ES2784440T3 - Dispositivo de sustentación elevada con deformación aeroelástica específica - Google Patents

Abstract

Un sistema aerodinámico para una aeronave que comprende: una parte fija de un ala (25); un sello (304) acoplado y que se extiende a partir de la parte fija del ala (25); una superficie del dispositivo de sustentación elevada acoplada al ala (25) que tiene una forma de construcción en donde, cuando no está en vuelo, la superficie del dispositivo de sustentación elevada en la forma de construcción no hace contacto con el sello (304) o hace contacto parcial con el sello (304) de tal manera que el aire pueda fluir entre el sello (304) y la superficie del dispositivo de sustentación elevada y en donde, en una o más condiciones de vuelo, la superficie del dispositivo de sustentación elevada, bajo fuerzas aerodinámicas, se deforma a partir de la forma de construcción a una segunda forma tal que en la segunda forma la superficie del dispositivo de sustentación elevada contacta completamente con el sello (304) para impedir el flujo de aire entre el sello (304) y la superficie del dispositivo de sustentación elevada.

Description

DESCRIPCIÓN

Dispositivo de sustentación elevada con deformación aeroelástica específica

Campo técnico

Esta divulgación en general se refiere a las alas para aeronaves. Más específicamente, esta divulgación se refiere a un flap para un ala.

Antecedentes

Las aeronaves modernas, tales como las grandes aeronaves de pasajeros, necesitan operar a diversas velocidades, que incluyen una velocidad más baja durante el despegue y el aterrizaje y una velocidad más elevada durante el crucero. A velocidades más bajas, a veces se necesitan superficies de sustentación adicionales, también conocidas como dispositivos de sustentación elevada, tales como un flap de borde de salida, para generar la sustentación requerida. Estas superficies de sustentación adicional a menudo están diseñadas para guardarse a velocidad más alta para minimizar la resistencia a velocidad de crucero y desplegarse cuando sea necesario a velocidad más baja durante el despegue y el aterrizaje. Cuando se despliegan las diversas superficies de sustentación, su forma y movimiento relativo están diseñados para generar la sustentación en conjunto de manera eficiente.

Durante el vuelo, tal como las condiciones de crucero, un ala y un flap de borde de salida experimentan cargas las cuales hacen que el ala y el flap se flexionen y tuerzan. El diseño estructural interno del ala y el flap difieren. Además, las cargas de flexión a partir del ala se transfieren al flap en ubicaciones discretas, tales como el mecanismo de soporte del flap que permite al flap que se despliegue y/o se deflecte. Debido a que las estructuras internas son diferentes y las distribuciones de carga difieren, el ala y el flap se flexionan y se tuercen entre sí durante el vuelo.

La incongruencia en la deflexión y la torsión entre el ala y el flap puede causar variaciones de geometría que reducen el rendimiento aerodinámico del ala. Este problema se puede resolver forzando mecánicamente el flap en cierta forma. Sin embargo, las soluciones mecánicas introducen penalizaciones de peso y costes adicionales, los cuales no son deseables. En vista de lo anterior, se necesitan métodos y aparatos que reduzcan las variaciones de geometría entre el ala y el flap como resultado de diferentes condiciones de carga y estructurales durante el vuelo.

El documento de la técnica anterior US 2011/174933 A1 se refiere a un conjunto de panel para una aeronave que comprende un panel conectado de manera rotativa a una estructura de soporte y movible entre una primera posición y una segunda posición. El panel tiene una superficie aerodinámica con una ranura en un borde del mismo el cual recibe una parte de la estructura de soporte cuando el panel está en la primera posición. El conjunto comprende además un miembro de sello elástico el cual ocupa la ranura cuando el panel está en la segunda posición. El panel puede ser una superficie de control de vuelo de la aeronave o una puerta de la bahía del tren de aterrizaje de la aeronave.

El documento de la técnica anterior US 2010/327121 A1 se refiere a un conjunto de panel para una aeronave que incluye un panel que tiene una superficie aerodinámica superior y un borde de ataque, y un accesorio de bisagra conectado a una parte inferior del panel, que define una línea de bisagra para la dirección de rotación del panel. La superficie superior del borde de ataque tiene una parte arqueada centrada alrededor de la línea de bisagra, y tiene una parte doblada hacia arriba adelante de la parte arqueada. El conjunto de panel está conectado de manera pivotante al accesorio de bisagra del borde de salida de la parte fija del ala y rotativa entre una primera posición en donde las superficies superiores de la parte fija del ala y el panel están sustancialmente a ras, y una segunda posición en donde el panel se rota hacia abajo a partir de la primera posición. Un miembro de sello unido al borde de salida de la parte fija del ala, tiene una superficie inferior la cual sella contra la superficie superior del panel durante su movimiento.

Resumen

De acuerdo con la invención, se proporciona un sistema aerodinámico para una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1 independiente adjunta, y un método para generar una superficie del dispositivo de sustentación elevada de acuerdo con la reivindicación 11 independiente adjunta. Otros aspectos de la invención se definen de acuerdo con las reivindicaciones dependientes adjuntas.

Se discute una metodología para diseñar superficies del dispositivo de sustentación elevada. Las superficies del dispositivo de sustentación elevada pueden incluir, pero no están limitadas a alerones, flaperones, deflectores, timones, elevadores, slats y flaps. En una realización de ejemplo, se describe un flap y un método asociado para diseñar el flap. El flap se puede unir a una parte fija de un ala en una aeronave. El método puede implicar seleccionar las formas iniciales del flap y el ala y luego determinar las deflexiones del ala y el flap en condiciones seleccionadas, tal como las condiciones de crucero cuando el flap está en una posición particular y la aeronave está en un peso particular. En las condiciones seleccionadas, se pueden predecir nuevas formas de ala y flap utilizando simulaciones y análisis numéricos.

Después de determinar las nuevas formas del ala y el flap en las condiciones seleccionadas, la forma del flap puede examinarse para determinar si el flap satisface restricciones específicas, tales como restricciones geométricas y de sellado. Además, el espacio relativo entre el ala y el flap puede considerarse en diferentes condiciones, tal como cuando el flap se despliega para cumplir con los requisitos aerodinámicos a bajas velocidades.

Cuando la nueva forma del flap no satisface las restricciones específicas, se puede predecir una segunda forma inicial del flap, tal como por flexión, torsión o aplanamiento de la forma inicial, entonces se puede determinar una segunda nueva forma en las condiciones de vuelo especificas. Este proceso puede repetirse de manera iterativa hasta que se determine que se satisfacen todas las restricciones.

En la iteración final, se puede determinar una forma inicial final y se puede determinar una nueva forma final en las condiciones de vuelo especificas. Cuando se determina que la nueva forma final satisface los requisitos especificados, la forma inicial final se puede designar como la forma con la cual se fabricará el flap. Para un flap formado a partir de un material compuesto, la forma fabricada (tal como está construido) se puede denominar forma de plantilla. Este enfoque permite obtener la forma deseada en condiciones de crucero sin tener que deformar mecánicamente el flap.

