ES2905192T3 - Ala de avión - Google Patents

Abstract

Un ala (2,3) para un avión (1), dicha ala (2,3) que comprende: un extremo de ala exterior (15) en un lado opuesto a dicha ala (2,3) con respecto a un lado interno del ala (2,3) para montar en el avión (1), al menos tres aletas (8-10) en dicho extremo de ala exterior (15) conectadas a dicha ala (2,3), una primera aguas arriba (8) de dichas aletas precediendo a una segunda (9) más aguas abajo de dichas aletas, y dicha segunda aleta (9) precediendo a una tercera (10) aún más aguas abajo de dichas aletas en una dirección de vuelo de dicha ala (2,3), dicha primera aleta (8) y dicha segunda aleta (9) estando mutuamente inclinadas, vistas contra la dirección de vuelo, en un ángulo diedro relativo (δ1,2) en un intervalo de 37° a 80°, en donde dicho ángulo diedro relativo (δ1,2) se define como el ángulo de abertura en la raíz de dichas aletas de un triángulo isósceles que tiene un vértice en la raíz, específicamente en un punto de división de ambas aletas en dirección horizontal y en el medio de las posiciones de los bordes delanteros de dichas aletas (8-10) en dirección vertical, un vértice en el borde delantero de dicha primera aleta (8) y un vértice en el borde delantero de dicha segunda aleta (9), visto en una proyección contra dicha dirección de vuelo, teniendo dicho triángulo una longitud variable de los dos lados iguales del triángulo, siendo dicho intervalo de ángulo diedro relativo válido para al menos el 70 % de la longitud del lado igual a lo largo de uno más corto de dicha primera aleta (8) y dicha segunda aleta (9), y en donde dicha segunda aleta (9) tiene una longitud de envergadura (b2) de entre el 105 % y el 180 % de una longitud de envergadura (b1) de dicha primera aleta (8) y dicha tercera aleta (10) tiene una longitud de envergadura (b3) de entre el 60 % y el 100 % de la longitud de envergadura (b2) de dicha segunda aleta (9).

Description

DESCRIPCIÓN

Ala de avión

La presente invención se refiere a un avión y un ala para un avión.

Los aviones son uno de los más importantes aparatos de transporte tanto para personas como para mercancías así como también para aplicaciones militares, y ellos casi no tienen alternativa para la mayoría de los viajes de larga distancia. La presente invención se refiere a aviones en un sentido que no incluye helicópteros, y se refiere a un ala para un avión en un sentido que no incluye palas de rotor para helicópteros. En particular, la invención se refiere a aviones que tienen alas fijas y a tales alas fijas en sí mismas.

La función básica de un avión motorizado y sus alas es producir una cierta velocidad por medio de un motor de propulsión y producir una sustentación requerida por medio de las alas del avión en el flujo de aire resultante de la velocidad. Esta función es el objeto del diseño aerodinámico de las alas del avión, por ejemplo con respecto a su tamaño, perfil, etcétera.

Es generalmente conocido usar los denominados dispositivos de punta del ala o aletas en los extremos exteriores de las alas principales de los aviones, es decir de aquellas alas principal o exclusivamente responsables de la sustentación. Estas aletas se destinan para reducir los denominados vórtices de punta del ala los cuales resultan de una diferencia de presión entre una región por encima y una región por debajo del ala, siendo dicha diferencia de presión la causa de la sustentación pretendida. Dado que hay algún extremo del ala, el flujo de aire tiende a compensar la diferencia de presión lo cual resulta en un vórtice. Este vórtice de punta de ala reduce el efecto de sustentación del ala, aumenta el ruido producido, aumenta la pérdida de energía debido a la disipación en el flujo de aire, y puede ser perjudicial para otras aeronaves que siguen de cerca al avión. Las aletas mencionados son por así decirlo un deflector contra el vórtice de punta de ala.

En cuanto a la técnica anterior, se hace referencia al documento US 2009/0039204 A1 que describe un avión que tiene alas principales con dos respectivas aletas en sus extremos exteriores, cada uno. Los llamados ángulos de inclinación (ángulos diedros) de estas aletas con relación a un plano horizontal se dice que tienen menos de 45° y preferentemente menos de aproximadamente 20°, cada uno, en donde una de las respectivas dos aletas se inclina para estar debajo de este plano horizontal y la otra se inclina para estar arriba.

Además, el documento US 6,345,790 B1 propone cuatro respectivas aletas en los extremos exteriores de las alas principales de un avión, estando articulada cada aleta para ser giratoria alrededor de un eje paralelo a la dirección de vuelo. Para una forma de vuelo de crucero de las aletas, el documento menciona ángulos de pivote relativos (ángulos diedros) entre las aletas que suman de 20° a 40° para las cuatro aletas. Para el despegue y el aterrizaje de la aeronave, las respectivas aletas se extienden o se abren en abanico relativamente ampliamente separadas entre sí, por ejemplo separándose un intervalo angular de 90° a 100°.

El documento US 9,469,391 B1 describe un avión, las alas principales del cual tienen una aleta en su respectiva punta. En una modalidad y figura específicas, tres aletas se muestran en la punta del ala principal. Las aletas se articulan, de nuevo, para ser giratorias alrededor de un eje paralelo a la dirección de vuelo.

El documento EP 2998218 A1 describe un avión que tiene alas principales con dos respectivas aletas en sus extremos exteriores. Estas aletas tienen formas curvas bastante específicas y se superponen entre sí en sus respectivas raíces.

El problema de la presente invención es proporcionar un ala mejorada que tenga una aleta y un respectivo avión mejorado.

Para solucionar este problema, la invención se dirige a un ala para un avión de acuerdo con la reivindicación 1,

y a un avión que tiene dos tales alas opuestas mutuamente, de acuerdo con la reivindicación así como también a un uso de

una parte mejorada que comprende tres aletas, de acuerdo con la reivindicación 13, para montar en un ala para producir tal ala o avión.

