ES2638907T3 - Sistema y método para mejorar el rendimiento de aleta - Google Patents

Abstract

Una aeronave (10) que comprende un sistema (98) de aletas y un ala (50) que tiene una punta alar que incluye una cuerda de punta alar, el sistema (98) de aletas comprende: una aleta (100) superior y una aleta (200) inferior que se montan en el ala (50); la aleta (200) inferior que tiene una posición estática cuando el ala (50) se somete a una carga estática en tierra; y la aleta (200) inferior se configura de manera tal que la desviación ascendente del ala bajo la carga de aproximadamente 1-g en vuelo origina que la aleta (200) inferior se mueva a partir de la posición estática a una posición en vuelo y da como resultado un aumento relativo de envergadura del ala (50), en la que la aleta (200) inferior se orienta en un ángulo anédrico de aproximadamente 15 grados a aproximadamente 30 grados durante la desviación ascendente del ala bajo la carga de aproximadamente 1-g en vuelo, en la que la aleta (100) superior se orienta en un ángulo diedro de al menos aproximadamente 60 grados durante la desviación ascendente del ala bajo la carga de aproximadamente 1-g en vuelo, en la que la aleta (200) inferior tiene una longitud que varía entre aproximadamente el 50 al 80 por ciento de una longitud de la aleta (100) superior que se extiende desde una raíz (102) de aleta superior hacia una punta (106) de aleta superior, en la que a aleta (100) superior y la aleta (200) inferior tienen cada una de ellas una cuerda de raíz; y caracterizada porque la cuerda de la raíz de la aleta (100) superior y la cuerda de la raíz de la aleta (200) inferior tienen cada una de ellas una longitud que varía entre aproximadamente el 60 al 100 por ciento de una longitud de cuerda de punta alar.

Description

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DESCRIPCION

Sistema y metodo para mejorar el rendimiento de aleta Campo

La presente divulgacion se refiere, de manera general, a la aerodinamica y, mas especialmente, a dispositivos de punta alar tales como para las alas de una aeronave.

Antecedentes de la invencion

La resistencia aerodinamica inducida se genera mediante un ala de aeronave debido a la redireccion de aire durante la generacion de sustentacion a medida que el ala se mueve a traves del aire. La redireccion del aire puede incluir flujo a lo largo de la envergadura a lo largo del lado inferior del ala a lo largo de una direccion generalmente hacia el exterior hacia las puntas alares donde el aire fluye entonces hacia arriba con respecto a las puntas alares. El aire que fluye en las puntas se une con un flujo de aire a lo largo de la cuerda en el ala lo que resulta en la formacion de vortices de punta alar. Los vortices de punta alar se alimentan mediante otros vortices que se emiten a partir del borde de salida del ala. El descenso de vortices que salen a partir del ala reduce el angulo de ataque efectivo del ala lo que resulta en una reduccion de la sustentacion generada.

Las aletas proporcionan un medio para reducir los efectos negativos de la resistencia inducida tal como al aumentar de manera efectiva la longitud del borde de salida del ala. El aumento efectivo de la longitud del borde de salida puede extender la distribucion de los vortices lo que puede reducir las perdidas a partir de la resistencia aerodinamicaPARR3. En este sentido, las aletas pueden proporcionar una reduccion significativa de la resistencia aerodinamica inducida lo que puede mejorar el rendimiento de la aeronave. Ademas, las aletas pueden proporcionar un aumento de la longitud efectiva del borde de salida sin aumentar la longitud del borde de ataque del ala. De manera adicional, al agregar aletas a las alas en lugar de aumentar la envergadura del ala de la manera convencional mediante la extension de las puntas alares, se pueden evitar el peso, coste y complejidad asociados con el agregado de dispositivos de mejora de sustentacion a partir del alargamiento del borde de ataque (por ejemplo, aletas auxiliares del borde de ataque o aletas Krueger).

Sin embargo, las aletas convencionales pueden aumentar la carga aerodinamica en las puntas alares lo que puede resultar en un aumento de la flexion del ala bajo condiciones de alta sustentacion. El aumento de flexion del ala puede requerir el fortalecimiento o endurecimiento de la estructura del ala lo que agrega peso y puede negar los beneficios de reduccion de la resistencia aerodinamica provistos a partir de las aletas. De manera adicional, el centro de gravedad de las aletas convencionales puede localizarse a una distancia relativamente grande a partir del eje de torsion del ala lo que puede afectar las caracterlsticas del ala. Para intentar contrarrestar los efectos de inercia de las aletas convencionales, se pueden agregar lastres al borde de ataque de la punta alar. Desafortunadamente, el agregado de lastres puede negar algunos de los beneficios de reduccion de la resistencia aerodinamica provistos a partir de la aleta. Las aletas convencionales pueden sufrir ademas una reduccion de la eficiencia aerodinamica debido a la separacion de flujo que puede ocurrir en condiciones de carga elevada que incluyen bajas velocidades.

Se muestran aletas adicionales en los documentos US 2009/0084904 A1, en virtud del cual se han establecido dos partes de la reivindicacion 1, US 4 714 215 A, WO 2012/007358 A1 y US 4 674 709 A.

Como puede observarse, se necesita que exista un dispositivo de punta alar en la tecnica que pueda reducir la resistencia aerodinamica de un ala sin aumentar la flexion del ala. De manera adicional, se necesita que exista un dispositivo de punta alar en la tecnica que minimice el impacto en las caracterlsticas de vibracion del ala. Ademas, se necesita que exista un dispositivo de punta alar en la tecnica que no requiera que se agregue un lastre para superar los efectos de inercia de una aleta en las caracterlsticas de vibracion del ala.

Resumen

La presente invencion proporciona una aeronave de acuerdo con la reivindicacion 1 y un metodo para mejorar el rendimiento de una aeronave de acuerdo con la reivindicacion 6.

Cualquiera u otras de las necesidades anteriormente mencionadas que se asocian con aletas convencionales pueden dirigirse y satisfacerse especlficamente mediante la presente divulgacion que proporciona un sistema de aletas para un ala de aeronave en la que el sistema de aletas incluye una aleta superior y una aleta inferior que se montan en una punta alar. La aleta inferior puede tener una posicion estatica cuando el ala soporta una carga estatica en tierra. La aleta inferior puede configurarse de manera tal que la desviacion ascendente del ala que soporta una carga de aproximadamente 1-g en vuelo origina que la aleta inferior se mueva a partir de una posicion estatica a una posicion en vuelo y dando como resultado un aumento relativo de la envergadura del ala. Se divulga ademas una aeronave que tiene un par de alas teniendo cada ala una punta alar. La aeronave puede incluir una aleta superior y una aleta inferior que se montan en cada una de las puntas alares. Las aletas inferiores pueden tener un tamano y una

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orientacion de manera tal que la desviacion ascendente de las alas bajo una carga de aproximadamente 1-g en vuelo da como resultado un aumento relativo de la envergadura de las alas.

En una realizacion adicional, se divulga un metodo para mejorar el rendimiento de una aeronave que incluye la etapa de provision de una aleta superior y una aleta inferior en un ala. La aleta inferior puede tener una posicion estatica cuando el ala soporta una carga estatica en tierra. El metodo puede incluir ademas desviacion ascendente del ala bajo una carga de aproximadamente 1-g en vuelo. De manera adicional, el metodo puede incluir mover la aleta inferior a partir de una posicion estatica a una posicion en vuelo durante la desviacion ascendente del ala. El metodo puede incluir ademas originar un aumento relativo de la envergadura del ala cuando se mueve la aleta inferior a partir de una posicion estatica a una posicion en vuelo.

Un sistema de aletas puede comprender una aleta superior y una aleta inferior que se montan en un ala; la aleta inferior tiene una posicion estatica cuando el ala soporta una carga estatica en tierra; y la aleta inferior se configura de manera tal que la desviacion ascendente del ala bajo una carga de aproximadamente 1-g en vuelo origina que la aleta inferior se mueva a partir de una posicion estatica a una posicion en vuelo, y dando como resultado un aumento relativo de la envergadura del ala. El sistema de aletas puede incluir una aleta inferior que se orienta en un angulo anedrico de no menos de aproximadamente 15 grados durante la desviacion ascendente del ala bajo la carga de aproximadamente 1-g en vuelo. La aleta superior puede orientarse en un angulo diedro de al menos aproximadamente 60 grados durante la desviacion ascendente del ala bajo la carga de aproximadamente 1-g en vuelo.

El sistema de aletas puede incluir una aleta inferior que tiene un centro de presion; el ala tiene un eje de torsion de ala; y el centro de presion de la aleta inferior se ubica hacia atras del eje de torsion del ala. El sistema de aletas puede incluir un ala que tiene una punta alar que incluye una cuerda de punta alar; la aleta superior y la aleta inferior tienen cada una de ellas una cuerda de ralz; y la cuerda de ralz de la aleta superior y la cuerda de ralz de la aleta inferior tienen cada una de ellas una longitud de aproximadamente el 50 por ciento de la cuerda de punta alar. La cuerda de ralz de la aleta superior y la cuerda de ralz de la aleta inferior pueden tener cada una de ellas una longitud que varla aproximadamente del 60 al 100 por ciento de una longitud de la cuerda de punta alar.

