto, mejorar la calidad de las senales de presion registradas por el sistema de a bordo de una aeronave, con el fin de garantizar una indicacion mas exacta, precisa y umvoca de la altura, velocidad y equilibrio de la propia aeronave durante el vuelo. Esta realizacion aplica el concepto de porosidad pasiva, eliminando o reduciendo por tanto drasticamente la perturbacion aerodinamica generada por la estela turbulenta aguas abajo de
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un cuerpo “O” sobre la aeronave en condiciones de vuelo transonicas. En la practica, el panel segun la presente invencion actua indirectamente en la base del cuerpo “O” con el que esta asociado, generando numerosos flujos de fluido “W'” de salida, que son ortogonales al plano principal en el que se desarrollan las estructuras de vortice, proporcionando por tanto una solucion eficaz a los problemas mencionados anteriormente e ilustrados, por ejemplo, en las figuras 1A-1C.
En una realizacion alternativa (no mostrada), dicho cuerpo “O” puede rotar alrededor de su propio eje longitudinal, que coincide sustancialmente con la normal a la superficie de la aeronave “V” en la que esta situado. El panel 3 permanece estacionario con respecto a la superficie de la aeronave “V”, mientras que el cuerpo “O” puede girar.
Tal como se menciono anteriormente, el panel 3 segun la presente invencion puede o bien estar asociado con el cuerpo “O”, posicionando el mismo panel 3 sobre la superficie plana de la aeronave “V”, o bien estar integrado en la superficie de la aeronave “V”, convirtiendose por tanto en una parte de la misma superficie plana, en la que se colocara el cuerpo “O” que va a asociarse con el panel 3.
El panel segun la presente invencion permite obtener una reduccion significativa en las magnitudes y frecuencias de los fenomenos aerodinamicos. Las magnitudes “M’” resultantes de los vortices generados por el cuerpo “O”, con las que se ha asociado el panel 3 segun la presente invencion, se reducen en hasta el 50% en comparacion con las magnitudes “M” de un fenomeno aerodinamico normalmente generado por el cuerpo “O”. El panel 3 segun la presente invencion permite obtener una reduccion en la frecuencia asociada con la longitud de onda “X” de dichos fenomenos aerodinamicos, por ejemplo tal como se muestra en la figura 1A. Las frecuencias asociadas con las longitudes de onda “X’” resultantes de los vortices generados por el cuerpo “O”, con las se ha asociado el panel 3 segun la presente invencion, se reducen tanto como el 50% en comparacion con las frecuencias asociadas con las longitudes de onda “X” de un fenomeno aerodinamico normalmente generado por el cuerpo “O”.
Tales reducciones pueden observarse comparando las figuras 1A, 1B y 1C.
El panel segun la presente invencion permite controlar los flujos aerodinamicos dentro de intervalos muy amplios de velocidad, equilibrio y altitud de aeronave. El alto rendimiento del panel 3 segun la presente invencion se debe principalmente al desacoplamiento de frecuencia que se efectua entre los vortices de estela del cuerpo “O” y el entorno de vibracion de la aeronave.
El metodo para controlar los fenomenos aerodinamicos generados por un cuerpo “O” colocado en una superficie plana de una aeronave (V), implementado por el panel segun la presente invencion, comprende esencialmente las siguientes etapas:
• detectar un fenomeno aerodinamico generado por el cuerpo “O”;
• canalizar una parte de un flujo “W” de fluido en el que se sumerge dicho cuerpo “O” aguas arriba del mismo cuerpo “O” con respecto a la direccion del flujo “W” de fluido ;
• dirigir el fluido canalizado aguas abajo de dicho cuerpo “O”, con respecto a la direccion del flujo “W” de fluido, generando por tanto un flujo “W’” de fluido de salida que interfiere con el flujo “W” de fluido.