La invención se refiere a un ala que tiene al menos tres aletas en donde estas aletas se fijan a un extremo de ala exterior del ala. Para evitar malentendidos, el "ala" puede ser el ala principal del avión la cual es (principalmente) responsable de la sustentación requerida; sin embargo, también puede ser el ala estabilizadora horizontal la cual es normalmente aproximadamente horizontal también. Además, el término "ala" se referirá al ala como tal que se origina en el cuerpo base del avión y se extiende desde allí hacia fuera. En un extremo de ala exterior de esta ala, las al menos tres aletas se fijan y extienden más, pero no en la misma dirección. Como principalmente ya se conoce en la técnica anterior, una aleta puede estar inclinada con relación al ala y/o doblada. Preferentemente, las aletas no se extienden hacia dentro desde extremo de ala exterior, sin embargo. Los inventores han encontrado que una inclinación mutua de las dos primeras aletas vistas contra la dirección de vuelo, conduce a resultados ventajosos en una evaluación cuantitativa mediante cálculos de dinámica de fluidos por ordenador. En particular, ha demostrado ser ventajoso inclinar sustancialmente la primera aleta aguas arriba con relación a la segunda aleta. Allí, la diferencia en inclinación, la diferencia en el llamado ángulo diedro (ángulo diedro relativo) debe ser sustancial, específicamente no menos de 37°. Por otro lado, un cierto ángulo diedro relativo máximo debe observarse y el ángulo diedro no debe ser por lo tanto mayor de 80°. Los más preferidos límites inferiores del intervalo de ángulo diedro relativo son (en el siguiente orden) 38°, 39°, 40°, 42°, 44°, 46° y 48°, en donde los más preferidos límites superiores son 78°, 76°, 74°, 72°, 70°, 68°, 66°, 64° y 62°.

Los resultados de los inventores muestran que este ángulo diedro relativo es más importante que los ángulos diedros absolutos de ambas aletas, lo que podría deberse al hecho de que la geometría del flujo de aire tiene un cierto grado de simetría rotacional alrededor de un eje paralelo a la dirección de vuelo en el final del ala principal y por lo tanto en la raíz de las aletas. Esto es, naturalmente, solo una declaración aproximada pero sin embargo, el ángulo diedro relativo se considera más importante que el absoluto.

El ángulo diedro relativo se define en la presente descripción en un sentido promedio, específicamente por medio de un triángulo isósceles entre los vértices. Un vértice estará en la raíz y un vértice respectivo en cada aleta. Más precisamente, el triángulo se define en una proyección contra la dirección de vuelo y el vértice de la raíz estará, en lo que respecta a la dimensión horizontal, en un punto de división de ambas aletas, es decir donde ambas aletas se separan en la dimensión horizontal vistas verticalmente. En cuanto a la dimensión vertical, el vértice de la raíz estará en el medio de las posiciones de los bordes delanteros (los bordes más aguas arriba) de ambas aletas en la ubicación horizontal antes mencionada o, si coinciden allí, en esa posición. Dado que esta región está sujeta a formas de transición suaves para evitar perturbaciones aerodinámicas, el borde delantero por así decirlo pierde su identidad en esta región de transición (el llamado carenado entre las aletas y el extremo del ala principal). Por lo tanto, los bordes delanteros se extrapolarán de la siguiente manera: una porción interior del 10 % de la longitud de envergadura de la aleta (definida con más detalle a continuación) se ignora y una porción exterior entre el 90 % y el 100 % se ignora también por otras razones (específicamente posibles redondeos como se explica en la modalidad). El restante 10 % -90 % representa un borde delantero adecuado el cual se puede extrapolar. Si el borde delantero no es recto, se puede usarse una línea promedio para la extrapolación.

Los vértices de las propias aletas estarán en sus bordes delanteros, respectivamente. Por tanto, el ángulo de abertura de este triángulo, específicamente el ángulo entre los dos lados iguales, es el ángulo diedro relativo.

La definición de triángulo incluye una longitud variable de los lados iguales dentro de los límites impuestos por la más corta de ambas aletas. En términos de este concepto de longitud de lado variable, los intervalos de ángulo diedro relativos definidos serán válidos para al menos el 70 % de la longitud de lado, con mayor preferencia para al menos el 75 %, 80 %, 85 % o incluso el 90 % de la longitud de lado. En otras palabras: Si una porción menor de las aletas no obedece al intervalo de ángulo diedro relativo, esto no es demasiado perjudicial para la invención, mientras que, por supuesto, el 100 % dentro del intervalo es el mejor caso.

El concepto de longitud de lado variable tiene en cuenta que las aletas no necesitan ser rectas (en la perspectiva contra la dirección de vuelo) sino que también pueden estar completamente o parcialmente dobladas, por ejemplo a lo largo de una porción circular como se muestra para la primera aleta en la modalidad. Las aletas también podrían ser poligonales (con ángulos limitados) o formadas de cualquier otra manera que el ángulo diedro relativo varíe a lo largo de su longitud de envergadura. Además, incluso con aletas rectas (vistas contra la dirección de vuelo), sus líneas de borde delantero no tienen por qué encontrarse necesariamente en el vértice de la raíz tal como se define anteriormente lo cual podría dar lugar a ligeras variaciones del ángulo diedro relativo a lo largo de su longitud. Sin embargo, con aletas rectas, el ángulo diedro relativo tal como se define por el concepto de triángulo es al menos aproximadamente sólo el ángulo visible contra la dirección de vuelo.

Las descripciones anteriores y todas las siguientes de la forma geométrica del ala y las aletas se refieren a lo que el experto entiende como una forma "en vuelo". En otras palabras, estas explicaciones y definiciones se refieren a las condiciones de vuelo en las cuales el rendimiento aerodinámico realmente debe ser y es relevante, lo cual básicamente es la velocidad de viaje típica (en distancia) a la altitud de viaje típica. El experto está familiarizado con que existe otra "forma de plantilla" la cual debe ser la forma del ala y las aletas en una condición de no vuelo, es decir sin ningunas fuerzas aerodinámicas actuando en las mismas. Cualquier diferencia entre la forma de plantilla y la forma en vuelo se debe a la deformación elástica del ala y las aletas bajo las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre las mismas. La naturaleza precisa de estas deformaciones elásticas depende de las propiedades mecánicas estáticas de la construcción del ala y las aletas las cuales pueden ser diferentes de un caso a otro. Este también es un concepto familiar para el ingeniero mecánico y es simple calcular y predecir tales deformaciones por ejemplo mediante cálculos de elementos finitos con programas de simulación por ordenador estándar.

Una referencia a la forma de plantilla en esta descripción por lo tanto no tendría mucho sentido porque el rendimiento aerodinámico es la categoría relevante. Además, la estructura mecánica de un ala y una aleta de acuerdo con la invención pueden variar de un caso a otro por lo cual cualquier suposición acerca de cómo se transforma la forma de plantilla en la forma en vuelo sería especulativa.