Un aspecto de la invención puede caracterizarse en general como un sistema aerodinámico para una aeronave. El sistema incluye una parte fija de un ala, un sello acoplado a y que se extiende a partir de la parte fija del ala y una superficie del dispositivo de sustentación elevada acoplada al ala que tiene la forma de construcción (forma de plantilla). Cuando no está en vuelo, la superficie del dispositivo de sustentación elevada en la forma de construcción hace contacto parcial con el sello de tal modo que el aire pueda fluir entre el sello y la superficie del dispositivo de sustentación elevada. En una o más condiciones de vuelo, la superficie del dispositivo de sustentación elevada se deforma bajo fuerzas aerodinámicas a partir de la forma de construcción a una segunda forma, de tal modo que en la segunda forma, la superficie del dispositivo de sustentación elevada contacta completamente el sello para impedir el flujo de aire entre el sello y la superficie del dispositivo de sustentación elevada.

En realizaciones particulares, una o más condiciones de vuelo pueden incluir una condición de crucero. Además, la forma de construcción puede arquearse de tal modo que produzca la forma deseada bajo las fuerzas aerodinámicas. Además, la forma de construcción se puede torcer de tal modo que se destuerza bajo las fuerzas aerodinámicas. Además, se puede aumentar un espesor de la forma de construcción, de tal modo que la superficie del dispositivo de sustentación elevada se aplana y se alarga bajo las fuerzas aerodinámicas.

En otro aspecto, la invención puede caracterizarse como un método para generar una superficie del dispositivo de sustentación elevada para un ala. El método puede incluir 1) determinar una forma de una parte fija de un ala y la forma de construcción de una superficie del dispositivo de sustentación elevada donde la superficie del dispositivo de sustentación elevada está acoplada mecánicamente al ala de tal modo que pueda moverse con relación al ala y donde se interpone un sello entre la parte fija del ala y la superficie del dispositivo de sustentación elevada que impide el flujo de aire entre el sello y la superficie del dispositivo de sustentación elevada en una condición de vuelo; 2) determinar una primera estructura y primeros materiales del ala y una segunda estructura y segundos materiales de la superficie del dispositivo de sustentación elevada; y 3) especificar la condición de vuelo. La forma de construcción de la superficie del dispositivo de sustentación elevada puede conformarse para deformar la aeroelasticidad a partir de una primera forma cuando no está en vuelo a una segunda forma en vuelo. En la primera forma, existen espacios entre la superficie del dispositivo de sustentación elevada y el sello. En la segunda forma, se eliminan los espacios entre la superficie del dispositivo de sustentación elevada y el sello como resultado de una deformación aeroelástica que ocurre en las condiciones de vuelo.

Breve descripción de los dibujos

Habiendo descrito así los ejemplos de la divulgación en términos generales, ahora se hará referencia a los dibujos adjuntos, los cuales no están necesariamente dibujados a escala, y en donde los caracteres de referencia similares designan las mismas partes o partes similares en las diversas vistas, y en donde:

La Figura 1 es una vista en perspectiva que ilustra una aeronave y superficies aerodinámicas del dispositivo de sustentación elevada, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación.

La Figura 2 es una vista en perspectiva de un flap de borde de salida de la técnica anterior, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación.

La Figura 3 es una vista en plano de dos flaps donde la forma fabricada de uno de los flaps se ha ajustado para tener en cuenta las deformaciones que se producen en condiciones de crucero, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación.

Las Figuras 4A, 4B y 4C son secciones transversales que muestran una forma de los dos flaps que se muestran en la Figura 3 en tres ubicaciones diferentes, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación.

Las Figuras 5A y 5B son secciones transversales en dos ubicaciones diferentes que muestran formas del borde de ataque de un flap en diferentes condiciones de vuelo en comparación con la forma de construcción, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación.

La Figura 6 es un diagrama de bloques de una metodología de diseño de un flap, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación.

La Figura 7 es un diagrama de bloques de una metodología de producción y servicio de una aeronave que puede utilizar los flaps descritos con respecto a las Figuras 1 - 6, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación.

La Figura 8 es una ilustración esquemática de una aeronave que puede utilizar un flap de acuerdo con las Figuras 1 -6, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación.

Descripción detallada

En la siguiente descripción, se establecen numerosos detalles específicos con el fin de proporcionar una minuciosa comprensión profunda de los conceptos presentados. Los conceptos presentados se pueden practicar sin algunos o todos estos detalles específicos. En otros casos, las operaciones del proceso bien conocidas no se han descrito en detalle para no oscurecer innecesariamente los conceptos descritos. Si bien algunos conceptos se describirán junto con los ejemplos específicos, se entenderá que estos ejemplos no pretenden ser limitantes.

La referencia en el presente documento a “un ejemplo” o “un aspecto” significa que una o más característica, estructura o característica descrita en relación con el ejemplo o aspecto, está incluida en al menos una implementación. La frase “un ejemplo” o “un aspecto” en diversos lugares en la especificación puede referirse o no al mismo ejemplo o aspecto.

Introducción

Se describe una metodología para diseñar superficies del dispositivo de sustentación elevada en una aeronave, tal como una aeronave a reacción. En una realización, la metodología se describe en el contexto del diseño de un flap de borde de salida en el ala de una aeronave. En el método, se determina una forma de construcción del flap en anticipación de una deformación esperada del flap para una condición de vuelo específica. La forma en vuelo del flap se determina con base en un análisis que toma en cuenta las condiciones de vuelo especificadas, un peso y una distribución de peso de la aeronave, una estructura del ala, una estructura del flap y cargas aerodinámicas predichas. La metodología de diseño permite construir y utilizar un flap en una aeronave la cual no requiere un sistema mecánico para forzar el flap a la forma deseada durante el vuelo. La eliminación del sistema mecánico permite reducir el peso de la aeronave, simplifica el diseño de la aeronave y da como resultado un menor coste recurrente de la aeronave.

Con más detalle, se describen una aeronave y superficies aerodinámicas del dispositivo de sustentación elevada utilizadas en una aeronave con respecto a la Figura 1. Con respecto a la Figura 2, se discute una vista en perspectiva de un flap de borde de salida de la técnica anterior. Con respecto a las Figuras 3, 4A, 4B y 4C, se describen las formas de dos flaps. En particular, la forma de construcción de uno de los flaps se ha ajustado para tener en cuenta las deformaciones que se producen en condiciones de crucero.

Las Figuras 2 - 4C están asociadas con una configuración Boeing 777x. Sin embargo, este ejemplo se proporciona solo con fines ilustrativos. Los artículos de fabricación y las metodologías descritas en el presente documento pueden utilizarse con diversos diferentes tipos de aeronaves modernas. Estas aeronaves pueden tener un número diferente de flaps y configuraciones de flap. Por lo tanto, el ejemplo no pretende ser limitante.

Con respecto a las Figuras 5A y 5B, las formas del borde de ataque de un flap en diferentes condiciones de vuelo se comparan con la forma de construcción del flap. La forma de construcción está diseñada para anticipar los efectos aeroelásticos que ocurren durante el vuelo. Se discute una metodología de diseño del flap que anticipa los efectos aeroelásticos con respecto a la Figura 6. Con respecto a la Figura 7, se describe una metodología de producción y servicio de una aeronave que puede utilizar los flaps descritos con respecto a las Figuras 1 - 6. Finalmente, con respecto a la Figura 8, se discute una ilustración esquemática de una aeronave que puede utilizar un flap de acuerdo con las Figuras 1 - 6.