El sistema de aletas puede tener al menos una aleta superior y una aleta inferior que tienen un guante de ralz del borde de ataque que se monta en un punto de union de una punta alar con la aleta superior y la aleta inferior correspondientes. La aleta inferior puede tener una longitud de al menos aproximadamente el 50 por ciento de una longitud de la aleta superior. La aleta superior y la aleta inferior pueden tener un estrechamiento de la cuerda de punta a la cuerda de ralz en un rango que varla aproximadamente de 0,15 a 0,50. La aleta superior y la aleta inferior pueden tener un angulo de flecha del borde de ataque de aproximadamente entre 20 a 70 grados.

El ala puede tener un eje de torsion de ala; la aleta superior y la aleta inferior que tienen un area de aleta combinada y un centro de gravedad combinado que se ubica en una compensacion longitudinal a partir del eje de torsion del ala; y la aleta superior y la aleta inferior se configuran de manera tal que la compensacion longitudinal es menor con respecto a una compensacion longitudinal de un centro de gravedad de una sola aleta superior que tiene un area de aleta que es sustancialmente equivalente con respecto al area de aleta combinada y que tiene un angulo de barrido del borde de ataque que es sustancialmente equivalente al angulo de flecha del borde de ataque de la aleta superior.

Una realizacion de la invencion involucra una aeronave que comprende un par de alas, teniendo cada una de ellas una punta alar; y una aleta superior y una aleta inferior que se montan en cada una de las puntas alares; las aletas inferiores tienen un tamano y orientacion de manera tal que la desviacion ascendente de las alas bajo una carga de aproximadamente 1-g en vuelo da como resultado un aumento relativo de la envergadura del ala.

Un metodo para mejorar el rendimiento de una aeronave que comprender las etapas de: proveer una aleta superior y una aleta inferior en un ala, teniendo la aleta inferior una posicion estatica cuando el ala soporta una carga estatica en tierra; desviar hacia arriba el ala bajo una carga de aproximadamente 1-g en vuelo; movimiento de la aleta inferior a partir de una posicion estatica a una posicion en vuelo durante la desviacion ascendente del ala; y produccion de un aumento relativo de la envergadura del ala cuando la aleta inferior se mueve a partir de una posicion estatica a una posicion en vuelo. El metodo puede comprender ademas las etapas de: desviacion ascendente de la aleta inferior durante una carga de aproximadamente 1-g en vuelo; y el aumento de una envergadura de ala efectiva durante la desviacion ascendente de la aleta inferior.

Para mejorar el rendimiento adicional, el metodo puede comprender la etapa de orientacion de la aleta inferior en un angulo anedrico de no menos de aproximadamente 15 grados durante la desviacion ascendente del ala. El metodo puede comprender ademas la etapa de: orientacion de la aleta superior en un angulo diedro de al menos aproximadamente 60 grados durante la desviacion ascendente del ala. Para mejorar la aerodinamica, el metodo puede comprender ademas las etapas de ubicacion de la aleta inferior de manera tal que un centro de presion se encuentra hacia atras de un eje de torsion alar; el aumento de la sustentacion de la aleta inferior durante una carga de rafaga; y la ejecucion de un momento de picado en una punta alar como respuesta a un aumento de la sustentacion de la aleta inferior. Para aumentar la eficiencia, el metodo puede comprender ademas la etapa de division de una carga aerodinamica de punta alar entre la aleta superior y la aleta inferior, teniendo cada una de las aletas superior e inferior una cuerda de ralz que tiene una longitud de al menos aproximadamente el 50 por ciento de una cuerda de punta alar.

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Para mejorar el rendimiento, el metodo puede comprender ademas la etapa de minimizacion de la resistencia aerodinamica parasita de la aeronave mediante la utilizacion de un guante de raiz del borde de ataque en al menos una aleta superior y una aleta inferior. Para mejorar la aerodinamica, el metodo puede comprender ademas las etapas de provision de la aleta superior y la aleta inferior con un area de aleta combinada y un centro de gravedad combinado que se desvia longitudinalmente a partir de un eje de torsion alar; y la reduccion de la vibracion del ala mediante la compensation longitudinal del centro de gravedad combinado en una proportion que resulta menor con respecto a la compensation longitudinal de un centro de gravedad de una sola aleta superior que tiene un area de aleta que es sustancialmente equivalente con respecto al area de aleta combinada y que tiene un angulo de flecha del borde de ataque que es sustancialmente equivalente con respecto al angulo de flecha del borde de ataque de la aleta superior.

Las caracteristicas, funciones y ventajas que se han analizado pueden alcanzarse de manera independiente en diversas realizaciones de la presente divulgation o pueden combinarse en inclusive otras realizaciones, de las que se pueden observar detalles adicionales con referencia a la siguiente description y las figuras a continuation.

Breve descripcion de las figuras

Las presentes y otras caracteristicas de la presente divulgacion se volveran mas evidentes en virtud de la referencia a las figuras en las que numeros similares se refieren a piezas similares de principio a fin y en las que:

La Figura 1 es una ilustracion en perspectiva de una aeronave que tiene un sistema de aletas que se monta en cada punta alar de las alas;

La Figura 2 es una vista frontal de la aeronave que ilustra una aleta superior y una aleta inferior que se incluyen en el sistema de aletas que se monta en cada punta alar;

La Figura 3 es una vista lateral de uno de los sistemas de aletas que se toma a lo largo de la linea 3 de la Figura 2 e ilustra la aleta superior y la aleta inferior que se montan en una punta alar;

La Figura 4 es una vista superior de la aleta superior que se toma a lo largo de la linea 4 de la Figura 3 e ilustra un angulo de torsion o alabeo negativo que puede incorporarse de manera opcional en la aleta superior;

La Figura 5 es una vista superior de la aleta inferior que se toma a lo largo de la linea 5 de la Figura 3 e ilustra un angulo de torsion que puede incorporarse de manera opcional en la aleta inferior;

La Figura 6 es una vista frontal esquematica de una de las alas en una forma contoneada, en una forma de carga estatica en tierra desviada hacia abajo, y en una forma de carga 1-g (por ejemplo, carga alar de 1-g) en vuelo desviada hacia arriba;

La Figura 7 es una vista esquematica de las posiciones relativas de las aletas superior e inferior para el ala en las tres formas diferentes que se ilustran en la Figura 6;

La Figura 8 es una vista frontal de la aeronave que ilustra la aleta inferior en cada punta alar que se mueve a partir de una position estatica, en la que el ala soporta una carga estatica en tierra, a una position en vuelo, en la que el ala soporta una carga de aproximadamente 1-g en vuelo, e ilustra ademas un aumento de la envergadura de ala efectiva que ocurre como respuesta al movimiento de las aletas inferiores a partir de la posicion estatica a la posicion en vuelo;

La Figura 9 es una vista lateral de una realization de una sola aleta superior que tiene un centro de gravedad que se ubica en una compensacion longitudinal a partir de un eje de torsion del ala;

La Figura 10 es una vista lateral del sistema de aletas que se divulga en el presente documento en la que la combination de las aletas superior e inferior da como resultado un centro de gravedad combinado que se ubica en una compensacion longitudinal reducida con respecto al eje de torsion, en comparacion con la mayor compensacion longitudinal para la unica aleta superior, y que minimiza de manera ventajosa los efectos de inercia del sistema de aletas en la vibracion del ala;

La Figura 11 es una vista lateral de una realizacion alternativa del sistema de aletas en la que los bordes de salida de la aleta superior y de la aleta inferior se encuentran de manera general alineados con el borde de salida del ala;

La Figura 12 es una vista lateral de una realizacion adicional del sistema de aletas que tiene guantes de raiz del borde de ataque que se montan en un punto de union de la punta alar con cada una de las aletas superior e inferior;

La Figura 13 es una vista en perspectiva de una realizacion del sistema de aletas que ilustra un centro de presion de la aleta inferior que se ubica hacia atras del eje de torsion del ala debido a un angulo de flecha relativamente grande de la aleta inferior y debido a un angulo anedrico relativamente pequeno de la aleta inferior;

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La Figura 14 es una vista lateral del sistema de aletas que se toma a lo largo de la llnea 14 de la Figura 13 e ilustra un momento de picado que se ejerce en la punta alar como respuesta a un aumento de la sustentacion de la aleta inferior como respuesta a una carga de rafaga; y

La Figura 15 es un diagrama de flujo que tiene una o mas operaciones que pueden incluirse en un metodo de operacion de aeronave.