Además, los términos "horizontal" y "vertical" se refieren a un estado montado del ala en un avión, en donde "vertical" es la dirección de la gravedad y "horizontal" es perpendicular a la misma.

Las inclinaciones de las aletas relativas entre sí, como se explicó anteriormente, han demostrado ser ventajosas en términos de una compensación entre dos aspectos. Por un lado, un ángulo diedro relativo de cero o una cantidad muy pequeña conduce a que una aleta aguas abajo, aquí la segunda aleta, esté sujeta a una corriente de aire no solo influenciada por la aleta aguas arriba (aquí la primera), sino también a un turbulento o incluso difuso flujo de aire tras la aleta aguas arriba, inhibiendo un rendimiento aerodinámico adecuado y pronunciado tal como la producción de una contribución de sustentación y/o empuje, como se analiza a continuación. Por el contrario, una aleta aguas abajo podría producir demasiada resistencia aerodinámica comparado con lo que realmente se pretende, ya sea sustentación, empuje, cancelación de vórtice o lo que sea.

Por otro lado, los ángulos diedros relativos considerables "desacoplan" las aletas entre sí solo en un sentido limitado y la invención pretende usar un efecto sinérgico de las al menos dos aletas en ese sentido moderadamente acoplado. En particular, la invención tiene como objetivo preferentemente condicionar el flujo de aire por la aleta aguas arriba para la aleta aguas abajo. En particular, un aspecto de la invención es usar el flujo de aire inclinado en la región del vórtice de punta del ala en un sentido positivo. Otro pensamiento es producir una "sustentación" aerodinámica en este flujo de aire inclinado que tiene un componente de empuje positivo, es decir un componente dirigido hacia adelante paralelo a la dirección de vuelo del avión. En la presente descripción, debe quedar claro que la "sustentación" se refiere a la función de ala aerodinámica de la aleta. Sin embargo, no es necesariamente importante maximizar o incluso crear una fuerza de sustentación en un sentido dirigido hacia arriba, aquí, sino el componente de empuje hacia adelante es el centro de interés.

A este respecto, los inventores encontraron ventajoso "ampliar'' el flujo de aire inclinado para hacer un mejor uso del mismo. Esto tiene sentido porque un vórtice de punta de ala está bastante concentrado por lo que ángulos considerables de inclinación de la dirección del flujo de aire (con relación a la dirección de vuelo) solo se pueden encontrar muy cerca de la punta de ala. Por lo tanto, la invención proporciona para al menos 2. tres aletas, una aleta aguas arriba siendo destinada para "ampliar" la región de flujo de aire inclinado y una aleta aguas abajo siendo destinada para producir un componente de empuje a partir de la misma, de acuerdo con un aspecto preferido.

La aleta aguas arriba está por lo tanto destinado a "dividir" el vórtice de punta de ala del ala "desplazando" una parte del mismo hacia la punta de la aleta, es decir hacia fuera. Por tanto, se produce una superposición del vórtice de punta inducido por la aleta (vórtice de punta de aleta) y el vórtice del "resto" del ala (siendo dicha ala más profunda en la dirección de vuelo que la aleta).

En este sentido, el anterior intervalo de ángulo diedro relativo es ventajoso.

Preferentemente, las aletas como se representan por su respectiva línea de cuerda (la línea entre el borde delantero y el punto más aguas abajo del perfil aerodinámico) también estarán inclinados de cierta manera con respecto a una rotación alrededor de un eje horizontal perpendicular (en lugar de paralelo) a la dirección de vuelo. El ángulo de rotación se denomina ángulo de incidencia y será positivo en el caso de una rotación en el sentido de las manecillas del reloj de la aleta visto desde el lado izquierdo del avión y viceversa desde su lado derecho. En este sentido, se prefiere un intervalo del ángulo de incidencia para la primera aleta de -15° a -5°, con mayor preferencia en combinación con un intervalo del ángulo de incidencia para la segunda aleta de -10° a 0°. Estos intervalos se refieren a la raíz de las aletas y el intervalo del ángulo de incidencia se define en un sentido variable en dependencia lineal de la posición a lo largo de la longitud de envergadura de la aleta. Se desplazará desde la raíz hasta la punta de la respectiva aleta en 2°, lo cual conduce a un intervalo de -13° a -3° para la primera aleta y de -8° a 2° para la segunda aleta en su respectiva punta. Esto no implica necesariamente que el ángulo de incidencia real de una determinada implementación deba ser "torcido", lo cual significa mostrar un ángulo de incidencia variable en este sentido. Una implementación real también puede estar dentro de los intervalos definidos sin ninguna torsión. Sin embargo, dado que los inventores tienen en cuenta la variación del flujo de aire en dependencia de la distancia desde la raíz de las aletas, es apropiada una dependencia moderada de la definición del intervalo en este sentido (en otras palabras: el centro del intervalo y los bordes del mismo están "torcidos").

El ángulo de incidencia se define como anteriormente entre la respectiva línea de cuerda de la aleta y una línea de cuerda del ala como tal (el ala principal). Se hace referencia a esta última línea de cuerda cerca de esa posición (en dirección horizontal perpendicular a la dirección de vuelo) donde el ala se divide en las aletas, en otras palabras donde las aletas se separan cuando van más hacia fuera. Dado que en la posición de división, también el ala principal ya puede estar un poco deformada (en términos de carenado) para proporcionar una transición suave a las aletas, la línea de cuerda se referirá un poco más hacia dentro, específicamente un 10 % de la longitud de envergadura del ala principal más hacia dentro. Lo mismo se aplica vice versa para la aleta de modo que la línea de la cuerda se refiera un 10 % más hacia fuera de la posición de división.

Los límites inferiores más preferidos del intervalo del ángulo de incidencia para la primera aleta en su raíz son -14°, -13°, -12° y -11°, y en su punta 2° adicional a estos valores, mientras que los límites superiores más preferidos los límites en la raíz de la primera aleta son -6°, -7°, -8°, -9° y, de nuevo, 2° más en la punta. Análogamente, los límites inferiores más preferidos para la segunda aleta en la raíz son -9°, -8°, -7°, -6°, y los límites superiores más preferidos son -1°, -2°, -3°, -4 °, y nuevamente 2° más en la punta, respectivamente.