Superficies del dispositivo de sustentación elevada de aeronaves y diseño de flap de la técnica anterior

La Figura 1 es una vista en perspectiva que ilustra una aeronave 2 y sus superficies aerodinámicas asociadas del dispositivo de sustentación elevada. En las alas 25, se utilizan slats 5 cerca del borde de ataque de cada ala. Cerca del borde de salida, se proporcionan en cada ala los deflectores 4, los flaps 6 de doble ranura, el flaperón 8 y el flap 10 externo (OB), y un alerón 12. Como se señaló anteriormente, esta configuración de flap se proporciona solo con fines ilustrativos y no pretende ser limitante. Las superficies del dispositivo de sustentación elevada, tales como los flaps 6, pueden configurarse para articularse de alguna manera, en relación con las alas 25.

El empenaje 27 está provisto de un estabilizador 13 vertical, timón 16 y aleta 18 de timón. El estabilizador 14 horizontal está provisto de un elevador 20. El timón 16 y la aleta 18 de timón pueden configurarse para moverse con relación al estabilizador vertical y el elevador puede configurarse para moverse con relación con el estabilizador horizontal.

La configuración anterior está asociada con una configuración Boeing 777™ existente. Una configuración Boeing 777x incluye un flap de una sola ranura. La configuración 777x incluye tres flaps por ala, a la vez que otras configuraciones incluyen solo dos flaps por ala. Un flaperón proporciona sustentación elevada y control de balanceo. En algunas aeronaves, los flaperones son un alerón interno. En un Boeing 737, no hay alerón interno/flaperón (IB). En cambio, los flaps se juntan para esta ala. Por lo tanto, el ejemplo de ala descrito en el presente documento se proporciona solo con fines ilustrativos y no pretende ser limitante.

En una realización, las alas pueden incluir un sistema de curvatura variable de borde de salida. El sistema de curvatura variable de borde de salida incluye un deflector caído y un mecanismo de flap. El sistema de curvatura variable de borde de salida puede proporcionar un rango de posiciones de flap y deflectores aerodinámicamente sellables en condiciones de crucero. Se puede ajustar ligeramente el flap en la posición de flaps arriba (crucero) para optimizar el consumo de combustible a medida que la aeronave vuela a través de su misión ajustando la distribución de sustentación en sentido transversal. La capacidad de un flap en un sistema de curvatura variable de borde de salida para sellarse bajo diferentes condiciones de crucero se describe a continuación con respecto a la Figura 5.

La Figura 2 es una vista en perspectiva de un ejemplo del conjunto 100 de flap. El conjunto 100 de flap está configurado para acoplarse a un borde de salida de un ala, tal como alas 25. El conjunto 100 de flap está acoplado al ala a través de conectores de bisagra, tales como 104a y 104b. Cuando se acoplan a un ala, los conectores de bisagra están cubiertos por un carenado (no se muestra).

Durante el vuelo, el conjunto 100 de flap puede rotar alrededor de los conectores de bisagra así como otros puntos de rotación (no se muestran) construidos en el conjunto 100 de flap para ajustar una posición del flap con respecto a la parte fija del ala. Típicamente, el conjunto 100 de flap está configurado para moverse a través de su mayor rango de movimiento en el despegue y el aterrizaje. Sin embargo, el conjunto 100 de flap también puede permitir que se ajuste una posición del flap en condiciones de crucero. Esta capacidad permite una eficiencia aerodinámica mejorada en un mayor rango de condiciones de crucero. Por ejemplo, como se describió anteriormente, el conjunto 100 de flap puede ser parte de un sistema de curvatura variable de borde de salida, el cual proporciona diversas diferentes posiciones del flap en condiciones de crucero.

Durante el vuelo, las fuerzas de diversas fuentes diferentes actúan sobre el conjunto 100 de flap. Por ejemplo, el conjunto 100 de flap experimenta cargas aerodinámicas, tales como 106, las cuales varían de acuerdo con la posición del flap, la orientación de la aeronave. y las condiciones de vuelo. Además, el conjunto 100 de flap recibe cargas a través de sus dos puntos de fijación discretos al ala, tal como a través del conector 104a y 104b de bisagra.

Durante el vuelo, la forma del ala cambia a medida que cambian las cargas aerodinámicas y el peso de la aeronave. Por ejemplo, el ala puede doblarse y torcerse. Además, el ala puede desdoblarse y destorcerse a medida que las cargas aerodinámicas cambian de una condición de vuelo a otra. A medida que el ala cambia de forma, cambian las cargas transferidas al conjunto 100 de flap a través de los conectores de bisagra.

En general, el conjunto 100 de flap tiene una estructura interna diferente a la parte fija del ala a la cual está unida. Las diferencias en la estructura interna son el resultado a partir de factores tales como la forma del flap, la cual se estrecha en un pequeño radio de curvatura en su borde de salida, su ubicación en el ala, las cargas aerodinámicas mayores que experimenta como resultado de su capacidad para cambiar de posición y los soportes mecánicos necesarios para los mecanismos de rotación y fijación en sus puntos de fijación al ala. A menudo, el conjunto 100 de flap puede ser mecánicamente más rígido o más blando que la parte fija del ala.

En condiciones de vuelo, las diferencias en la estructura interna del flap en comparación con la parte fija del ala y sus puntos de fijación discretos hacen que la forma del flap cambie de manera diferente en comparación con la parte fija del ala. Por ejemplo, debido a que el flap está unido al ala en solo dos puntos de fijación y tiene una rigidez diferente a la parte fija del ala, el conjunto 100 de flap no puede doblarse ni torcerse de la misma manera que la parte fija del ala. Estas diferencias pueden causar discontinuidades locales las cuales reducen el rendimiento aerodinámico del ala. Por ejemplo, pueden producirse discontinuidades escalonadas en la interfaz de flap del ala. Como otro ejemplo, el flap puede no sellar adecuadamente, lo cual da como resultado espacios que permiten que el aire fluya entre el borde de ataque del flap y el borde de salida del ala. Cuando el flap se sella incorrectamente o tiene discontinuidades escalonadas en su estructura, aumenta la resistencia, lo cual resulta en un mayor consumo de combustible.

En los diseños de la técnica anterior, para ayudar al conjunto 100 de flap a mantener una forma deseada, se pueden proporcionar puntos de unión mecánicos adicionales entre la parte fija del ala y el conjunto 100 de flap. En la Figura 2, se proporcionan dos conectores 102a y 102b de guía. Los conectores 102a y 102b guía se extienden a partir del conjunto 100 de flap y cada interfaz con conexiones de rodillos a la parte fija del ala, tal como 112 en el componente 116 del ala. A medida que cambia la posición del flap, los conectores de guía se mueven a lo largo de la guía.