Descripcion detallada

Con referencia ahora a las figuras en las que las muestras sirven a los fines de ilustracion de las diversas realizaciones de la presente divulgacion, la Figura 1 muestra una vista en perspectiva de una aeronave 10 que tiene un fuselaje 12. El fuselaje puede incluir una cabina para pasajeros y una tripulacion de vuelo. El fuselaje 12 puede extenderse a partir de una nariz en un extremo 24 hacia adelante de la aeronave 10 hacia una cola 18 en un extremo 26 atras del fuselaje 12. La cola 18 puede incluir una o mas superficies traseras PARR19tales como un estabilizador 22 vertical y/o estabilizador 20 horizontal para control de la aeronave 10. La aeronave 10 puede incluir ademas un par de alas 50, una o mas unidades 16 de propulsion, y nariz y tren 14 de aterrizaje principal (Figura 2). Las alas 50 pueden incluir uno o mas sistemas 98 de aletas como se divulga en el presente documento. Cada sistema 98 de aletas puede comprender una aleta 100 superior y una aleta 200 inferior que pueden montarse en una punta 56 alar de un ala 50.

Deberla indicarse que aunque el sistema 98 de aletas de la presente divulgacion se describe en el contexto de una aeronave 10 de pasajeros de ala fija tal como la aeronave 10 del tipo tubo y alas que se ilustra en la Figura 1, uno cualquiera de los diversas realizaciones del sistema 98 de aletas puede aplicarse en cualquier aeronave de cualquier configuracion, sin limitacion. Por ejemplo, el sistema 98 de aletas puede aplicarse en cualquier aeronave civil, comercial, o militar. De manera adicional, las realizaciones del sistema 98 de aletas que se divulgan en el presente documento pueden aplicarse en configuraciones de aeronave alternativas y no se limitan a la configuracion de aeronave 10 de tipo tubo con alas que se ilustra en la Figura 1. Por ejemplo, las realizaciones que se divulgan pueden aplicarse en una aeronave de cuerpo-ala hlbrida o aeronave de ala flexionada.

El sistema 98 de aletas puede aplicarse ademas a superficies aerodinamicas o superficies de sustentacion en lugar de las alas 50. Por ejemplo, el sistema 98 de aletas puede aplicarse a FALTA PARR21 un estabilizador horizontal de frente de ala, a una superficie de control tal como un estabilizador horizontal, o cualquier otra superficie sustentadora en la que se desea mitigar los efectos adversos de la resistencia aerodinamica inducida y/o mejorar el rendimiento aerodinamico. De manera ventajosa, las aletas 100, 200 superior e inferior como se divulgan en el presente documento pueden ser provistas en tamanos relativamente grandes con cuerdas de ralz relativamente largas y angulos de flecha y/o estrechamiento de grados relativamente altos. La aleta 200 inferior es provista de manera ventajosa con una proporcion relativamente limitada con respecto al angulo 224 anedrico (Figura 8) lo que da como resultado un aumento de la envergadura 80 de ala efectiva (Figura 8) cuando las alas 50 se desvlan hacia arriba de manera aeroelastica tal como cuando soportan una carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo (Figura 6) durante un vuelo en crucero. De manera adicional, la aleta 200 inferior puede configurarse ademas para desviarse hacia arriba de manera aeroelastica bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo y que puede dar como resultado un aumento 84 relativo de la envergadura (Figura 7) y puede contribuir hacia el aumento de la envergadura 80 de ala efectiva (Figura 7) del ala 50 como se ilustra en las Figuras 6-8 y se describe con mayor detalle a continuacion. De manera ventajosa, al aumentar la envergadura 80 de ala efectiva debido a la desviacion hacia arriba del ala 50 y/o debido a la desviacion hacia arriba de la aleta 200 inferior, el rendimiento sustentacion a resistencia aerodinamica de la aeronave 10 puede mejorarse.

En la Figura 1, la instalacion del sistema 98 de aletas en la aeronave 10 puede definirse con respecto a un sistema coordinado que tiene un eje 28 longitudinal, un eje 30 lateral, y un eje 32 vertical. El eje 28 longitudinal puede definirse a partir de que se extiende a traves de un centro general del fuselaje 12 entre el extremo 24 hacia adelante y el extremo 26 hacia atras. El eje 30 lateral puede orientarse de manera ortogonal con respecto al eje 28 longitudinal y puede extenderse de manera general a lo largo del ala 50 en direccion hacia el exterior con respecto a un centro del fuselaje 12. El eje 32 vertical puede orientarse de manera ortogonal con respecto a los ejes 28, 30 longitudinal y lateral. Cada una de las alas 50 de la aeronave 10 que se muestra en la Figura 1 puede extenderse a partir de una ralz 52 de ala que tiene una cuerda 54 de ralz hacia una punta 56 alar que tiene una cuerda 58 de punta. Cada ala 50 puede tener superficies 64, 66 superior e inferior y puede incluir un borde 60 de ataque de ala y un borde 62 de salida de ala. En la realizacion que se muestra, el borde 60 de ataque del ala puede formarse en un angulo 68 de flecha del ala. Cada ala 50 puede extenderse hacia arriba en un angulo 70 diedro. Sin embargo, las alas 50 en las que pueden montarse los sistemas 98 de aletas pueden ser provistas en cualquier configuracion geometrica y no se limitan a las disposiciones que se describen anteriormente para la aeronave 10 que se muestra en la Figura 1.

La Figura 2 es una vista frontal de la aeronave 10 que se sostiene mediante el tren 14 de aterrizaje e ilustra un sistema 98 de aletas que se monta en la punta 56 alar de cada ala. Las alas 50 se muestran en una forma 74 contoneada (Figura 6) en la que las alas 50 son relativamente rectas como puede ocurrir cuando las alas 50 se restringen mediante herramientas de montaje durante la fabricacion de la aeronave 10. En un ejemplo, una forma contoneada (por ejemplo, la forma 74 contoneada - Figura 6) puede definirse como un estado de equilibrio (por ejemplo, un estado sin carga) de un elemento elastico (por ejemplo, un ala 50). Como se indica con mayor detalle a continuacion, cuando la aeronave 10 se sostiene mediante el tren 14 de aterrizaje, las alas 50 pueden asumir normalmente una forma ligeramente

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desviada hacia abajo bajo una carga 76 estatica en tierra (Figura 6) debido a la fuerza gravitacional que actua en la masa de las alas 50, las unidades 16 de propulsion, y/u otros sistemas que se sostienen mediante las alas 50.

Cada punta 56 alar puede incluir un sistema 98 de aletas que comprende la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior. La aleta 100 superior puede tener una ralz 102 de aleta superior que puede fijarse o de otra manera acoplarse al ala 50 en la punta 56 alar. La aleta 100 superior puede extenderse como un elemento relativamente recto hacia la punta 106 de aleta superior. De manera similar, la aleta 200 inferior puede tener una ralz 202 de aleta inferior que puede fijarse al ala 50 en la punta 56 alar. En una realizacion, la ralz 202 de aleta inferior puede cruzarse o unirse con la ralz 102 de aleta superior en la punta 56 alar. La aleta 200 inferior puede extenderse como un elemento relativamente recto hacia la punta 206 de aleta inferior. Sin embargo, la aleta 100 superior y/o la aleta 200 inferior pueden tener una forma que no es recta y pueden incluir formas curvas o formas contorneadas y pueden incluir ademas combinaciones de formas rectas, formas curvas, y formas contorneadas.

La aleta 100 superior puede tener una longitud 118 de aleta superior (por ejemplo, una mitad de envergadura) que se extiende a partir de la ralz 102 de aleta superior hacia la punta 106 de aleta superior. En la realizacion que se muestra, la longitud 118 de aleta superior puede ser mas larga en comparacion con la longitud 218 de aleta inferior de la aleta 200 inferior. En una realizacion, la aleta 200 inferior puede tener una longitud 218 de aleta inferior de al menos aproximadamente el 50 por ciento de la longitud 118 de aleta superior de la aleta 100 superior. En una realizacion adicional, la aleta 200 inferior puede tener una longitud 218 de aleta inferior en el rango que varla desde aproximadamente el 50 al 80 por ciento con respecto a la longitud 118 de aleta superior de la aleta 100 superior. En una realizacion de una aeronave 10 para transporte comercial, la aleta 100 superior puede tener una longitud 118 de aleta superior de aproximadamente 1,27 metros a 3,81 metros (50 a 150 pulgadas). Por ejemplo, la aleta 100 superior puede tener una longitud 118 de aleta superior de 2,286 metros a 2,794 metros (90 a 110 pulgadas). La longitud 218 de aleta inferior puede extenderse desde la ralz 202 de aleta inferior hacia la punta 206 de aleta inferior y puede tener una longitud 218 de aleta inferior de aproximadamente 0,762 metros a 2,54 metros (30 a 100 pulgadas). Por ejemplo, la aleta 200 inferior puede tener una longitud 218 de aleta inferior de 1,27 metros a 1,778 metros (50 a 70 pulgadas). Sin embargo, la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior pueden tener cualquier longitud y no se limitan a los rangos de longitud que se mencionan anteriormente. Ademas, aunque no se muestra, el sistema 98 de aletas puede ser provisto en una realizacion en la que la aleta 200 inferior es mas larga que la aleta 100 superior. De manera adicional, en una o mas realizaciones, la aleta 100 inferior puede configurarse de manera tal que la punta 206 de aleta inferior se ubica aproximadamente en la intersection del llmite 38 de envergadura de la puerta (Figura 6) y la llnea 42 de tolerancia de alabeo lateral y cabeceoPARR25 (Figura 6) como se describe a continuation.