Nuevamente, los intervalos angulares definidos serán válidos para al menos el 70 %, con mayor preferencia al menos el 75 %, 80 %, 85 % e incluso el 90 %, de la longitud de envergadura de la respectiva aleta. En otras palabras: menores porciones de las aletas que no obedezcan estos criterios no son esenciales.

En cuanto al ángulo de incidencia de la primera aleta, es favorable usar el intervalo definido con el fin de minimizar la resistencia aerodinámica del mismo y no producir demasiado flujo descendente de la corriente de aire aguas abajo de la primera aleta. La primera aleta ensanchará el vórtice y la función de la segunda aleta se basa en la inclinación del flujo de aire debido al ya descrito y ensanchado vórtice. El intervalo dado para la segunda aleta ha demostrado ser ventajoso en términos de una contribución de empuje optimizada. En muchos casos, el ángulo de incidencia real de la primera aleta será más pequeño que el de la segunda aleta como también se puede ver en los intervalos dados, porque la corriente de aire aguas abajo de la primera aleta ya se ha cambiado de esta manera. En muchos casos, el ángulo real de incidencia de la primera aleta y la segunda aleta dentro de los intervalos dados se puede optimizar en un grado mucho más fino para una situación individual por lo tanto maximizando los efectos de la invención. En cualquier caso, los intervalos definidos y, en la mayoría de los casos, un ángulo de incidencia un poco menor de la primera aleta comparada con la segunda aleta son resultados generales de las simulaciones de dinámica de fluidos por ordenador realizadas.

Además, la invención comprende además una tercera aleta aguas abajo a la segunda aleta, y preferentemente, la invención se limita a estas tres aletas (por ala).

Más preferentemente, la tercera aleta obedece a un intervalo de ángulo diedro relativo con relación a la segunda aleta también, específicamente de 37° a 80° con los mismos más preferidos límites inferior y superior que para el ángulo diedro relativo entre la primera y la segunda aleta (pero descrito independientemente del mismo). Esta diferencia de ángulo diedro debe entenderse en que la segunda aleta estando inclinada con relación a la tercera aleta. La definición del ángulo diedro relativo es análoga a lo que se ha explicado anteriormente pero, naturalmente, se refiere a una segunda y una tercera aleta, aquí.

Como ya se explicó con respecto a la relación entre la primera y la segunda aletas y su ángulo diedro relativo, también aquí, en la relación retrospectiva entre la segunda y la tercera aletas, es desfavorable colocar la tercera aleta directamente "detrás" de la segunda aleta aguas arriba, pero es más favorable desacoplarlos en un sentido aerodinámico hasta cierto punto. Por lo tanto, por medio de un ángulo diedro relativo en el intervalo dado, la tercera aleta estará nuevamente en posición de producir un efecto sinérgico aguas abajo de la primera y la segunda aletas, y en particular, como se prefiere en esta invención, para producir un contribución de empuje una vez más.

Preferentemente, la tercera aleta también está sujeta a una limitación del ángulo de incidencia de manera análoga a la explicada anteriormente para la primera y la segunda aleta incluidas las explicaciones relativas a la definición de la línea de cuerda. Aquí, para la tercera aleta, los intervalos serán de -7° a 3° en la raíz y, de nuevo, 2° más en la punta y la interpolación lineal entre ellos del intervalo. Los límites inferiores más preferidos para el intervalo del ángulo de incidencia para la tercera aleta son -6°, -5°, -4°, -3°, y los límites superiores más preferidos son 2°, 1°, 0°, - 1°, en la raíz y 2° más en la punta. Nuevamente, los intervalos para el ángulo diedro relativo y el ángulo de incidencia serán válidos para preferentemente al menos el 70 % de la más corta de la segunda y tercera aleta y para la longitud de envergadura de la tercera aleta, respectivamente. Nuevamente, los límites más preferidos son al menos 75 %, 80 %, 85 %, 90 %.

La función de la elección anterior del ángulo de incidencia de la tercera aleta es similar a la de la segunda aleta, específicamente que la tercera aleta está destinada a producir una contribución de empuje en la corriente de aire ya un poco modificada por las dos aletas aguas arriba junto con una resistencia aerodinámica minimizada del sistema completo.

En otra implementación preferida, un denominado ángulo de barrido hacia atrás de las tres aletas está en un intervalo de -5° a 35°, respectivamente, con respecto al ángulo de barrido hacia atrás del ala principal (un valor positivo significando "hacia atrás"). En otras palabras, las aletas se pueden inclinar hacia atrás en forma de flecha, como suelen estar las alas de los aviones, preferentemente al menos tanto como el ala principal o incluso más fuerte. Allí, el ángulo de barrido hacia atrás no necesita ser el mismo para las tres aletas. Los límites inferiores más preferidos son -4°, -3°, -2°, -1°, mientras que los límites superiores más preferidos son 30°, 25°, 20°, 15°. Como se acaba de señalar, el ángulo de barrido hacia atrás está relacionado con la inclinación del borde delantero de la respectiva aleta comparado con una línea horizontal perpendicular a la dirección del vuelo. Esto se puede definir en una posición horizontal ficticia de una aleta (el ángulo diedro y el ángulo de incidencia son cero y en una condición desenrollada de cualquier flexión). Alternativamente, el ángulo de barrido hacia atrás se puede definir reemplazando la extensión real de la aleta en la dirección horizontal perpendicular a la dirección de vuelo (vista verticalmente) por la longitud de envergadura b de la misma definida en otra parte de esta solicitud.

Si el borde delantero no es lineal, el ángulo de barrido hacia atrás se refiere a una línea promedio con respecto al borde delantero no lineal en el intervalo del 20 % al 80 % de la respectiva envergadura de las aletas. Este intervalo de envergadura limitado tiene en cuenta que el borde delantero podría estar deformado por esquinas redondeadas (como en la modalidad) en el extremo exterior y por transiciones en el llamado carenado en su extremo interior. Dado que el ángulo de barrido hacia atrás es muy sensible a tales efectos, se "cortan" en los bordes el 20 % en lugar del 10 %.

En cuanto a la referencia, se tendrá en cuenta el borde delantero del ala principal, el intervalo del 50 % al 90 % de su envergadura y una línea promedio en este intervalo. Esto se debe a que la posición de envergadura del 0 % se refiere, como de costumbre, con la mitad del cuerpo base y, por lo tanto, no se encuentra en el ala principal en sí, y hay un llamado carenado de vientre en la transición del cuerpo base al ala principal el cual no solo se configura para ser un perfil aerodinámico adecuado sino que es más una transición al perfil aerodinámico. Aún más, una adaptación de un ángulo de barrido hacia atrás de las aletas a la porción exterior de las alas principales es apropiada de todos modos.