Los conectores de guía/rodillo introducen cargas adicionales al flap, las cuales hacen que el flap mantenga una forma deseada, durante diversas condiciones de funcionamiento de la aeronave a la cual está unida. Por ejemplo, el conector de guía/rodillo puede forzar al flap a permanecer cerca de un sello. Un inconveniente de los conectores de guía/rodillo es el peso adicional agregado a la aeronave y la complejidad adicional de un ala que incluye estos conectores. El peso y la complejidad adicionales también aumentan los costes. Por ejemplo, los conectores de guía y las guías pueden agregar aproximadamente cuarenta y cinco kilogramos (cien libras) al peso de la aeronave. Como se describirá a continuación con respecto a las Figuras 3 - 6, se describe un ala, que incluye un conjunto de flap, que no incluye los conectores de guía.

Metodología de diseño del flap

En esta sección, se describe un ala que incluye un flap de posición variable. En una realización, el flap puede asociarse con un sistema de curvatura variable de borde de salida. Por lo tanto, la posición del flap puede ser ajustable en condiciones de crucero. La forma de la plantilla (forma fabricada) del flap se puede seleccionar de modo que cuando el flap se carga en condiciones de crucero, este cambia a una segunda forma deseada. Por ejemplo, la forma de la plantilla se puede torcer y doblar en la dirección transversal para anticipar la flexión y torsión aeroelásticas las cuales se producen durante el vuelo para lograr un flap el cual selle correctamente en el vuelo. Utilizando este enfoque, en una realización, se pueden eliminar los conectores de guía, como se describe con respecto a la Figura 2. Una metodología para fabricar dicho flap se describe como sigue con respecto a la Figura 3.

La Figura 3 es una vista superior de dos flaps los cuales ilustran ajustes de la forma tal como están construidos para tomar en cuenta la deformación que ocurre en condiciones de crucero. Los dos flaps se colocan uno encima del otro. El primer flap está indicado por la sección 202, que es más ligera que las regiones circundantes. El segundo flap está indicado por las regiones, 204a y 204b oscuras.

El primer flap no está diseñado para anticipar efectos aeroelásticos en vuelo. Para proporcionar la segunda forma, la forma del primer flap se ha deformado, tal como doblado, torcido y/o aplanado, para tomar en cuenta los efectos aeroelásticos anticipados. El límite entre las regiones claras y oscuras es donde las alturas del primer flap y el segundo flap son iguales. En la sección 202, la altura del primer flap es más alta que el segundo flap. En las regiones 204a y 204b oscuras, la altura del segundo flap es más alta que la del primer flap. Las diferencias en las alturas resultan de la deformación de la primera forma de flap para obtener la segunda forma de flap.

A partir de la línea 206 interna (IB), a través de la línea 208 media y hasta la línea 210 externa (OB), el primer flap puede alinearse esencialmente con una línea. En comparación, las porciones del segundo flap pueden seguir una curva donde el segundo flap puede considerarse arqueado hacia abajo en la parte media en comparación con el primer flap. Por lo tanto, la altura del primer flap es mayor que el segundo flap cerca de la línea 208 media y más baja que la altura del segundo flap cerca de los extremos, tal como cerca de la línea 206 IB y la línea 210 OB.

La forma de construcción del primer flap no anticipa las cargas aeroelásticas a las que está expuesto el primer flap durante las condiciones de vuelo, tal como el crucero. Durante el vuelo, el primer flap puede deformarse. Como se describió anteriormente con respecto a la Figura 2, en un sistema tradicional, para garantizar que la forma del primer flap sea satisfactoria en vuelo, se puede utilizar un sistema de guía de deflexión. El sistema de guía de deflexión introduce cargas mecánicas las cuales hacen que el primer flap se deforme de la manera deseada en vuelo. Por ejemplo, el sistema de guía se puede utilizar para garantizar que el primer flap selle correctamente en condiciones de crucero.

Por el contrario, el segundo flap no requiere un sistema de guía de deflexión. La forma de construcción del segundo flap está diseñada de tal modo que se deforma, en condiciones de vuelo específicas, a una nueva forma deseada. Por ejemplo, la forma del segundo flap puede diseñarse de tal manera que, en condiciones de crucero en un rango de posiciones, el segundo flap esté debidamente sellado a la parte fija del ala. En otro ejemplo, el segundo flap también se puede conformar para mejorar el rendimiento aerodinámico del ala a baja velocidad. Para ilustrar adicionalmente las diferencias entre el primer flap y el segundo flap, las curvas de sección transversal en cada una de la línea 206 IB, la línea 208 media y la línea 210 OB se describen a continuación con respecto a las Figuras 4A, 4B y 4C.

Las Figuras 4A, 4B y 4C son secciones transversales de los dos flaps que se muestran en la Figura 3. El primer flap y las formas del segundo flap pueden representar las formas de construcción de los flaps antes de la unión a la parte fija de un ala. En la Figura 4A, la cual muestra las formas 225 en la línea 210 OB, la curva de sección transversal asociada con el primer flap se denomina flap 214 sin compensar ya que no se ha compensado para tomar en cuenta las cargas aeroelásticas que se producen durante el vuelo. Por el contrario, la curva de sección transversal asociada con el segundo flap se denomina flap 212 compensado, ya que su forma se ha seleccionado para anticipar las deformaciones aeroelásticas que se producen bajo condiciones de carga, tales como las condiciones de carga asociadas con el vuelo de crucero.

En el borde de salida, el flap 212 compensado y el flap sin compensar tienen la misma longitud de cuerda. En el borde de ataque, el flap 214 sin compensar se extiende más hacia adelante que el flap 212 compensado. En una realización, el borde de ataque del flap puede seleccionarse para mejorar el rendimiento aerodinámico a baja velocidad.

Se ilustran algunas diferencias en las dos curvas de sección transversal en las ubicaciones 216, 218 y 220. La distancia entre las dos curvas en la ubicación 216 es de aproximadamente 0.69 cm (0.27 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 1.3 cm (0 y 0.5 pulgadas). La diferencia en las dos curvas cerca de la ubicación 218 del borde de salida es de aproximadamente 0.25 cm (0.1 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 1.3 cm (0 y 0.5 pulgadas). Finalmente, el borde de ataque del flap 212 compensado es más redondo en comparación con flap sin compensar y la distancia entre las dos curvas es de aproximadamente 1.4 cm (0.55 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 2.5 cm (0 y 1 pulgada).

La Figura 4B muestra los perfiles 230 de curva de sección transversal de los flaps en la línea 208 media. En la línea media, la altura de flap 232 sin compensar ahora es mayor en comparación con el flap 234 compensado. El ancho del flap 234 compensado también es más largo ya que el borde de ataque del flap 234 compensado se extiende más allí que el del flap sin compensar. En el borde 238 de salida, los flaps están separados aproximadamente 1.5 cm (0.58 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 2.5 cm (0 y 1 pulgada). Además, en la ubicación 256, los flaps están separados unos 0.86 cm (0.34 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 2.5 cm (0 y 1 pulgada). En la ubicación 240 de borde de ataque, los flaps están aproximadamente 1.2 cm (0.49 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 2.5 cm (0 y 1 pulgada).

La Figura 4C muestra perfiles de curva de sección transversal para el flap 252 compensado y el flap 254 sin compensar en la línea 206 IB. El flap 252 compensado es nuevamente mayor que el flap 254 sin compensar. En el borde de ataque, el flap 254 sin compensar se extiende más y más abajo que el flap 252 compensado. En el borde de salida, los flaps compensados y sin compensar están próximos entre sí.