En la Figura 3, se muestra una vista lateral del sistema 98 de aletas que se monta en la punta 56 alar del ala 50. La ralz 102 de aleta superior se une a la punta 56 alar en un punto de union 150 ala-aleta superior. De manera similar, la ralz 202 de aleta inferior se une a la punta 56 alar en un punto de union 152 ala-aleta inferior. Aunque la ilustracion muestra la ralz 102 de aleta superior y la ralz 202 de aleta inferior como si se montaran respectivamente en las partes superior e inferior de la punta 56 alar, el sistema 98 de aletas puede configurarse de manera tal que la aleta 100 superior se cruza al menos parcialmente con la aleta 200 inferior en un punto de union 154 aleta superior- aleta inferior. En este sentido, la ralz 102 de aleta superior y la ralz 202 de aleta inferior pueden montarse en la punta 56 alar en cualquier ubicacion vertical con respecto a la otra. De manera adicional, aunque las figuras de la presente divulgation muestran la ralz 102 de aleta superior y la ralz 202 de aleta inferior como alineadas de manera general entre si en el punto de union de las ralces 102, 202 de las aletas superior e inferior con la punta 56 alar, la ralz 102 de aleta superior puede unirse a la punta 56 alar de manera tal que la ralz 102 de aleta superior se ubica hacia delante con respecto a la ralz 202 de aleta inferior. De manera alternativa, la ralz 202 de aleta inferior puede unirse a la punta 56 alar de manera tal que la ralz 202 de aleta inferior se ubica hacia adelante con respecto a la ralz 102 de aleta superior. En este sentido, la ralz 102 de aleta superior puede unirse a la punta 56 alar de manera tal que el borde 112 de ataque de aleta superior se ubica hacia adelante con respecto al borde 212 de ataque de aleta inferior, o viceversa. De manera similar, la ralz 102 de aleta superior puede unirse a la punta alar de manera tal que el borde 112 de salida de aleta superior se ubica hacia delante con respecto al borde 212 de salida de aleta inferior, o viceversa.

Ademas, aunque la presente divulgacion ilustra la ralz 102 de aleta superior y la ralz 202 de aleta inferior como si estuvieran de manera general alineadas entre si en una direction lateral (por ejemplo, a lo largo de una direction paralela al eje 30 lateral - Figura 2), la ralz 102 de aleta superior (Figura 3) y la ralz 202 de aleta inferior (Figura 3) pueden unirse a la punta 56 alar de manera tal que la ralz 102 de aleta superior se ubica aun mas hacia el exterior (por ejemplo, aun mas alejada a partir de la ralz 52 del ala - Figura 1) con respecto a la ralz 202 de aleta inferior. De manera alternativa, la ralz 202 de aleta inferior puede ubicarse aun mas hacia el exterior con respecto a la ralz 202 de aleta superior. En este sentido, la punta 56 alar puede definirse como aproximadamente el diez (10) por ciento mas externo de la longitud del ala 50 a partir de la ralz 52 alar (Figura 1) hacia la punta 56 alar (Figura 1). La ralz 102 de aleta superior y la ralz 202 de aleta inferior no se limitan a unirse al ala 50 en el extremo mas externo de la punta 56 alar. Por ejemplo, la ralz 102 de aleta superior y la ralz 202 de aleta inferior de las aletas 100, 200 superior e inferior puede unirse al ala(s) 50 en cualquier ubicacion de manera tal que las aletas 200 inferiores (Figura 8) en las puntas 56 alares que se disponen opuestas entre si (Figura 8) de la aeronave 10 (Figura 8) definen la envergadura 82 del ala efectiva (Figura 8) cuando las alas 50 soportan la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo (Figura 8). En una realizacion, la ralz 102 de aleta superior y/o la ralz 202 de aleta inferior pueden unirse al ala 50 en cualquier ubicacion

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a partir del extremo mas externo de la punta 56 alar hacia cualquier ubicacion en el diez (10) por ciento mas externo de la longitud del ala 50.

En la Figura 3, la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior pueden estar en flecha posteriormente y pueden de manera adicional formarse con un estrechamiento de cuerda alar 108, 208 que corresponden a las cuerdas 104, 204 de ralz. En una realizacion, el estrechamiento de la aleta 100 superior y/o de la aleta 200 inferior puede variar en el rango de aproximadamente 0,15 a 0,50. Por ejemplo, el estrechamiento de la aleta 100 superior y/o de la aleta 200 inferior puede variar en el rango de aproximadamente 0,20 a 0,25. Sin embargo, la aleta 100 superior y/o la aleta 200 inferior pueden formarse a partir de un estrechamiento por fuera del rango de 0,15 a 0,50 y pueden seleccionarse en conjuncion con un angulo 122 de torsion o alabeo negativo que puede de manera opcional incluirse en la aleta 100 superior y/o la aleta 200 inferior como se describe a continuation para proporcionar una distribution de carga deseada.

La aleta 100 superior y la aleta 200 inferior tienen cada una de ellas un borde 110, 210 de ataque y un borde 112, 212 de salida. En una realizacion, la interseccionPARR29 del borde 110 de ataque de aleta superior y/o el borde 210 de ataque de aleta inferior con la punta 56 alar puede ubicarse hacia atras del borde 60 de ataque del ala en la punta 56 alar lo que puede minimizar la separation de flujo en ciertas condiciones de vuelo. En la realizacion que se muestra en la Figura 3, las aletas 100, 200 superior e inferior se configuran de manera tal que el borde 110 de ataque de aleta superior se cruza con el borde 210 de ataque de aleta inferior en una ubicacion que se encuentra hacia atras del borde 60 de ataque del ala. Se contempla que la intersection del borde 110 de ataque de aleta superior y/o el borde 210 de ataque de aleta inferior con la punta 56 alar puede coincidir de manera general con el borde 60 de ataque del ala, o ubicarse proxima a este ultimo. El borde 112 de salida de aleta superior y/o el borde 212 de salida de aleta inferior puede unirse o cruzarse con la punta 56 alar en una ubicacion que se encuentra hacia delante con respecto al borde 62 de salida del ala como se muestra en la realizacion de la Figura 3. Sin embargo, el borde 112 de salida de aleta superior y/o el borde 212 de salida de aleta inferior pueden unirse o cruzarse con la punta 56 alar en cualquier ubicacion que no se aleje mas hacia atras con respecto al borde 62 de salida del ala.

Aun mas, el sistema 98 de aletas puede ser provisto en realizaciones alternativas en las que el borde 112 de salida de aleta superior y/o el borde 212 de salida de aleta inferior puede cruzarse con la punta 56 del ala en una ubicacion que coincide aproximadamente con el borde 62 de salida del ala o en una ubicacion que se encuentra de manera general hacia atras con respecto al borde 62 de salida del ala como se describe anteriormente. En cualquier realizacion que se divulga en el presente documento, el sistema 98 de aletas puede configurarse de manera tal que la cuerda 104 de la ralz de aleta superior y/o la cuerda 204 de la ralz de aleta inferior puede ser mas larga en comparacion con la cuerda 58 de la punta alar. De manera adicional, el sistema 98 de aletas puede configurarse de manera tal la cuerda 104 de la ralz de aleta superior y/o la cuerda 204 de la ralz de aleta inferior pueden ser mas cortas en comparacion con la cuerda 58 de la punta alar. En una realizacion, el sistema 98 de aletas puede configurarse de manera tal que una parte de la cuerda 104 de la ralz de aleta superior y/o la cuerda 204 de la ralz de aleta inferior se extiende hacia adelante con respecto al borde 60 de ataque del ala. De manera similar, el sistema de aletas puede configurarse de manera tal que una parte de la cuerda 104 de la ralz de aleta superior y/o la cuerda 204 de la ralz de aleta inferior se extiende hacia atras con respecto al borde 62 de salida del ala.

En la Figura 3, la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior tienen cada una de ellas una cuerda 104, 204 de ralz en la ubicacion donde la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior se unen respectivamente con la punta 56 alar. La punta 56 alar tiene una cuerda 58 de punta alar. El sistema 98 de aletas puede configurarse de manera tal que la cuerda 104 de la ralz de aleta superior tiene una longitud que representa al menos aproximadamente el 50 por ciento de la longitud de la cuerda 58 de la punta alar. De manera similar, la aleta 200 inferior puede configurarse de manera tal que la cuerda 202 de la ralz de aleta inferior tiene una longitud que representa al menos aproximadamente el 50 por ciento de la longitud de la cuerda 58 de la punta alar. En una realizacion, la cuerda 104 de la ralz de aleta superior y/o la cuerda 204 de la ralz de aleta inferior pueden tener cada una de ellas una longitud dentro del rango de aproximadamente el 60 al 100 por ciento o mas de la longitud de la cuerda 58 de la punta alar. Resistencia aerodinamica parasita adicional que puede resultar a partir de una cuerda de la ralz de la aleta 100 superior y/o de la aleta 200 inferior relativamente larga puede mitigarse mediante la inclusion de un guante 138, 128 de ralz del borde de ataque (Figura 12) en un punto 150 de union de la aleta 100 superior hacia la punta 56 alar y/o en un punto 152 de union de la aleta 200 inferior hacia la punta 56 alar.