Las simulaciones realizadas han demostrado que los resultados pueden optimizarse mediante un ángulo de barrido hacia atrás un poco acentuado de las aletas pero que este ángulo no debe exagerarse. Dado que el ángulo de barrido hacia atrás tiene una conexión con el rango de velocidad habitual de la aeronave, es una referencia pragmática y técnicamente significativa comenzar desde el ángulo de barrido hacia atrás del ala principal.

Las explicaciones anteriores con respecto al ángulo diedro relativo están intencionalmente abiertas con respecto a su "polaridad", en otras palabras si una aleta aguas abajo se inclina hacia arriba o hacia abajo con respecto a una aleta aguas arriba. De hecho, los inventores han encontrado que el rendimiento aerodinámico es bastante insensible a este respecto. Sin embargo, se prefiere que ninguno de las aletas se incline demasiado hacia abajo en vista de la distancia al suelo. Dado que los ángulos diedros relativos son considerables en esta invención, se prefiere por lo tanto que la primera y la tercera aleta se inclinen más hacia abajo que la segunda o viceversa de modo que el ángulo diedro relativo entre la primera y la segunda aleta y ese entre la segunda y la tercera aleta preferentemente tengan polaridades opuestas.

Aunque se ha explicado anteriormente que el ángulo diedro relativo entre la primera y la segunda aleta y también entre la segunda y la tercera aleta es más importante que los valores absolutos de los ángulos diedros respectivos de las aletas, también hay opciones preferidas para este último. Para las aletas más inclinadas hacia arriba (compare arriba), el intervalo de ángulo diedro respectivo es de 0° a -90° (un valor negativo significando inclinación hacia arriba), siendo los límites inferiores más preferidos -85°, -80°, - 75°, -70° y -65°, mientras que los límites superiores más preferidos son -5°, -10°, -15°, -20°, -25° y -30°.

Para las aletas más inclinadas hacia abajo, el intervalo preferido es de -40° a 30°. Los límites inferiores más preferidos son -35°, -30°, -25° y -20°, mientras que los límites superiores más preferidos son 25°, 20° y 15°. Nuevamente, estos intervalos de ángulo serán válidos para al menos el 70 %, preferentemente al menos el 75 %, 80 %, 85 % o incluso el 90 % de la respectiva longitud de envergadura de la aleta.

En aras de la claridad: Las limitaciones del ángulo diedro relativo explicadas anteriormente se aplican en este contexto y son dominantes, por lo tanto. Además, el ángulo diedro absoluto se define de manera similar al ángulo diedro relativo, con la diferencia de que uno de los lados iguales del triángulo isósceles es horizontal en lugar de estar en el borde delantero de una de las aletas.

Ya se ha mencionado que valores absolutos demasiado bajos del ángulo diedro, como por debajo de -90°, y por lo tanto las aletas orientadas un poco hacia dentro pueden ser desventajosas. En primer lugar, es más difícil para proporcionar una transición adecuada y suave (carenado) entre el extremo exterior del ala principal y la aleta. Además, las simulaciones numéricas no han mostrado ninguna ventaja para ángulos diedros tan bajos. Por otro lado, valores muy grandes, es decir, aletas dirigidas fuertemente hacia abajo pueden tener el efecto perjudicial de reducir la distancia al suelo.

En cuanto a la respectiva longitud y la dirección de envergadura de las aletas, se prefieren ciertas proporciones a la longitud de envergadura del ala (principal), específicamente del 2,5 % al 10 % para la primera aleta, del 4 % al 14 % para la segunda aleta y del 3 % al 11 % para la tercera aleta. Los límites inferiores preferidos respectivos para la primera aleta son 2,5 %, 3,0 %, 3,5 %, 4,0 %, 4,5 %, 5,0 %. Los límites superiores preferidos para la primera aleta son 9,5 %, 9,0 %, 8,5 %, 8,0 %, 7,5 %, 7,0 %. Para la segunda aleta, los límites inferiores más preferidos son 5,0 %, 6,0 %, 6,5 %, 7,0 %, 7,5 %, 8,0 %, y los límites superiores más preferidos para la segunda aleta son 13 %, 12 %, 11,5 %, 11,0 %, 10,5 %, 10,0 %. Finalmente, los límites inferiores más preferidos para la tercera aleta son 3,5 %, 4,0 %, 4,5 %, 5,0 %, 5,5 %, 6,0 %, y los límites superiores más preferidos son 10,5 %, 10,0 %, 9,5 %, 9,0 %, 8,5 %, y 8,0 %.

La longitud de envergadura se define en la presente descripción como la distancia desde la raíz de las aletas, específicamente en la separación de la aleta de las aletas vecinas (en el caso de la segunda aleta entre la primera y la tercera aleta, la separación más interior) hasta su extremo exterior en una dirección perpendicular a la dirección de vuelo y bajo el supuesto de un ángulo de incidencia y un ángulo diedro de cero, es decir con la aleta en posición horizontal. En el caso de una forma no lineal de la aleta, como una parte curva como con la primera aleta en la modalidad, la longitud de envergadura se refiere a una forma recta ficticia (una condición "desenrollada") ya que dicha flexión es una alternativa a una inclinación diedra. Más precisamente, se refiere a un plano de proyección perpendicular a la dirección de vuelo y, en el mismo, a la longitud del ala en términos de una línea media entre la línea de limitación superior e inferior de la aleta proyectada. Para el ala principal, se aplica la misma definición pero comenzando en el medio del cuerpo base (en el sentido de una media envergadura). La longitud del ala principal se mide hasta la separación en las aletas; no es la longitud del ala completa, incluidas las aletas.

Con respecto a los intervalos de longitud relativa anteriores para las aletas, estos tamaños han demostrado ser prácticos y efectivos en términos de las dimensiones típicas del vórtice de punta del ala principal el cual es esencial para la función de las aletas. Las aletas demasiado pequeñas (demasiado cortas) no aprovechan todas las oportunidades mientras que las aletas demasiado grandes alcanzan regiones con sus respectivas puntas de aleta donde el vórtice de punta del ala principal ya es demasiado débil para que el flujo de aire inclinado no se pueda aprovechar de la longitud completa de las aletas (en particular la segunda y la tercera) y el efecto de ensanchamiento discutido anteriormente, como un concepto particularmente preferido de la invención, producirán posiblemente más dos campos de vórtice separados que dos superpuestos.