En el borde 260 de ataque, los flaps están separados aproximadamente 1.8 cm (0.7 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 3.8 cm (0 y 1.5 pulgadas). En la ubicación 256, los flaps están separados aproximadamente 1.1 cm (0.45 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 2.5 cm (0 y 1 pulgada). En el borde de salida, los flaps están separados por unos 0.046 cm (0.018 pulgadas). En una realización, la distancia es entre 0 y 1.3 cm (0 y.5 pulgadas). Estos números se proporcionan solo con fines ilustrativos y no están destinados a ser limitantes, ya que los números pueden variar de acuerdo con los materiales que se utilicen para construir el ala y el flap, la ubicación del flap en el ala, el tamaño del ala y el flap, el peso de la aeronave, las condiciones de crucero seleccionadas, las ubicaciones de fijación del flap al ala y la estructura interna de cada uno del ala y el flap.

En los párrafos anteriores, las dimensiones se proporcionan solo con fines ilustrativos y no están destinadas a ser limitantes. Las dimensiones son predicciones con base en simulaciones. Además, las dimensiones son específicas de la aplicación y pueden variar significativamente dependiendo de la rigidez y el tamaño del ala u otra superficie aerodinámica a la cual se aplican las metodologías descritas en este documento.

Las Figuras 5A y 5B son secciones transversales en dos ubicaciones diferentes que comparan las formas del borde de ataque de un flap en diferentes condiciones de vuelo con la forma de construcción. La forma de construcción corresponde a la forma compensada descrita anteriormente con respecto a las Figuras 3, 4A, 4B y 4C. En este ejemplo, la forma de construcción se ha seleccionado para anticipar las fuerzas aeroelásticas que pueden ocurrir durante el vuelo. La forma de construcción también puede representar la forma del flap bajo condiciones sin carga, tales como cuando una aeronave que incluye el flap está en el suelo. El flap se puede configurar en una posición retraída y una posición no retraída. En una realización, el flap puede estar en una posición retraída cuando está en el suelo.

En las Figuras 5A y 5B, la forma de construcción se compara con las formas del flap en condiciones de crucero de nivel 1g. El flap se puede utilizar como parte de un sistema de curvatura variable de borde de salida. Por lo tanto, en condiciones de crucero, la forma del flap se analiza a través del rango de movimiento del sistema de curvatura variable del borde de salida (TEVC).

En la Figura 5A, las formas, 308a, 308b y 308c, del flap de borde de ataque en la línea 210 OB (véase la Figura 3) se comparan con la forma 306 forma de construcción. Resultados similares a los que se muestran en la Figura 5A también se predicen en la línea 206 IB. Las formas, 308a, 308b y 308c del flap de borde de ataque corresponden a tres posiciones del flap en un sistema de curvatura variable de borde de salida. En particular, la curva 308b es un flap hacia arriba, 308c es un flap hacia abajo y 308a es la posición nominal. Las condiciones de vuelo son un crucero de un g (la aeronave no asciende ni desciende) a una altitud, peso de aeronave y distribución de peso especificados. La distribución de peso puede depender de cuántas personas, cuánta carga y cuánto combustible se seleccionan para que transporte la aeronave y las ubicaciones en la aeronave donde se encuentra la masa.

En la Figura 5A, las formas del flap se muestran situadas en relación con un sello 304, el cual está acoplado a un soporte 302 en el borde de salida del ala. Como se describió anteriormente, puede ser importante que un flap selle adecuadamente en algunas condiciones, como la condición de crucero nominal, para mantener el rendimiento aerodinámico. Por ejemplo, en condiciones de crucero, el flujo de aire entre el borde de salida del ala y el borde de ataque del flap puede aumentar el arrastre y el consumo de combustible. Por lo tanto, se desea un sellado adecuado.

Bajo condiciones sin carga, tal como en el suelo, la forma 306 forma de construcción no cumple con el sello 304. En el caso de que la superficie de un dispositivo de sustentación elevada pueda retraerse y no retraerse, esta condición sin sellar puede ocurrir cuando la forma 306 de construcción está en un estado retraído. Esto difiere del diseño tradicional del flap que se muestra en la Figura 2 donde el sistema de guía mecánica obliga al borde de ataque a encontrarse con el sello en esta ubicación. Las formas, 308a, 308b y 308c, en las tres posiciones TEVC diferentes mostradas en el crucero se fuerzan hacia abajo en comparación con la forma de construcción y se encuentran con el sello. Por lo tanto, se conserva el rendimiento aerodinámico en estas condiciones de vuelo seleccionadas.

En la Figura 5B, la forma 310 de construcción del flap, en condiciones sin carga, tal como en el suelo, y las formas del flap, 312a, 312b y 312c, en las tres condiciones de crucero diferentes se muestran colocadas en relación con el sello 304 en la línea 208 media (véase la Figura 3). La forma 310 de construcción 310 del flap sella en la línea media. En condiciones de crucero, el flap se extiende menos de una distancia dentro del sello 304 en comparación con el flap sin carga. Sin embargo, el flap cumple con el sello 304 en cada una de las condiciones de crucero.

Como se muestra con respecto a la Figura 5A, el flap sin carga no se selló en los extremos IB y OB. Por lo tanto, cuando no tiene carga, a medida que aumenta la distancia a partir de la línea media, el flap sin carga se aleja del sello 304 hasta que finalmente se pierde el contacto. Por lo tanto, el flap sin carga sella parcialmente cuando se descarga. Como se muestra en las Figuras 5A y 5B, cuando no tiene carga, el flap se arquea hacia abajo hacia la línea media y se extiende hacia arriba en los extremos (líneas OB e IB). Por lo tanto, cuando no tiene carga y en una posición neutral donde el flap no se deflecta, una parte del flap puede extenderse por encima del borde de salida del ala adyacente al flap.

Como resultado de los efectos aeroelásticos en las condiciones de crucero, el flap se mueve hacia abajo en los dos extremos y hacia arriba en la parte media, es decir, se endereza. Por lo tanto, el flap se encuentra con el sello de manera bastante uniforme a lo largo del flap. Si la forma del flap no hubiera sido compensada por los efectos aeroelásticos, es decir, la forma inicial es plana y sin carga, entonces, en las condiciones de crucero, el flap se arquearía hacia arriba en el medio y hacia abajo en la línea media. Por lo tanto, no se obtendría un sello en el crucero.