Los guantes 138, 238 de ralz del borde de ataque pueden minimizar la resistencia aerodinamica parasita adicional que se genera mediante las cuerdas 104, 204 de las ralces de las aletas superior e inferior relativamente largas en el punto de union de estas con la punta 56 alar como se describe anteriormente al evitar la necesidad de transportar la longitud de las cuerdas 104, 204 de las ralces de las aletas superior e inferior todo el camino hacia las puntas 106, 206 de las aletas superior e inferior respectivas. De manera ventajosa, al definir el tamano de la aleta 100 superior y/o de la aleta 200 inferior de manera tal que la cuerda 104 de la ralz de aleta superior y/o la cuerda 204 de la ralz de aleta inferior tienen una longitud de al menos aproximadamente el 50 por ciento de la longitud de la cuerda 58 de la punta alar, la carga aerodinamica de la punta 56 alar puede dividirse entre la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior al contrario de una disposition en la que se proporciona una sola aleta 280 superior (Figura 9) para transportar toda la carga aerodinamica de la punta 56 alar.

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En un ejemplo de la realization de la Figura 3, para una punta 56 alar que tiene un coeficiente de sustentacion por section de 1,0 y en la que la cuerda 104 de la raiz de aleta superior y la cuerda 204 de la raiz de aleta inferior son sustancialmente iguales en longitud a la longitud de la cuerda 58 de punta alar, la raiz 102 de aleta superior soporta un coeficiente de sustentacion por seccion de 0,5 y la raiz 202 de aleta inferior soporta un coeficiente de sustentacion por seccion de 0.5. En cambio, en una disposition en la que se proporciona una sola aleta 280 superior (Figura 9) sin aleta inferior, la unica aleta 280 superior soportaria el coeficiente de sustentacion por seccion completo de 1,0. Un coeficiente de sustentacion por seccion mas alto en la raiz de la unica aleta 280 superior puede corresponder a una mayor tendencia para la separation de flujo como puede ocurrir en un vuelo en crucero y/o en condiciones de alta sustentacion. Una separacion de flujo como tal puede dar como resultado una eficacia reducida de la unica aleta 280 y puede conducir a vibration u otras caracteristicas indeseables. Una ventaja adicional de la combination de las aletas 100, 200 superior e inferior de la presente divulgation en lugar de una sola aleta 280 superior se refiere a que la unica aleta 280 superior puede no proporcionar un aumento efectivo de envergadura del ala debido a que la punta de una unica aleta superior se moveria hacia dentro (por ejemplo hacia una punta de aleta superior opuesta que se monta en un ala opuesta de la aeronave) a medida que las alas se desvian hacia arriba bajo una carga alar de 1-g.

La Figura 4 es una vista superior de la aleta 100 superior que se monta en la punta 56 alar. El borde 110 de ataque de aleta superior puede orientarse en un angulo 114 de flecha de borde de ataque de entre aproximadamente 20 a 70 grados. Los angulos 114, 214 de flecha de las Figuras 4-5 pueden medirse con respecto al eje 30 lateral (Figura 1) de la aeronave 10 (Figura 1). El borde 110 de ataque de aleta superior puede proporcionarse de manera opcional con un angulo 114 de flecha de borde de ataque que se encuentra por fuera del rango de 20-70 grados. La Figura 4 ilustra ademas un angulo 122 de torsion de aleta superior o alabeo negativo que puede incorporarse de manera opcional en la aleta 100 superior. El angulo 122 de torsion puede incorporarse en la aleta 100 superior como un medio de control de la distribution de carga a lo largo de la aleta 100 superior. En la Figura 4, el angulo 122 de torsion de aleta superior en cualquier punto a lo largo de la aleta 100 superior puede definirse con respecto a una linea 105 de referencia de superficie inferior de cuerda de raiz que representa el angulo de incidencia de la superficie inferior de la raiz 102 de aleta superior. En una realizacion, se puede proporcionar la aleta 100 superior con un angulo 122 de torsion de aleta superior de hasta aproximadamente -7 grados en la que la punta 106 de aleta superior puede orientarse en un angulo de incidencia negativo mayor en comparacion con la raiz 102 de aleta superior. Por ejemplo, se puede proporcionar la aleta 100 superior con un angulo 122 de torsion de aleta superior de aproximadamente -3 a -5 grados. El angulo 122 de torsion de aleta superior a lo largo de la raiz 102 de aleta superior hacia la punta 106 de aleta superior puede tener un regimen constante a lo largo de la longitud 118 de la aleta superior. Sin embargo, el angulo 122 de torsion de aleta superior puede aplicarse en un regimen variable a lo largo de la longitud 118 de la aleta superior.

La Figura 5 es una vista superior de la aleta 200 inferior que se monta en la punta 56 alar. El borde 210 de ataque de aleta inferior puede orientarse en un angulo 214 de flecha de borde de ataque relativamente grande de entre 20 a 70 grados aunque el angulo 214 de flecha de borde de ataque puede ser mayor o menor que el rango de 20-70 grados. De manera ventajosa, el angulo 214 de flecha de borde de ataque de la aleta 200 inferior relativamente grande proporciona una disposicion de inclination para la aleta 200 inferior con el centro 230 de presion (Figura 14) de la aleta 200 inferior que se ubica relativamente lejos hacia atras con respecto al eje 72 de torsion (Figura 14) del ala 50. Como se describe en mayor detalle a continuation, bajo ciertas condiciones de vuelo tales como durante una rafaga 46 de viento (Figura 14), la ubicacion del centro 230 de presion de la aleta 200 inferior en un punto que se encuentra hacia atras del eje 72 de torsion del ala 50 da como resultado, de manera ventajosa, un momento 250 de picado (Figura 14) que gira de manera efectiva la punta 56 alar en una direction de picado alrededor del eje 72 de torsion (Figura 9) y reduce de manera temporal el angulo 48 de incidencia efectivo (Figura 14) en la punta 56 alar. La reduction del angulo 48 de incidencia efectivo en la punta 56 alar da como resultado una reduccion en la carga de flexion que, de lo contrario, se impondria en el ala 50.

Ademas, un angulo 214 de flecha de borde de ataque de la aleta 200 inferior relativamente grande en combinacion con un perfil alar de borde de ataque de la aleta 200 inferior relativamente grueso (no se muestra) puede dar como resultado un vortice constante, bien definido (no se muestra) que se desarrolla en la aleta 200 inferior y que puede reducir la tendencia hacia la separacion de flujo y vibracion a baja velocidad, condiciones de alta sustentacion. Como se indica anteriormente con respecto a la aleta 100 superior, se puede proporcionar un angulo 222 de torsion a la aleta 200 inferior. En la Figura 5, el angulo 222 de torsion de aleta inferior en cualquier punto a lo largo de la aleta 200 inferior puede definirse con respecto a la linea 205 de referencia de superficie inferior de cuerda de raiz que constituye una linea que representa el angulo de incidencia de la superficie inferior de la raiz 202 de aleta inferior. La aleta 200 inferior puede proporcionarse con un angulo 222 de torsion de hasta aproximadamente -7 grados tal como un angulo 222 de torsion de aproximadamente -3 a -4 grados y que puede proporcionar un medio de control de distribucion de carga a lo largo de la longitud de la aleta 200 inferior.

La Figura 6 es una vista frontal esquematica de la aeronave 10 que muestra un ala 50 en una de las tres formas diferentes que representan restricciones que pueden imponer el tamano y la orientation de las aletas 100, 200 superior e inferior. El ala 50 de aeronave se muestra en lineas solidas en una forma 74 contoneada que puede representar una forma teorica del ala 50 cuando se restringe mediante herramientas de montaje tal como durante la fabrication de la aeronave 10 como se describe anteriormente. El ala 50 se muestra ademas en lineas fantasmas en una forma de carga 76 estatica en tierra que se desvia hacia abajo cuya ala 50 puede asumir en situaciones tal como cuando la aeronave 10 se estaciona en una puerta de una terminal de aeropuerto. La forma de carga 76 estatica en tierra del

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ala 50 se genera como respuesta a la fuerza gravitacional que actua en la masa de las alas 50, las unidades 16 de propulsion (Figura 1), y/u otros sistemas. El ala 50 se muestra ademas en llneas fantasmas en una forma de carga 78 de 1-g en vuelo que se desvla hacia arriba (por ejemplo, una carga alar de 1-g) como puede ocurrir cuando la aeronave 10 se encuentra en nivel de vuelo en crucero y soporta cargas de sustentacion aerodinamicas.