Además, de acuerdo con la invención, la segunda aleta tiene una longitud del 105 % al 180 % de la primera aleta. Igualmente, la longitud de la tercera aleta es del 60 % al 100 % de la segunda aleta. Allí, los límites inferiores más preferidos para el primer intervalo son 110 %, 115 %, 120 %, 125 %, 130 %, 135 % y 140 %, mientras que los límites superiores más preferidos son 175 %, 170 %, 165 % y 160 %. Los límites inferiores más preferidos para el segundo intervalo son 65 %, 70 %, 75 %, mientras que los límites superiores más preferidos son 95 % y 90 %.

En un sentido más general, la segunda aleta es al menos tan larga (envergadura) como la tercera aleta, preferentemente más larga, y la tercera (y por lo tanto también la segunda) aleta es más larga que la primera aleta. Esto se debe básicamente al hecho de que la segunda aleta debe aprovechar al máximo la región de la corriente de aire inclinada y ensanchada por la primera aleta para producir un efecto máximo, y la tercera aleta debe, nuevamente, producir un efecto análogo o similar, pero no podrá hacerlo ya que la energía ya ha sido extraída de la corriente de aire. Por lo tanto, debe tener un tamaño limitado para no producir demasiada resistencia aerodinámica.

Aún más, la relación de aspecto de las aletas está preferentemente en el intervalo de 4 a 9, en donde los límites inferiores preferidos son 4,5 y 5,0 y los límites superiores más preferidos son 8,5, 8,0 y 7,5. Esto se relaciona, de nuevo, con cada aleta individualmente.

Aunque relaciones de aspecto más altas son más eficientes en un sentido aerodinámico, ellas tienen un área más pequeña y por lo tanto, producen fuerzas más pequeñas (y por lo tanto un empuje pequeño). En otras palabras, dentro de la limitación de longitud ya descrita, se prefiere un área considerable de aletas. Por otro lado, una relación de aspecto demasiado baja aumenta la resistencia aerodinámica y disminuye la eficiencia en una cantidad que finalmente reduce el empuje efectivo por medio de una aumentada resistencia. Con todo, las simulaciones CFD mostraron repetidamente valores óptimos alrededor de 5.

La relación de aspecto se define como la doble longitud de envergadura de un ala (es decir la envergadura total del avión en el caso de un ala principal), e igualmente la doble longitud de envergadura de una aleta, dividida entre la longitud de línea de cuerda, específicamente como un valor promedio. Para ser precisos, la definición en esta solicitud de cortar el 10 % exterior de la longitud de envergadura al evaluar la longitud de la línea de cuerda, también es válida aquí para excluir la influencia de una estructura de carenado y/o redondeos de una aleta.

Las implementaciones preferidas de la invención pueden tener ciertas longitudes de cuerda de raíz para las aletas. En el caso preferido de exactamente tres aletas, un intervalo preferente es del 15 % al 35 % de la longitud de cuerda del ala principal próxima a la división, y del 25 % al 45 % para la segunda aleta, y del 15 % al 35 % para la tercera aleta. Los límites inferiores más preferidos para la primera aleta son 17 %, 19 %, 21 %, para la segunda aleta 27 %, 29 %, 31 % y para la tercera aleta 17 %, 19 %, 21 %. Los límites superiores más preferidos para la primera aleta son 33 %, 31 %, 29 %, para la segunda aleta 43 %, 41 %, 39 % y para la tercera aleta 33 %, 31 %, 29 %. La respectiva longitud de cuerda de punta de las aletas está preferentemente en un intervalo del 40 % al 100 % de la respectiva longitud de cuerda raíz, en donde los límites inferiores más preferidos son 45 %, 50 %, 55 %, 60 %, y los límites superiores más preferidos son 95 %, 90 %, 85 %, 80 %. Generalmente, estas longitudes de cuerda tienen en cuenta la longitud total disponible, la ventajosa distribución de tamaños entre las aletas y la relación de aspecto deseada de las mismas.

Aún más, está claro para el experto que se usa algo de carenado (como el llamado carenado de vientre en la transición entre el cuerpo base y el ala principal) en la región de transición entre el extremo del ala principal y las raíces de las aletas. Por lo tanto, también la longitud de cuerda al final del ala principal se refiere a una distancia del 10 % hacia dentro desde la división en las aletas (con relación a la longitud en términos de la media envergadura del ala principal) para estar claramente fuera de esta transición. De la misma manera, la longitud de cuerda de raíz de las aletas se refiere a una posición 10 % hacia fuera de la separación en las aletas para estar bien dentro de la forma de perfil aerodinámico adecuado de las aletas. Lo mismo se aplica a la posición de la línea de cuerda en relación con por ejemplo el ángulo de ataque.

Aún más, en algunas alas y aletas, la esquina frontal exterior está "redondeada" como en la modalidad que se explicará a continuación. Este redondeo se puede realizar mediante una reducción considerable de la longitud de cuerda en la porción más exterior de la aleta pero no se considera parte de la característica mencionada anteriormente de la relativa longitud de cuerda en la punta de la aleta en relación con la raíz de la aleta. Por lo tanto, la longitud de cuerda de la aleta al 10 % de la longitud de la aleta hacia dentro de su punta se refiere, aquí.

Como ya se ha mencionado, la invención se usa preferentemente para dos alas del mismo avión opuestas entre sí. En particular, las respectivas dos alas y las aletas de acuerdo con la invención en ambos lados pueden ser antisimétricos con respecto a un plano central vertical en el cuerpo base del avión. En este sentido, la invención también se refiere al avión completo.

Una categoría preferida de aviones son los denominados aviones de categoría de transporte los cuales tienen un cierto tamaño y están destinados al transporte de un número considerable de personas o incluso mercancías a distancias considerables. Aquí, las ventajas económicas de la invención son más convenientes. Esto se refiere a los aviones subsónicos, pero también a los aviones transónicos donde ocurren localmente condiciones supersónicas, en particular por encima de las alas principales y posiblemente también por encima de las aletas. También se refiere a aviones supersónicos que tienen una velocidad de viaje de larga distancia en la región supersónica.