En una realización particular, un método para utilizar una superficie del dispositivo de sustentación elevada y un mecanismo de sellado puede comprender, en una aeronave en la cual están instalados la superficie del dispositivo de sustentación elevada y el mecanismo de sellado, 1) operar la aeronave en una primera condición de vuelo donde la superficie del dispositivo de sustentación elevada recibe las primeras cargas aerodinámicas de tal modo que la superficie del dispositivo de sustentación elevada adquiere una primera forma que no se sella contra el mecanismo de sellado o se sella parcialmente contra el mecanismo de sellado, y 2) operar la aeronave en una segunda condición de vuelo donde la superficie del dispositivo de sustentación elevada recibe segundas cargas aerodinámicas de tal modo que la superficie del dispositivo de sustentación elevada adquiere una segunda forma que forma un sello con el mecanismo de sellado. En realizaciones particulares, la primera condición de vuelo puede ocurrir antes del despegue, durante el despegue, durante el aterrizaje o después del aterrizaje. En otra realización, la segunda condición de vuelo puede ocurrir durante una condición de crucero. En aún otra realización, la superficie del dispositivo de sustentación elevada está instalada en un ala de la aeronave. En una realización adicional, la superficie del dispositivo de sustentación elevada adquiere una pluralidad de formas entre la primera forma y la segunda forma a medida que las condiciones de vuelo cambian continuamente de la primera condición de vuelo a la segunda condición de vuelo. A continuación, se discute un método para diseñar un flap con respecto a la Figura 6, tal como el flap descrito anteriormente con respecto a las Figuras 5A y 5B.

La Figura 6 es un diagrama de bloques de una metodología 350 de diseño de un flap, de acuerdo con un aspecto de la presente divulgación. En 352, se determina una forma de ala inicial. La forma de ala inicial puede basarse en las especificaciones iniciales de diseño de una aeronave, los requisitos de rendimiento y las simulaciones aerodinámicas. En algunos casos, la forma de ala inicial tridimensional puede especificarse inicialmente como un componente continuo sin ninguna de las superficies del dispositivo de sustentación elevada modeladas o las superficies del dispositivo de sustentación elevada solo parcialmente especificadas. Las simulaciones aerodinámicas utilizadas para diseñar la forma inicial del ala pueden cubrir un rango de condiciones de vuelo a partir del despegue y el aterrizaje hasta las condiciones de crucero.

En 354, se puede especificar un tamaño de flap y una ubicación en el ala inicial. Si la forma del ala inicial es continua y no incluye superficies de dispositivos de sustentación elevada, se puede quitar una sección del ala inicial para acomodar el flap. Además, se pueden especificar interfaces de fijación y sus ubicaciones. Las interfaces de fijación incluyen el hardware que permite que el flap se una al ala y se mueva con relación al ala. Por ejemplo, en la Figura 2, el flap se muestra que tiene dos conectores de bisagra los cuales permiten que el flap se una a la parte fija del ala. La ubicación de los conectores de bisagra y su estructura asociada también se muestran en la Figura 2.

Además, se puede especificar un rango de movimiento del flap. El rango de movimiento puede afectar el diseño de las interfaces de fijación, tal como la distancia del eje alrededor del cual gira el flap a partir de la parte inferior del flap y un carenado en el ala que se necesita para acomodar el conjunto del flap. Cuando el flap se utiliza en un sistema de curvatura variable de borde de salida, el rango de movimiento también puede incluir posiciones de flap asociadas con este sistema. Como se describió anteriormente, la forma de construcción del flap puede diseñarse para asegurarse de que el flap se selle correctamente en las diferentes posiciones asociadas con un sistema de curvatura variable de borde de salida.

En 356, se puede seleccionar una forma de flap inicial. Por ejemplo, la forma de flap inicial se puede seleccionar para seguir en general la forma del ala donde se retiró el flap. El borde de salida de la parte fija del ala adyacente al borde de ataque del flap puede ser una superficie vertical relativamente plana. Sin embargo, el borde de ataque del flap, como se describió anteriormente, puede ser redondeado. El borde de ataque del flap se puede conformar para mejorar el rendimiento aerodinámico del flap. El flap sin compensar en las Figuras 3, 4A, 4B y 4c , es ilustrativo de una forma de flap inicial que podría utilizarse.

En 358, se pueden especificar la estructura y los materiales del ala. La estructura del ala puede incluir una especificación de componentes tales como el revestimiento, costillas, largueros y travesaños y sus ubicaciones asociadas. Se pueden utilizar materiales, tales como aluminio (metales en general), compuestos o combinaciones de los mismos, para construir el ala. La estructura del ala afecta cuánto se torcerá y doblará el ala bajo las cargas aerodinámicas aplicadas. La estructura y los materiales del ala especificados se pueden utilizar en un análisis de elementos finitos para determinar la deformación del flap bajo las cargas aerodinámicas.

En 360, la estructura y los materiales del flap pueden especificarse de una manera similar al ala. La estructura interna del flap es diferente de la del ala debido a factores tales como que está diseñada para moverse, no transporta combustible, experimenta cargas diferentes a las del ala y se adhiere a las alas en ubicaciones discretas. Por lo tanto, la rigidez del flap puede ser diferente a la del ala. Por lo tanto, su respuesta aeroelástica es diferente a la del ala. La estructura y los materiales del flap especificados se pueden utilizar en un análisis de elementos finitos para determinar la deformación del flap bajo las cargas aerodinámicas.

En 362, se pueden especificar una o más condiciones de vuelo y distribuciones de peso de la aeronave. Estas condiciones afectan la respuesta aeroelástica del ala y el flap. En particular, la magnitud de la respuesta aeroelástica puede variar de una condición a otra. Las simulaciones y las pruebas experimentales se pueden realizar en diferentes condiciones para determinar si el aeroelástico del flap es satisfactorio dentro de una envolvente operativa deseada.

Como un ejemplo, la velocidad de crucero típica para un Boeing 777 es de aproximadamente Mach .84 (891 km/h o 554 MPH) a una altitud de crucero de 10.700 m (35.000 pies). El peso en vacío operativo, de acuerdo con el modelo, puede variar entre 135.000 y 180.000 kg (300.000 a 400.000 libras). El peso máximo de despegue, de acuerdo con el modelo, puede variar entre 245.000 y 350.000 kg (545.000 y 775.000 libras). El peso máximo de aterrizaje, de acuerdo con el modelo, puede estar entre 200.000 y 250.000 kg (445.000 y 557.000 libras). Por lo tanto, para cualquier modelo de aeronave en particular, se puede especificar una carga de combustible y carga en condiciones de vuelo particulares como parte de una envolvente de prueba para un ala y un flap.

En 364, se pueden determinar las formas de ala y flap en las condiciones de vuelo especificadas. Por ejemplo, las condiciones de vuelo especificadas pueden ser de crucero con la aeronave cargada a un peso mayor que su peso vacío. Se puede determinar una simulación numérica de las cargas aerodinámicas en el ala y los flaps y luego se puede determinar una cantidad de deformación del ala y el flap. Como se describió anteriormente, la cantidad de deformación depende de factores tales como las cargas aerodinámicas, el peso de la aeronave, la estructura del ala y el flap y la forma tridimensional inicial sin carga del ala y el flap.

En algunas realizaciones, este proceso puede repetirse diversas veces a medida que las cargas aerodinámicas pueden cambiar a medida que se deforman el ala y el flap. Por ejemplo, con base en las cargas aerodinámicas determinadas que utilizan la forma inicial del ala y los flaps, se puede determinar una segunda forma del ala y los flaps. Luego, utilizando la segunda forma del ala y los flaps, se pueden determinar nuevas cargas aerodinámicas. Con base en las nuevas cargas aerodinámicas, se puede determinar una deformación de la segunda forma a una tercera forma. Este proceso iterativo puede repetirse hasta que la forma del ala y el flap converjan a una forma particular en un conjunto particular de condiciones.