La Figura 6 ilustra el montaje PARR38 o configuracion del sistema 98 de aletas en una aeronave 10 normal en el que la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior se ubican en la maxima posicion hacia el exterior sometidas a varias restricciones. Por ejemplo, la aeronave 10 se sostiene en la llnea 40 en tierra estatica lo que puede representar una rampa de aeropuerto (no se muestra) en la que la aeronave 10 puede estacionarse en una puerta proxima a una terminal. La aeronave 10 puede someterse a un llmite 38 de envergadura de puerta que se representa mediante la llnea fantasma vertical en la Figura 6. El llmite 38 de envergadura de puerta puede ser un llmite predeterminado. Por ejemplo, el llmite de envergadura de puerta puede ser predeterminado mediante una agencia regulatoria como la envergadura alar maxima de una aeronave que puede operarse de manera segura dentro o ajustarse a las restricciones geometricas de una ubicacion de la puerta en una terminal de aeropuerto. Los llmites de envergadura de puerta pueden categorizarse dentro de grupos o codigos que se basan en la envergadura alar maxima. En este sentido, la Administracion Federal de Aviacion (FAA) y la Organizacion de Aviacion Civil Internacional (ICAO), categorizan la aeronave como una del Grupo I a traves del Grupo VI (FAA), o como una del Codigo A a traves del Codigo F (ICAO). Por ejemplo, una aeronave de Codigo C tiene un llmite de alcance de la puerta de hasta, pero no incluyendo, 36 metros. En el contexto de la presente divulgacion, una aeronave de Codigo C que tiene sistemas 98 de aletas como se divulga en el presente documento se limitarla a operar en puertas de aeropuertos en las que la envergadura 80 del ala efectiva (Figura 6) entre los puntos mas externos en las puntas 206 de las aletas inferiores resulta menor que 36 metros cuando las alas 50 se encuentran bajo carga 76 estatica en tierra.

Ademas, la Figura 6 muestra una llnea 42 de tolerancia de alabeo lateral y cabeceo que se ilustra como una llnea angular que se extiende hacia arriba a partir del tren 14 de aterrizaje para proporcionar tolerancia para las alas 50 de la aeronave 10 a fin de evitar el golpe de punta de una punta 56 alar tal como durante el despegue y/o aterrizaje. La aleta 100 superior y las aletas 200 inferiores se dimensionan y orientan de manera tal que ni la aleta 100 superior ni la aleta 200 inferior infringen (por ejemplo, se extienden mas alla) el llmite 38 de envergadura de puerta. La aleta 100 superior y la aleta 200 inferior pueden configurarse de manera tal que la punta 106 de la aleta superior y la punta 206 de la aleta inferior terminan en aproximadamente la misma ubicacion lateral en el llmite 38 de envergadura de puerta cuando el ala 50 se encuentra bajo una carga 76 estatica en tierra. La aleta 200 inferior se dimensiona y orienta ademas para evitar infringir la llnea 42 de tolerancia de alabeo lateral y cabeceo. En una realizacion, la aleta 200 inferior puede dimensionarse y configurarse de manera tal que la punta 206 de la aleta inferior se ubica aproximadamente en la interseccion del llmite 38 de envergadura de puerta y la llnea 42 de tolerancia de alabeo lateral y cabeceo. La figura 6 ilustra ademas la desviacion ascendente del ala 50 bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo que representa la forma alar durante un vuelo en crucero.

La Figura 7 ilustra un aumento 86 absoluto de envergadura que puede proporcionarse mediante la aleta 200 inferior a medida que el ala 50 se mueve a partir de la forma de carga 76 estatica en tierra hacia la forma de carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo. La Figura 7 ilustra ademas el aumento 84 relativo de envergadura de la aleta 200 inferior con respecto a la aleta 100 superior. En una realizacion, la aleta 200 inferior puede configurarse de manera tal que la desviacion ascendente del ala 50 bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo origina que la aleta 200 inferior se mueva a partir de la posicion 240 estatica hacia una posicion 242 en vuelo y da como resultado el aumento 84 relativo de envergadura del ala 50. En una realizacion como se muestra en la Figura 7, la punta 106 de la aleta superior puede alinearse sustancialmente en vertical con la punta 206 de la aleta inferior tal como en el llmite 38 de envergadura de puerta bajo la carga 76 estatica en tierra del ala 50. El aumento 84 relativo de envergadura puede definirse como la distancia horizontal entre la punta 106 de la aleta superior y la punta 206 de la aleta inferior cuando la aleta 200 inferior se encuentra en el posicion 242 en vuelo.

El sistema 98 de aletas puede proporcionarse ademas en una realizacion en la que la punta 106 de la aleta superior no se encuentre alineada en vertical (no se muestra) con respecto a la punta 206 de la aleta inferior cuando el ala 50 se encuentra bajo la carga 76 estatica en tierra de manera tal que el aumento 84 relativo de envergadura es la diferencia entre la distancia horizontal entre las puntas 106, 206 de las aletas superior e inferior cuando la aleta 200 inferior se encuentra en la posicion 240 estatica, y la distancia horizontal entre las puntas 106, 206 de las aletas superior e inferior cuando la aleta 200 inferior se encuentra en la posicion 242 en vuelo. De manera ventajosa, la orientacion y el tamano de la aleta 200 inferior puede resultar en un aumento de la envergadura 80 del ala efectiva durante la desviacion ascendente del ala 50 bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo con respecto a la reduccion en la envergadura efectiva que podrla ocurrir con una sola aleta 280 superior (Figura 9) que se monta en cada una de las puntas 56 alares (Figura 8). El sistema 98 de aletas como se divulga en el presente documento puede configurarse ademas de manera tal que el aumento 84 relativo de envergadura o el aumento de envergadura 80 del ala efectiva se debe al menos en parte a la flexion o desviacion aeroelastica de la aleta 200 inferior y/o debido al movimiento (por ejemplo, la rotacion) de la aleta 200 inferior en el punto de union de la ralz de aleta inferior con la punta 56 alar.

La Figura 8 es una vista frontal de la aeronave 10 que ilustra la aleta 200 inferior en cada punta 56 alar que se mueve a partir de una posicion 240 estatica, en la que el ala 50 se somete a una carga 76 estatica en tierra, hacia una posicion

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242 en vuelo, en la que el ala 50 se somete a la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo. La posicion 242 en vuelo puede resultar a partir de un movimiento hacia arriba y hacia fuera de la punta 206 de la aleta inferior a partir de la posicion 240 estatica a lo largo del arco como se muestra en la Figura 6. La Figura 8 muestra ademas la envergadura 80 del ala efectiva de las alas 50 en la condicion de carga 76 estatica en tierra y la envergadura 82 del ala efectiva de las alas 50 en la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo. El aumento de envergadura del ala ocurre como respuesta a un movimiento de las aletas 200 inferiores a partir de la posicion 240 estatica hacia la posicion 242 en vuelo a lo largo del arco que se ilustra en la Figura 6. La envergadura 82 del ala efectiva se mide entre las partes mas externas de las puntas 206 de aleta inferior en las puntas 56 alares opuestas de una aeronave 10.

En la Figura 8, la aleta 200 se orienta ademas, de manera ventajosa, en un angulo 224 anedrico de no menos de aproximadamente 15 grados durante la desviacion ascendente del ala 50 bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo. En una realizacion adicional, las aletas 200 inferiores pueden configurarse de manera tal que el angulo 224 anedrico se encuentra dentro del rango que varla de aproximadamente 15 a aproximadamente 30 grados cuando el ala 50 se encuentra bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en tierra. Sin embargo, la aleta 200 inferior puede orientarse en cualquier angulo 224 anedrico, sin limitacion. La aleta 100 superior puede orientarse en un angulo 124 diedro de al menos aproximadamente 60 grados durante la desviacion ascendente del ala 50 bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo. Sin embargo, la aleta 100 superior puede orientarse en cualquier angulo 124 diedro, sin limitacion.

Con referencia a las Figuras 9-10, la Figura 9 muestra una sola aleta 280 superior que se proporciona unicamente para comparacion con el sistema 98 de aletas de la Figura 10. En este sentido, la unica aleta 280 superior no representa una realizacion del sistema 98 de aletas que se divulga en el presente documento. La unica aleta 280 superior en la Figura 9 se monta en una punta 56 alar y tiene un area 290 de aleta y un centro 284 de gravedad que se ubica en una compensacion 286 longitudinal relativamente grande y una compensacion 288 radial relativamente grande con respecto al eje 72 de torsion del ala 50. La unica aleta 280 superior en la Figura 9 tiene sustancialmente la misma altura 282 que la altura 252 combinada de la aleta 100 superior y de la aleta 200 inferior en la Figura 10. De manera adicional, la unica aleta 280 superior en la Figura 9 tiene el area 260 de aleta combinada de la aleta 100 superior y de la aleta 200 inferior en la Figura 10 y tiene un angulo 292 de flecha del borde de ataque que resulta ser sustancialmente equivalente al angulo 114 de flecha de la aleta 100 superior.