Ademas de llevarse a cabo de manera pasiva como en las realizaciones ilustradas en el presente documento, la etapa de detectar un fenomeno aerodinamico puede ser semiautomatica, por ejemplo detectando una cafda de presion en los sensores comprendidos en el cuerpo “O”. Cuando se detecta un fenomeno aerodinamico, a traves de un actuador o un sistema mecanico, es posible abrir al menos una abertura 322 de entrada y entonces ir a la etapa de canalizar una parte del flujo.
Dicho actuador puede asociarse con una puerta adaptada para abrir o cerrar de manera selectiva una abertura 322 de entrada similar a la mostrada en la figura 4.
La etapa de canalizar una parte del flujo se lleva a cabo tal como se describio anteriormente.
En el caso de la deteccion activa del fenomeno aerodinamico, al abrir la abertura 322 de entrada, es posible, a traves de un actuador o un sistema mecanico, abrir tambien dicha abertura 322’ de salida, y por tanto poder continuar a la siguiente etapa de dirigir el fluido canalizado.
Esta ultima etapa se lleva a cabo generando un flujo “W’” de fluido de salida que es mayoritariamente perpendicular al flujo “W” y preferiblemente vertical, por ejemplo normal a la superficie de la aeronave “V” en la que se situa el cuerpo “O”.
Una ventaja adicional obtenida instalando el panel 3 segun la presente invencion esta en una reduccion general de la dispersion o ruido de la senal de presion adquirida por los sensores o sondas, llevando a una curva monotonica y de correlacion de presion-velocidad regular. Dicha linealidad permite, como resultado, reconstruir o determinar, de manera umvoca, los parametros de aire esenciales para el piloto y para el sistema de control FCS.
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En resumen, el panel 3 segun la presente invencion proporciona las siguientes ventajas:
• reduccion de carga aerodinamica; las cargas aerodinamicas que actuan sobre el cuerpo “O”, especialmente los ortogonales a la direccion principal del flujo “W” aerodinamico, se minimizan tanto en terminos de frecuencia asociada con la longitud de onda “X'” como de magnitud “M'”, lo que es beneficioso en vista del dimensionado estructural para cargas de lfmite y cargas de fatiga del cuerpo “O” y la superficie de la aeronave “V” a la que va a aplicarse el cuerpo “O”, permitiendo por tanto el uso de una estructura mas ligera y beneficiandose de las ventajas de un menor peso total;
• reduccion de perturbacion acustica; esto mejora la comodidad de la cabina de vuelo, especialmente en aquellas situaciones en las que sensores, antenas y excrecencias aerodinamicas se posicionan cerca de la cabina de vuelo de la aeronave “V”;
• adquisicion de senales mejorada; en este caso espedfico, las medidas de presion y/o temperatura y/o velocidad local son mas precisas, y la frecuencia a la que vana el parametro medido se reduce. Esta ultima caractenstica es ventajosa para el desacoplamiento de frecuencia de cualquier otro campo de vibracion en el que pueda tener que funcionar el sensor.
En lo que respecta a la integracion de esta invencion en un avion, no hay restricciones en terminos de aplicacion o duracion temporal. No se requiere trabajo de mantenimiento extraordinario. La produccion del panel es sencilla y economica, y puede extenderse al uso de materiales metalicos basados en aleaciones de aluminio.
En el caso espedfico en el que el panel se disponga en la proximidad de los conos de sensor de la IMFP, el mismo sistema de datos de aire podra proporcionar una senal “mas limpia” con ruido reducido y una senal mas “regular” con varianza reducida, reduciendo por tanto el trabajo que debe realizarse mediante sistemas de procesamiento y filtracion de datos y mejorando la calidad de salida y velocidad de respuesta del sistema de control de vuelo.
El panel segun la presente invencion no requiere modificaciones a la estructura del cuerpo “O” con el que esta
asociado.
Numeros de referencia