Este proceso puede repetirse en cada una de las condiciones de vuelo seleccionadas. En este ejemplo, la forma inicial sin carga es la misma. Sin embargo, los efectos de la forma en la aerodinámica y la aerodinámica en la forma se consideran en una manera acoplada. Por lo tanto, la naturaleza iterativa del proceso. En realizaciones alternativas, pueden no considerarse los efectos del cambio de forma en la aerodinámica.

En 366, se puede realizar una verificación para determinar si la forma del flap en las condiciones simuladas hace contacto con el sello, tal como de la manera descrita con respecto a las Figuras 5A y 5B. Si el flap no se sella, en 372, se puede determinar una nueva forma de flap. Por ejemplo, si el flap no se sella debido a que se dobla en una dirección debido a los efectos aeroelásticos, entonces la forma del flap podría ajustarse en la dirección opuesta en su estado sin carga, para mitigar este efecto. De manera similar, si el flap se tuerce en una dirección debido a los efectos aeroelásticos y la torsión impide el sellado, la forma inicial del flap se puede torcer en la dirección opuesta para mitigar este efecto.

En una realización, además de ajustar la forma del flap, se pueden ajustar las ubicaciones de los puntos de fijación en los flaps. Por ejemplo, las ubicaciones de fijación se pueden separar o acercar más. En aún otra realización, la estructura interna del flap o los materiales usados en el flap pueden cambiarse, de tal manera de hacerla más o menos rígido en ciertos lugares. El cambio en la estructura interna puede afectar cuánto y dónde se deforma el flap. Por lo tanto, puede mejorarse el rendimiento de sellado. En una realización adicional, la forma, ubicación y/o tamaño del sello se puede ajustar para mejorar las características de sellado del flap.

En 368, se puede determinar si la forma del flap cumple con las restricciones de fabricación. Por ejemplo, se puede especificar que la pendiente del flap en la interfaz ala/flap sea algo continua, es decir, la pendiente del ala en el borde de salida del ala y la pendiente del flap adyacente al borde de salida del ala pueden tener que estar dentro de un porcentaje entre sí, tal como el 5 %. En otro ejemplo, se puede especificar que la diferencia de altura entre el borde de salida del ala y el flap adyacente al borde de salida del ala esté dentro de un margen específico. En aún otro ejemplo, se puede especificar que el flap no empuja el sello hacia abajo más de una cierta cantidad. En un ejemplo adicional, se puede especificar que las cargas en los puntos de fijación al ala sean inferiores a algún valor máximo. En aún otro ejemplo, se puede especificar que la distancia entre el borde de ataque del flap y el borde de salida del ala permanece por encima de una distancia mínima y por debajo de una distancia máxima.

En 372, si no se cumplen las restricciones de fabricación, entonces se puede ajustar la forma del flap. Por ejemplo, la forma del flap se puede ajustar para que se deforme en una forma que coincida mejor con la pendiente del borde de salida del ala. Como otro ejemplo, se puede ajustar para disminuir las cargas en los puntos de fijación a las alas.

En 370, si se cumplen los sellos del flap y las restricciones de fabricación, entonces el rendimiento aerodinámico de la combinación de ala y el flap puede determinarse en las diversas condiciones de vuelo. Este análisis puede involucrar la realización de simulaciones del ala y los flaps en diversas condiciones, tales como el despegue o el aterrizaje. Además, las simulaciones se pueden realizar con el flap en diversas posiciones, tales como extenderlos hacia abajo para aterrizar.

Las restricciones aerodinámicas pueden ser algo independientes de las restricciones de sellado. Por ejemplo, la forma del flap se puede ajustar para que el rendimiento aerodinámico sea mejor en una condición de vuelo donde no es importante que el flap esté totalmente sellado. Por lo tanto, siempre que la forma ajustada selle en la condición deseada, tal como las condiciones de crucero, es posible hacer ajustes en el flap que mejoren el rendimiento aerodinámico. Por ejemplo, el borde de ataque del flap podría hacerse más redondo para mejorar el rendimiento aerodinámico.

En 374, si el flap se sella, se cumplen las restricciones de fabricación y se cumplen las restricciones aerodinámicas, entonces se puede fijar la geometría de construcción del flap. Los flaps compuestos se construyen en una plantilla. Por lo tanto, se puede especificar la forma de la plantilla. La forma de la plantilla es la forma sin carga que se puede instalar en una aeronave. A continuación, se describen algunos detalles de una aeronave que pueden incluir el flap diseñado en la Figura 6 con respecto a las Figuras 7 y 8.

Ejemplos de Aplicación de Aeronaves

Un método 400 de fabricación y servicio de aeronaves que se muestra en la Figura 7 y una aeronave 500 que se muestra en la Figura 8 se describirán ahora para ilustrar mejor las diversas características de los procesos y sistemas presentados en el presente documento. El conjunto de soporte de la base del fuselaje se puede utilizar en cualquier etapa de la vida útil de la aeronave, tal como la creación de prototipos, la fabricación, las operaciones y el mantenimiento. Como se describió anteriormente, un diseño de conjunto de soporte de la base se puede utilizar para soportar otros tipos de objetos y no se limita a soportar solo un fuselaje. Por ejemplo, el conjunto de soporte de la base se puede utilizar para soportar un tanque o una sección de cohete durante la fabricación.

Durante la preproducción, el método 400 de fabricación y servicio de aeronaves puede incluir la especificación y el diseño 404 de la aeronave 500 y la adquisición 406 de material. La fase de producción implica la fabricación 408 de componentes y subconjuntos y la integración 410 de sistemas de la aeronave 500. La integración de sistemas también puede ocurrir antes de la adquisición 406 de material. Aspectos de la especificación y diseño de una superficie del dispositivo de sustentación elevada, tal como un flap de borde de salida, para la aeronave 500 se describen anteriormente con respecto a las Figuras 1 - 6. La metodología se puede aplicar a otras superficies de dispositivos de sustentación elevada y el ejemplo del flap de borde de salida se proporciona solo con fines ilustrativos. A partir de entonces, la aeronave 500 puede pasar por la certificación y entrega 412 con el fin de ser puesta en servicio 414. A la vez que está en servicio por un cliente, la aeronave 500 está programada para mantenimiento y servicio 416 de rutina (lo cual también puede incluir modificación, reconfiguración, renovación, etc.). Si bien las realizaciones descritas en el presente documento se refieren en general al servicio de aeronaves comerciales, pueden practicarse en otras etapas del método 400 de fabricación y servicio de aeronaves.

Cada uno de los procesos de fabricación de aeronaves y método 400 de servicio puede ser realizado o llevado a cabo por un integrador de sistemas, un tercero y/o un operador (por ejemplo, un cliente). Para los fines de esta descripción, un integrador de sistemas puede incluir, sin limitación, cualquier número de fabricantes de aeronaves y subcontratistas de sistemas principales; un tercero puede incluir, por ejemplo, sin limitación, cualquier número de vendedores, subcontratistas y proveedores; y un operador puede ser una aerolínea, una empresa de arrendamiento financiero, una entidad militar, una organización de servicios, etc.