La Figura 10 muestra una realizacion del sistema 98 de aletas como se divulga en el presente documento que tiene una aleta 100 superior que tiene un centro 126 de gravedad y una aleta 200 inferior que tiene un centro 226 de gravedad. La aleta 100 superior y la aleta 200 inferior tienen una altura 252 combinada. De manera ventajosa, la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior tienen un area de aleta combinada y un centro 254 de gravedad combinado que se ubica en una compensacion 256 longitudinal reducida y una distancia 258 radial reducida con respecto al eje 72 de torsion en comparacion con la compensacion 286 longitudinal de la unica aleta 280 superior de la Figura 9. La aleta 100 superior y la aleta 200 inferior en la Figura 10 se configuran de manera tal que la compensacion 256 longitudinal del centro 254 de gravedad combinado resulta menor en comparacion con la compensacion 286 longitudinal del centro 284 de gravedad de aleta superior de la unica aleta 280 superior en la Figura 9. De manera ventajosa, la cantidad reducida de la compensacion 256 longitudinal del centro 254 de gravedad combinado del sistema 98 de aletas de la Figura 10 que se divulga actualmente puede proporcionar caracterlsticas de vibracion mas favorables en comparacion con la unica aleta 280 superior que se muestra en la Figura 9. Por ejemplo, el sistema 98 de aletas de la Figura 10 que se divulga actualmente puede minimizar la necesidad de modificar o ajustar el ala 50 que puede requerirse en el caso de la unica aleta 280 superior de la Figura 9, tal como la necesidad de endurecer la estructura del ala 50 o agregar peso de lastre (no se muestra) al borde 60 de ataque del ala para contrarrestar los efectos de inercia de la unica aleta 280 superior.

La Figura 11 muestra una realizacion alternativa del sistema 98 de aletas en la que los bordes 112, 212 de salida de la aleta 100 superior y/o de la aleta 200 inferior se muestran por lo general alineados o coincidentes con el borde 62 de salida del ala. Sin embargo, la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior pueden configurarse de manera tal que los bordes 112, 212 de la aleta 100 superior y/o de la aleta 200 inferior pueden cruzarse con la punta 56 alar en cualquier ubicacion con respecto al borde 62 de salida del ala y puede extenderse mas alla del borde 62 de salida del ala como se indica anteriormente. Ademas, la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior pueden ser provistas con carenados de bordes de salida (no se muestran) para la transicion de la aleta 100 superior o la aleta 200 inferior hacia dentro de la punta 56 alar y para evitar la forma abrupta o los cambios en la forma que pueden dar como resultado un aumento de envergadura.

La Figura 12 muestra una realizacion adicional del sistema 98 de aletas en la que cada aleta 100 superior y aleta 200 inferior incluye guantes 138, 238 de ralz del borde de ataque que se montan en el punto de union de la aleta 100 superior y de la aleta 200 inferior con la punta 56 alar. Los guantes 138, 238 del borde de ataque pueden instalarse en una ubicacion proxima a los bordes 110, 210 de ataque de aletas superior e inferior que corresponden a las aletas 100, 200 superior e inferior. Como se describe anteriormente, los guantes 138, 238 de ralz del borde de ataque pueden proporcionar cuerda adicional en los bordes 110, 210 de ataque de las aletas superior e inferior con un mlnimo aumento en el area y que puede minimizar la resistencia aerodinamica parasita de la aeronave 10. La aleta 100 superior y/o la aleta 200 inferior pueden configurarse de manera tal que la cuerda 104 de la ralz de la aleta superior respectiva y la cuerda 204 de la ralz de la aleta inferior respectiva tienen una longitud que es menos aproximadamente

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

55

el 50 por ciento de la longitud de la cuerda 58 de la punta alar. Por ejemplo, la aleta 100 superior y/o la aleta 200 inferior pueden configurarse de manera tal que la cuerda 104 de ralz de la aleta superior respectiva y la cuerda 204 de ralz de la aleta inferior respectiva se encuentren dentro del rango que varla entre aproximadamente el 60 al 100 por ciento o mas con respecto a la longitud de la cuerda 58 de la punta alar.

Las Figuras 13-14 ilustran una realizacion del sistema 98 de aletas en el que la aleta 200 inferior se orienta de manera tal que el centro 230 de presion aerodinamico de la aleta 200 inferior se ubica en un brazo 234 de momento relativamente grande a partir de la interseccion del eje 72 de torsion del ala con la punta 56 alar. En este sentido, la aleta 200 inferior se proporciona con un angulo 214 de flecha de borde de ataque relativamente grande (Figura 5) lo que resulta en la ubicacion hacia atras de la aleta 200 inferior con respecto al eje 72 de torsion del ala. Por ejemplo, la Figura 13 ilustra una realizacion del sistema 98 de aletas en la que la aleta 200 inferior y la aleta 100 superior se disponen de manera tal que un punto 236 mas alejado hacia atras de la punta 206 de la aleta inferior se ubica hacia atras de un punto 136 mas alejado hacia atras de la punta 106 de la aleta superior.

La Figura 14 ilustra una rafaga 46 de viento que actua en el ala 50 y da como resultado un aumento de sustentacion del ala 200 inferior en aumento durante la rafaga 46 de viento. Debido al angulo 224 anedrico relativamente pequeno (por ejemplo, menos que 30 grados - Figura 8) de la aleta 200 inferior cuando el ala 50 se encuentra bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en tierra, la rafaga de viento da como resultado un aumento 232 de sustentacion de aleta inferior de la aleta 200 inferior que da como resultado un momento 250 de picado en la punta 56 alar. La aleta 100 superior puede generar ademas un incremento 132 de sustentacion de aleta superior en un centro 130 de presion de la aleta superior debido a la carga de rafaga. El aumento 132 de sustentacion de la aleta superior puede aplicarse alrededor del brazo 134 de momento relativamente corto y que puede contribuir hacia el momento 250 de picado en la punta 56 alar. Sin embargo, la magnitud del aumento 132 de sustentacion de la aleta superior puede ser relativamente pequena con respecto al aumento 232 de sustentacion de la aleta inferior debido al angulo 124 diedro relativamente grande (por ejemplo, al menos 60 grados - Figura 8) de la aleta 100 superior cuando el ala 50 se encuentra bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo.

La Figura 15 es un diagrama de flujo de un metodo 300 para operar una aeronave 10 o mejorar el rendimiento de la aeronave 10 mediante la utilizacion de un sistema 98 de aletas que se divulga en el presente documento.

La etapa 302 del metodo 300 puede incluir proporcionar una aleta 100 superior y una aleta 200 inferior en un ala 50. Como se muestra en la Figura 7, la aleta 200 inferior tiene una posicion 240 estatica cuando el ala 50 se somete a una carga 76 estatica en tierra. Como se indica anteriormente, las alas 50 pueden asumir de manera general una forma que se desvla hacia abajo cuando se encuentran bajo la carga 76 estatica en tierra debido a la fuerza gravitacional sobre las alas 50 y estructuras y sistemas anexos.

La etapa 304 del metodo 300 puede comprender la desviacion de manera aeroelastica de las alas 50 (Figura 1) hacia arriba. Por ejemplo, las alas 50 pueden desviarse hacia arriba bajo un estado constante, una carga de ala de aproximadamente 1-g durante el vuelo en crucero de la aeronave 10. El grado de desviacion de las alas 50 puede depender de la flexibilidad de las alas 50. En este sentido, el tamano y la orientacion de la aleta 100 superior (Figura 1) y de la aleta 200 inferior (Figura 1) pueden basarse en parte en la extension de la desviacion vertical de las puntas 56 alares (Figura 1) bajo la carga alar de aproximadamente 1-g.

La etapa 306 del metodo 300 puede comprender el movimiento de la aleta 200 inferior a partir de la posicion 240 estatica de la aleta 200 inferior hacia una posicion 242 en vuelo de la aleta 200 inferior durante la desviacion ascendente del ala 50 como se muestra en la Figura 7. La desviacion ascendente del ala 50 puede incluir ademas desviacion aeroelastica hacia arriba (no se muestra) de la aleta 200 inferior que puede aumentar la envergadura efectiva de la aleta 200 inferior. El aumento 84 relativo de envergadura o el aumento de envergadura 80 del ala efectiva puede proporcionarse ademas al menos en parte mediante el movimiento (por ejemplo, la rotacion) de la aleta 200 inferior en el punto de union de la ralz 202 de aleta inferior con la punta 56 alar.

La etapa 308 del metodo 300 puede comprender orientar la aleta 200 inferior (Figura 8) en un angulo 224 anedrico (Figura 8) de no menos que aproximadamente 15 grados cuando el ala 50 (Figura 8) se desvla hacia arriba bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo (Figura 8). Por ejemplo, la aleta 200 inferior puede orientarse en un angulo 224 anedrico de entre aproximadamente 15 grados a 30 grados cuando el ala 50 se encuentra bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo del ala. Sin embargo, la aleta 200 inferior puede orientarse en cualquier angulo 224 anedrico, sin limitacion, cuando el ala 50 se encuentra bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo.