Además, la invención también se contempla en vista de mejorar partes para mejorar aviones existentes. Por razones económicas, se puede preferir agregar una parte de mejora que incluya al menos tres aletas en un ala convencional (o dos alas opuestas) en lugar de cambiar alas o aletas completas. Esto es particularmente razonable porque la principal ventaja de la invención no puede ser aumentar la fuerza de sustentación de las alas lo cual podría exceder las limitaciones de la estructura mecánica existente. Más bien, la invención apunta preferentemente a una contribución de empuje considerable para mejorar la eficiencia y/o la velocidad. En consecuencia, la invención 2. tal como se define en la reivindicación 13, también se refiere a usar dicha parte mejorada para mejorar un avión o un ala en términos de la invención.

En ambos casos, con respecto al avión completo y con respecto a la mejora de aviones existentes, una primera opción simulada para el avión ha sido el Airbus modelo A320. Allí, una parte exterior de las alas convencionales, una denominada valla, se puede desmontar y sustituir por una estructura de acuerdo con la invención que tiene tres aletas.

La invención se explicará a continuación con más detalles en referencia a modalidades ejemplares más abajo las cuales no pretenden limitar el alcance de las reivindicaciones sino que tienen únicamente fines ilustrativos.

La Figura 1 muestra una vista en planta de un avión de acuerdo con la invención que incluye seis aletas dibujadas esquemáticamente;

La Figura 2 es un diagrama esquemático para explicar la creación de un empuje por una aleta;

La Figura 3a, b son ilustraciones esquemáticas de la distribución de la velocidad del aire en un vórtice de punta; La Figura 4 es una vista en perspectiva esquemática de un ala que no forma parte de la invención reivindicada, pero la cual puede ser útil para comprender aspectos de la misma;

La Figura 5 es una vista frontal esquemática de una punta de ala y dos aletas;

La Figura 6 es un diagrama que muestra dos gráficos de una dependencia del ángulo de inclinación con la distancia relativos a la Figura 5;

La Figura 7 es una vista lateral esquemática para explicar los ángulos gamma de las aletas;

La Figura 8 es una vista frontal de las mismas aletas para explicar los ángulos delta;

La Figura 9 es una vista en planta del ala principal de un Airbus A320;

La Figura 10 es una vista frontal de dicha ala;

La Figura 11 es una vista lateral de dicha ala;

La Figura 12 es otra vista frontal de dos aletas para explicar un ángulo diedro relativo;

La Figura 13 es un dibujo esquemático para explicar la flexión de una primera aleta;

La Figura 14 es una vista lateral de las secciones de un ala principal y tres aletas para explicar los ángulos de inclinación;

La Figura 15 combina una vista frontal y una vista superior para explicar el ángulo de barrido hacia atrás de una aleta;

La Figura 16 es una vista superior de tres aletas en un plano para explicar la forma;

La Figura 17 es una vista frontal del mismo;

La Figura 18 es una vista lateral de las tres aletas de la Figura 17; y

La Figura 19 es una vista superior de tres aletas en la punta del ala principal de dicho avión.

La Figura 1 es una vista en planta de un avión 1 que tiene dos alas principales 2 y 3 y dos estabilizadores horizontales 4 y 5 así como también una cola vertical 6 y un fuselaje o cuerpo base 7. La Figura 1 representará un Airbus modelo a 320 que tiene cuatro motores de propulsión, que no se muestran aquí. Sin embargo, en la Figura 1, las alas principales 2 y 3 tienen cada una tres aletas 8, 9, 10, respectivamente. Dos respectivas aletas que comparten un numeral de referencia son simétricas especulares entre sí en una manera análoga a como ambas alas principales 2 y 3 y el cuerpo base 7 son simétricas especulares con respecto a un plano vertical (perpendicular al plano del dibujo) a través del eje longitudinal. del cuerpo base.

Además, se muestran un eje x opuesto a la dirección de vuelo y por lo tanto idéntico a la dirección principal del flujo de aire y un eje y horizontal perpendicular al mismo. El eje z es perpendicular y se dirige hacia arriba.

La Figura 2 es una vista lateral esquemática de un perfil aerodinámico o perfil (en la Figura 2, un perfil aerodinámico de ala estándar simétrica, en el caso del A320, un perfil aerodinámico asimétrico) de un ala principal 2 y un perfil aerodinámico (por ejemplo NACA 2412, un perfil aerodinámico de ala asimétrica estándar o RAE 5214, un perfil aerodinámico de ala asimétrica para condiciones de vuelo transónicas) de una aleta ilustrativa W la cual es solo para fines explicativos.

Una línea horizontal sólida es el eje x ya mencionado. Una línea de puntos en cadena 13 corresponde a la línea de cuerda del ala principal 2 (que conecta el punto más delantero y el punto final del perfil), siendo el ángulo alfa entre ellos el ángulo de ataque del ala principal.

Además, se muestra una línea inferior 14 del perfil de la aleta W (que representa esquemáticamente una de las aletas 8, 9, 10) y el ángulo entre esta línea inferior 14 y la línea inferior del perfil del ala principal es gamma, el llamado ángulo de incidencia. En cuanto a la ubicación de la definición de las líneas de cuerda a lo largo de la respectiva envergadura del ala y de las aletas, se hace referencia a lo que se ha explicado anteriormente.

Las Figuras 3a y b ilustran un vórtice de punta presente en cualquier punta de ala durante el vuelo. Los campos de flechas a los lados derechos simbolizan el componente de la velocidad del flujo de aire en el plano del dibujo en cuanto a dirección y magnitud (longitud de flecha). La Figura 3a muestra un punto de x = 2,5 m (x = 0 correspondiente al extremo frontal de la punta del ala) y la Figura 3b relativo a una ubicación aguas abajo de x = 3,4 m. Se puede ver que el vórtice de la punta “se desarrolla al aumentar x” y que el vórtice está bastante concentrado alrededor de la punta del ala y desaparece rápidamente al aumentar la distancia de allí. Esta declaración se refiere a casi cualquier dirección cuando se comienza desde la punta del ala sin diferencias cualitativas pero también pequeñas cuantitativas.