Como se muestra en la Figura 8, la aeronave 500 producida por el método 400 de fabricación y servicio de aeronaves en la Figura 7 puede incluir el fuselaje 518 con una pluralidad de sistemas 520 de alto nivel y el interior 522. Los ejemplos de sistemas 520 de alto nivel incluyen uno o más del sistema 524 de propulsión, el sistema 526 eléctrico, el sistema 528 hidráulico y el sistema 530 ambiental. Se pueden incluir cualquier número de otros sistemas. Por ejemplo, los diseños del flap descritos anteriormente se pueden utilizar como parte de un sistema de control aerodinámico, que se muestra en la Figura 1.

El aparato y los métodos mostrados o descritos en el presente documento pueden emplearse durante una cualquiera o más de las etapas del método 400 de fabricación y servicio de aeronaves. Por ejemplo, los componentes o subconjuntos correspondientes a la fabricación de componentes y subconjuntos 408 pueden fabricarse o manufacturarse en una manera similar a los componentes o subconjuntos producidos a la vez que la aeronave 500 está en servicio. Además, uno o más aspectos del aparato, método o combinación de los mismos se pueden utilizar durante las etapas 408 y 410, por ejemplo, agilizando sustancialmente el ensamblaje o reduciendo el coste de la aeronave 500. De manera similar, uno o más aspectos del aparato o la realización del método, o una combinación de los mismos, pueden utilizarse, por ejemplo y sin limitación, a la vez que la aeronave 500 está en servicio, por ejemplo, mantenimiento y servicio 416.

Conclusión

Se divulgan diferentes ejemplos y aspectos del aparato y métodos en el presente documento que incluyen una diversidad de componentes, características y funcionalidad. En particular, se discuten los aparatos y métodos asociados con un flap en un ala utilizada en una aeronave. Debe entenderse que los diversos ejemplos y aspectos del aparato y los métodos divulgados en el presente documento pueden incluir cualquiera de los componentes, características y funcionalidades de cualquiera de los otros ejemplos y aspectos del aparato y los métodos divulgados en el presente documento en cualquier combinación, y todas de dichas posibilidades, en la medida en que caigan dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas, pretenden estar dentro del alcance de la presente divulgación.

Diversas modificaciones y otros ejemplos de la divulgación establecidos en este documento le vendrán a la mente a un experto en la técnica a la cual pertenece la divulgación que tiene el beneficio de las enseñanzas presentadas en las descripciones anteriores y los dibujos asociados.

Claims (16)

REIVINDICACIONES

1. Un sistema aerodinámico para una aeronave que comprende:

una parte fija de un ala (25);

un sello (304) acoplado y que se extiende a partir de la parte fija del ala (25);

una superficie del dispositivo de sustentación elevada acoplada al ala (25) que tiene una forma de construcción

en donde, cuando no está en vuelo, la superficie del dispositivo de sustentación elevada en la forma de construcción no hace contacto con el sello (304) o hace contacto parcial con el sello (304) de tal manera que el aire pueda fluir entre el sello (304) y la superficie del dispositivo de sustentación elevada y en donde, en una o más condiciones de vuelo, la superficie del dispositivo de sustentación elevada, bajo fuerzas aerodinámicas, se deforma a partir de la forma de construcción a una segunda forma tal que en la segunda forma la superficie del dispositivo de sustentación elevada contacta completamente con el sello (304) para impedir el flujo de aire entre el sello (304) y la superficie del dispositivo de sustentación elevada.

2. El sistema aerodinámico de la reivindicación 1, en donde la una o más condiciones de vuelo incluyen una condición de crucero.

3. El sistema aerodinámico de la reivindicación 1 o 2, en donde la forma de construcción se arquea y se endereza bajo las fuerzas aerodinámicas.

4. El sistema aerodinámico de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 3, en donde la forma de construcción se tuerce y se destuerce bajo las fuerzas aerodinámicas.

5. El sistema aerodinámico de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 4, en donde un espesor de la forma de construcción se incrementa de tal modo que la superficie del dispositivo de sustentación elevada se aplana y se alarga bajo las fuerzas aerodinámicas.

6. El sistema aerodinámico de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 5, en donde la superficie del dispositivo de sustentación elevada incluye una parte media entre dos extremos y en donde la forma de construcción se arquea hacia abajo en la parte media y hacia arriba cerca de los dos extremos de tal modo que la parte de la superficie del dispositivo de sustentación elevada se extiende por encima de una parte del ala (25) adyacente a la parte de la superficie del dispositivo de sustentación elevada.

7. El sistema aerodinámico de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 6, en donde la superficie del dispositivo de sustentación elevada es un flap unido a un borde de salida de la parte fija del ala (25).

8. El sistema aerodinámico de la reivindicación 7, en donde el flap está configurado para colocarse en una pluralidad de posiciones diferentes durante una condición de crucero y en donde en cada una de la pluralidad de posiciones diferentes, se deforma el flap bajo la fuerza aerodinámica de la forma de construcción de tal modo que el flap contacta completamente con el sello (304) para impedir el flujo de aire entre el sello (304) y la superficie del dispositivo de sustentación elevada.

9. El sistema aerodinámico de la reivindicación 7 u 8, en donde el flap es parte de un sistema de curvatura variable de borde de salida.

10. El sistema aerodinámico de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 9, en donde en una interfaz entre la parte fija del ala (25) y la superficie del dispositivo de sustentación elevada coinciden sustancialmente una pendiente de la parte fija del ala (25) en la interfaz y una pendiente de la superficie del dispositivo de sustentación elevada en la interfaz.

11. Un método para generar una superficie del dispositivo de sustentación elevada que comprende:

determinar la forma de una parte fija de un ala (25) y la forma de construcción de una superficie del dispositivo de sustentación elevada en donde la superficie del dispositivo de sustentación elevada está acoplada mecánicamente al ala (25) de tal modo que pueda moverse con relación al ala (25) y en donde se interpone un sello (304) entre la parte fija del ala (25) y la superficie del dispositivo de sustentación elevada que impide el flujo de aire entre el sello (304) y la superficie del dispositivo de sustentación elevada en una condición de vuelo;

determinar una primera estructura y primeros materiales del ala (25) y una segunda estructura y segundos materiales de la superficie del dispositivo de sustentación elevada; y especificar la condición de vuelo;

en donde la forma de construcción de la superficie del dispositivo de sustentación elevada está conformada para deformarse aeroelásticamente de una primera forma cuando no está en vuelo a una segunda forma en vuelo en donde, en la primera forma, existen espacios entre la superficie del dispositivo de sustentación elevada y el sello (304) y en donde en la segunda forma se eliminan los espacios entre la superficie del dispositivo de sustentación elevada y el sello (304) como resultado de una deformación aeroelástica.

12. El método de la reivindicación 11, en donde la superficie del dispositivo de sustentación elevada es un flap.

13. El método de la reivindicación 12, en donde el flap es un componente de un sistema de curvatura variable de borde de salida.

14. El método de cualquiera de las reivindicaciones 11 - 13, en donde la condición de vuelo es una condición de crucero.

15. El método de cualquiera de las reivindicaciones 11 - 14, en donde la primera forma se tuerce con respecto a la segunda forma.

16. El método de cualquiera de las reivindicaciones 11 - 15, en donde la primera forma se arquea con respecto a la segunda forma.