La etapa 310 del metodo 300 puede comprender el aumento de la envergadura 80 de ala efectiva del ala 50 cuando se mueve la aleta 200 inferior a partir de la posicion 240 estatica (Figura 7) hacia la posicion 242 en vuelo (Figura 7). Por ejemplo, la Figura 8 ilustra el ala 50 que tiene una envergadura 80 de ala efectiva cuando el ala 50 se encuentra bajo la carga 76 estatica en tierra. La Figura 8 ilustra ademas la envergadura 82 de ala efectiva aumentada del ala 50 cuando el ala 50 se encuentra bajo la carga 78 de aproximadamente 1-g en vuelo.

De manera ventajosa, el aumento de la envergadura 80 de ala efectiva (Figura 8) debido a la desviacion ascendente de las alas 50 (Figura 8) y/o de la aleta 200 inferior (Figura 8) da como resultado una mejora en el rendimiento

sustentacion a resistencia aerodinamica de la aeronave 10 (Figura 8) debido a la reduction de la resistencia aerodinamica inducida que proporciona la aleta 100 superior (Figura 8) y la aleta 200 inferior. Ademas, el sistema 98 de aletas separa o divide de manera ventajosa la carga aerodinamica de la punta 56 alar entre la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior. Debido a que las cuerdas 104, 204 de las ralces de aleta superior y aleta inferior (Figura 3) son 5 mas largas que aproximadamente el 50 por ciento de la cuerda 58 de la punta alar (Figura 3), la division o ruptura de la carga aerodinamica de la punta 56 alar entre la aleta 100 superior y la aleta 200 inferior reduce le probabilidad de separation de flujo tal como cuando el ala 50 se encuentra en angulos de ataque de alto grado.

De manera adicional, el angulo 224 anedrico relativamente bajo (Figura 8) de la aleta 200 inferior proporciona un medio pasivo para ejercer un momento 250 de picado (Figura 14) en la punta 56 alar (Figura 8) durante cargas de 10 rafaga en el ala 50 (Figura 8) con el beneficio de minimizar la flexion del ala. De manera adicional, como se indica anteriormente, un angulo 214 de flecha de borde de ataque relativamente grande (Figura 5) en la aleta 200 inferior (Figura 5) puede promover el desarrollo de un vortice constante (no se muestra) en la aleta 200 inferior que puede reducir la separacion de flujo y vibration a baja velocidad, condiciones de alta sustentacion. Aun mas, mediante la inclusion de una aleta 100 superior y una aleta 200 inferior (Figura 10) con el sistema de aletas en lugar de proporcionar 15 una sola aleta 280 superior (Figura 9), la compensation 256 longitudinal (Figura 10) a partir del centro 254 de gravedad combinado hacia el eje 72 de torsion del ala (Figura 10) proporciona vibracion de ala reducida a partir de los efectos de inercia de la aleta 100 superior y de la aleta 200 inferior con respecto a la vibracion de ala que se origina mediante efectos de inercia mas grandes a partir de una compensacion longitudinal mayor de una unica aleta 280 superior (Figura 9) de area equivalente.

20 Modificaciones y mejoras adicionales de la presente divulgation pueden ser aparentes a aquellas personas de conocimiento ordinario de la tecnica. De este modo, se pretende que la combination particular de las piezas que se describen e ilustran en el presente documento represente solo ciertas realizaciones de la presente divulgacion y no se pretende que sirva como limitation de realizaciones o dispositivos alternativos dentro del alcance de la divulgacion.

Claims (8)

1. 5

   10

   15

   20

   25

   30

   35

   40

   REIVINDICACIONES

   1. Una aeronave (10) que comprende un sistema (98) de aletas y un ala (50) que tiene una punta alar que incluye una cuerda de punta alar, el sistema (98) de aletas comprende:

   una aleta (100) superior y una aleta (200) inferior que se montan en el ala (50);

   la aleta (200) inferior que tiene una posicion estatica cuando el ala (50) se somete a una carga estatica en tierra; y

   la aleta (200) inferior se configura de manera tal que la desviacion ascendente del ala bajo la carga de aproximadamente 1-g en vuelo origina que la aleta (200) inferior se mueva a partir de la posicion estatica a una posicion en vuelo y da como resultado un aumento relativo de envergadura del ala (50),

   en la que la aleta (200) inferior se orienta en un angulo anedrico de aproximadamente 15 grados a aproximadamente 30 grados durante la desviacion ascendente del ala bajo la carga de aproximadamente 1-g en vuelo,

   en la que la aleta (100) superior se orienta en un angulo diedro de al menos aproximadamente 60 grados durante la desviacion ascendente del ala bajo la carga de aproximadamente 1-g en vuelo,

   en la que la aleta (200) inferior tiene una longitud que varla entre aproximadamente el 50 al 80 por ciento de una longitud de la aleta (100) superior que se extiende desde una ralz (102) de aleta superior hacia una punta (106) de aleta superior,

   en la que a aleta (100) superior y la aleta (200) inferior tienen cada una de ellas una cuerda de ralz; y caracterizada porque

   la cuerda de la ralz de la aleta (100) superior y la cuerda de la ralz de la aleta (200) inferior tienen cada una de ellas una longitud que varla entre aproximadamente el 60 al 100 por ciento de una longitud de cuerda de punta alar.
2. 2. La aeronave de la reivindicacion 1, en la que la aleta (200) inferior tiene un centro de presion; el ala tiene un eje de torsion; y

   el centro de presion de la aleta (200) inferior se ubica hacia atras del eje de torsion del ala.
3. 3. La aeronave de la reivindicacion 1 o 2, en la que

   al menos una aleta (100) superior y una aleta (200) inferior tienen un guante de ralz del borde de ataque que se monta en un punto de union de una punta alar con la aleta (100) superior respectiva y aleta (200) inferior respectiva.
4. 4. La aeronave de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en la que

   la aleta (100) superior y la aleta (200) inferior tiene cada una de ellas una relacion de estrechamiento de cuerda de punta hacia la cuerda de ralz en un rango que varla desde aproximadamente 0,15 a 0,50.
5. 5. La aeronave de las reivindicaciones 1 a 4, en la que

   la aleta (100) superior y la aleta (200) inferior tienen un angulo de flecha de borde de ataque de entre aproximadamente 20 y 70 grados.
6. 6. Un metodo (300) para mejorar el rendimiento de una aeronave (10), el metodo se caracteriza por las etapas de:

   proveer (302) una aleta (100) superior y una aleta (200) inferior en un ala, teniendo la aleta (200) inferior una longitud que varla entre aproximadamente el 50 al 80 por ciento de una longitud de la aleta (100) superior que se extiende a partir de una ralz (102) de aleta superior hacia una punta (106) de aleta superior, la aleta (200) inferior que tiene una posicion estatica cuando el ala se somete a una carga estatica en tierra;

   desviar (304) de manera ascendente el ala bajo una carga de aproximadamente 1-g en vuelo;

   mover (306) la aleta (200) inferior a partir de la posicion estatica a una posicion en vuelo durante la desviacion ascendente del ala;

   generar (308, 310) un aumento relativo de envergadura del ala cuando la aleta (200) inferior se mueve a partir de una posicion estatica hacia una posicion en vuelo;

   orientar la aleta (200) inferior en un angulo anedrico desde aproximadamente 15 grados a aproximadamente 30 grados durante la desviacion ascendente del ala;

   orientar la aleta (100) superior en un angulo diedro de al menos aproximadamente 60 grados durante la desviacion ascendente del ala; y

   dividir una carga aerodinamica de punta alar entre la aleta (100) superior y la aleta (200) inferior, teniendo cada una de la aleta (100) superior y la aleta (200) una cuerda de ralz que tiene una longitud que varla entre aproximadamente 5 el 60 al 100 por ciento de una longitud de la cuerda de punta alar.
7. 7. El metodo de la reivindicacion 6, que comprende ademas las etapas de:

   desviacion de la aleta (200) inferior hacia arriba durante la carga de aproximadamente 1-g en vuelo; y aumento de una envergadura del ala efectiva durante la desviacion ascendente de la aleta (200) inferior.
8. 8. El metodo de la reivindicacion 6 o 7, que comprende ademas las etapas de:

   10 ubicacion de la aleta (200) inferior de manera tal que un centro de presion se encuentra hacia atras de un eje de torsion del ala;

   aumento de sustentacion de la aleta (200) inferior durante una carga de rafaga; y

   ejecucion de un momento de picado en una punta alar como respuesta a un aumento de la sustentacion de la aleta (200) inferior.

   15 9. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 6 a 8, que comprende ademas la etapa de:

   minimizacion de la resistencia aerodinamica parasita de la aeronave mediante la utilizacion de un guante de ralz del borde de ataque en al menos una aleta (100) superior y una aleta (200) inferior.