Panel 3

Cavidad 31

Hoja frontal 32

Abertura de entrada 322

Abertura de salida 322'

Orificio 323

Hoja trasera 33

Partes de fijacion 34

Orificio pasante 342

Aeronave “V”

Cuerpo “O”

Perfil “S”

Longitud de onda “X”

Longitud de onda resultante “A'”

Magnitud “M”

Magnitud resultante “M'”

Flujo de fluido “W”

Flujo de fluido de salida “W'”
Dimension longitudinal max. de cuerpo “a” Dimension lateral max. de cuerpo “b”

Claims (7)

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35 2.
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REIVINDICACIONES
Panel (3) ensamblado con un cuerpo (O) para controlar los fenomenos aerodinamicos generados por el cuerpo (O) con el que esta asociado; dicho cuerpo (O) es adecuado para posicionarse en una superficie de una aeronave (V); teniendo dicho cuerpo al menos una extension longitudinal normal a la superficie de la aeronave;
sobre dicho cuerpo (O), puede actuar un flujo (W) de fluido, generando asf fenomenos aerodinamicos no deseados;
el panel (3) esta ensamblado en la base de dicho cuerpo (O), es decir se posiciona en correspondencia con esa parte del cuerpo (O) que esta en contacto con la superficie de la aeronave (V);
dicho panel (3) fijado al cuerpo (O) se caracteriza porque:
• el panel (3) comprende al menos una abertura (322) de entrada y al menos una abertura (322') de salida, y una cavidad (31); dicha cavidad esta en comunicacion tanto con dicha al menos una abertura (322) de entrada como con dicha al menos una abertura (322') de salida, definiendo una trayectoria en la que puede pasar de manera selectiva una parte del flujo (W);
• dicha abertura (322) de entrada, que de manera selectiva permite entrar una parte del flujo (W) de fluido, esta situada aguas arriba de dicho cuerpo (O) con respecto a la direccion del flujo (W) de fluido, y dicha abertura (322') de salida, desde la que sale un flujo (W') de fluido de salida, esta situada aguas abajo de dicho cuerpo (O), con respecto a la direccion del flujo (W) de fluido;
• dicha al menos una abertura (322') de salida esta conformada de modo que genera un flujo (W') de fluido de salida que es mayoritariamente perpendicular a la direccion del flujo (W) de fluido que actua sobre dicho cuerpo (O), interfiriendo con los fenomenos aerodinamicos generados por el cuerpo (O);
• dicho cuerpo (O) es un saliente aerodinamico que comprende sensores y/o sondas dispuestos en para adquirir datos de aire, y dicho cuerpo (O) comprende al menos una zona (S) con al menos un perfil que tiene una seccion circular o semicircular o elfptica.
Panel segun la reivindicacion 1, en el que dicho cuerpo comprende, dentro del mismo, dispositivos de medicion y comunicacion electronicos adecuados para conectarse electricamente a la aeronave (V).
Panel segun la reivindicacion 1, en el que dicha cavidad (31) es toroidal.
Panel segun la reivindicacion 1, en el que dicha al menos una abertura de entrada y al menos una abertura de salida consiste en una pluralidad de orificios (323) pasantes.
Panel segun las reivindicaciones 3 y 4, en el que dicha cavidad se define mediante una hoja (32) frontal, que comprende dicha pluralidad de orificios (323), y una hoja (33) trasera, que define la base del panel (3).
Panel segun la reivindicacion 3, en el que dicho panel (3) tiene una porosidad media en el intervalo del 5 al 20%.
Metodo para controlar los fenomenos aerodinamicos generados por un cuerpo (O) posicionado en una superficie de una aeronave (V) y sumergido en un flujo (W) de fluido; caracterizado porque dicho cuerpo se fija a un panel para formar un conjunto tal como se define en la reivindicacion 1, y porque el metodo comprende las siguientes etapas sucesivas:
• detectar el surgimiento de un fenomeno aerodinamico generado por el cuerpo (O), de manera activa o pasiva;
• canalizar una parte del flujo (W) de fluido en el que se sumerge dicho cuerpo (O) aguas arriba del mismo cuerpo (O) con respecto a la direccion del flujo (W) de fluido;
• dirigir el fluido canalizado aguas abajo de dicho cuerpo (O), con respecto a la direccion del flujo (W) de fluido, generando por tanto un flujo (W) de fluido de salida que interfiere con el flujo (W) de fluido;
dicho flujo (W') de salida es mayoritariamente perpendicular al flujo (W).
Aeronave (V) que comprende al menos una superficie caracterizada porque comprende un conjunto que comprende un panel y un cuerpo segun la reivindicacion 1.
9. Aeronave (V) segun la reivindicacion 8, en la que dicho panel (3) esta integrado en la superficie de la aeronave (V) en la que se posiciona el cuerpo (O).
10. Aeronave segun la reivindicacion 8, en la que dicho panel (3) esta amarrado a la aeronave (V) mediante al
5 menos una parte (34) de fijacion.
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