Además, las Figuras 3a y b ilustran que el vórtice de la punta de ala agrega principalmente una componente hacia arriba a la velocidad del flujo de aire junto con una componente hacia fuera en la región inferior y una componente hacia dentro en la región superior. Con esto en mente, se puede entender que la Figura 2 muestra una dirección de flujo local que tiene un ángulo beta con la dirección de vuelo x. Esta dirección de flujo local (los componentes perpendiculares al plano del dibujo de la Figura 2 se ignoran) ataca la aleta simbólica W y provoca una sustentación Lⁿ del mismo como se muestra con una flecha. Esta sustentación es perpendicular a la dirección del flujo por definición. Puede verse como una superposición de una componente vertical hacia arriba y una componente de empuje positiva F ^xn,L.

Principalmente lo mismo se aplica para la resistencia aerodinámica Dⁿ de la aleta W. Hay un componente de empuje negativo de la resistencia aerodinámica, específicamente F^xn,D. La contribución de empuje de la aleta W como se mencionó anteriormente en esta descripción es por lo tanto, la diferencia de los mismos, específicamente F^xn = F^xn,^L -F^xn,^D y es positivo aquí. Esto es lo que pretende la invención, específicamente una contribución de empuje efectiva positiva de una aleta.

La Figura 4 muestra el ala principal 2 y dos aletas ilustrativas de la Figura 2, específicamente 8 y 9, y representa un ejemplo que no forma parte de la invención reivindicada, pero el cual puede ser útil para comprender aspectos de la misma. El ala 2 está un poco inclinada con respecto al eje y en un llamado ángulo de barrido hacia atrás y tiene una longitud de línea de cuerda que disminuye con la distancia desde el cuerpo base 7 desde una longitud de línea de cuerda de raíz cr hasta una longitud de línea de cuerda de punta ct. En el extremo exterior del ala 15, se montan las aletas 8 y 9, compare también la Figura 5.

La Figura 5 muestra el ala 2 y las aletas 8 y 9 en una proyección en un plano yz y la longitud b del ala principal 2 (b siendo medida desde el centro del cuerpo base 7 en y = 0 a lo largo de la envergadura del ala principal 2 como se explicó antes) y las respectivas longitudes b1 y b2 de las aletas 8 y 9, respectivamente. Para simplificar, el ala 2 y las aletas 8 y 9 se muestran rectos y horizontales únicamente. Sin embargo, una inclinación con relación al ala 2 alrededor de un eje paralelo al eje x no daría lugar a cambios cualitativos.

La Figura 6 muestra un diagrama que incluye dos gráficos. El eje vertical se refiere a beta (compare la Figura 2), específicamente el ángulo de inclinación de la dirección del flujo de aire local en una proyección en un plano x-z.

La línea horizontal muestra "eta", específicamente la distancia desde el extremo de ala exterior 15 dividida por b, la longitud del ala principal 2.

Un primer gráfico con cruces se refiere a la condición sin aletas 8 y 9 y por lo tanto corresponde cualitativamente a las Figuras 3a y b. El segundo gráfico que muestra círculos se refiere a una distribución de flujo de aire aguas abajo de la primera aleta 8 y, por lo tanto aguas arriba de la segunda aleta 9 (el primer gráfico relativo a la misma posición x). Los gráficos son el resultado de una simulación por ordenador de la distribución del flujo de aire (como las Figuras 3a y b).

Se puede ver fácilmente que el primer gráfico muestra un máximo 16 cerca del extremo de ala exterior 15 mientras que el segundo gráfico tiene un máximo 17 allí, un mínimo intermedio alrededor de eta = 1,025 y un máximo mayor 18 alrededor de eta = 1,055, y disminuye hacia fuera de los mismos. Además, el segundo gráfico cae a un valor de más del 50 % de su máximo más pequeño (izquierda) y más del 40 % de su máximo más grande (derecha), mientras que cae a un valor de aún más del 25 % de su máximo más grande en aproximadamente eta = 1,1, por ejemplo a una distancia de aproximadamente el 10 % de b desde el extremo de ala exterior 15. Esta distribución de ángulo es una buena base para la función ya descrita de la aleta 9, compare la Figura 2.

Se han realizado simulaciones sobre la base del avión tipo Airbus A320. Se explicarán a continuación. Hasta ahora, los inventores logran una reducción de alrededor del 2 % de la resistencia aerodinámica total del avión con tres aletas, como se muestra en la Figura 1 por medio de la contribución al empuje de las aletas y un pequeño aumento de la fuerza de sustentación total. El aumento de sustentación permite que el avión vuele con una inclinación un poco más baja (compare alfa en la Figura 2), lo cual conduce a una mayor reducción de la resistencia aerodinámica total. Estas simulaciones han sido realizadas por el programa de ordenador CFD (dinámica de fluidos computacional) de ANSYS.

Como estudio básico general, simulaciones por ordenador para la optimización de la contribución de empuje de un conjunto de dos aletas (primera y segunda aleta) con un perfil aerodinámico de ala principal NACA 0012 estándar y un perfil aerodinámico de aleta NACA 2412 y sin ninguna inclinación de la aleta con relación al ala principal (por lo tanto con una configuración a lo largo de las Figuras 4 y 5) han demostrado que una relación de aspecto 5 es una buena opción. Aunque relaciones de aspecto más altas son más eficientes en un sentido aerodinámico, ellas tienen un área más pequeña y por lo tanto, producen fuerzas más pequeñas (y por lo tanto un empuje pequeño). En otras palabras, dentro de la limitación de una longitud b2 (envergadura) de 1,5 m (para el A320), se prefiere un área considerable de aletas. Por otro lado, una relación de aspecto demasiado baja aumenta la resistencia aerodinámica y disminuye la eficiencia en una cantidad que finalmente reduce el empuje efectivo por medio de una aumentada resistencia. Con todo, las simulaciones CFD mostraron repetidamente valores óptimos alrededor de 5.

Sobre esta base, se ha elegido que la longitud b1 de la primera aleta 8 aguas arriba para el A320 sea 2/3, específicamente 1 m para permitir que la segunda aleta 9 aguas abajo aproveche la parte principal de la región de vórtice ensanchada, compare de nuevo la configuración de las Figuras 4 y 5 y los resultados en la Figura 6.

La longitud media de cuerda resulta de la longitud de los dedos y de la relación de aspecto fija. Como es habitual en las alas de los aviones, hay una disminución de la longitud de línea de cuerda en una dirección hacia fuera. Para la primera aleta aguas arriba 8, la longitud de línea de cuerda en la raíz es de 400 mm y en la parte superior es de 300 mm, mientras que para la segunda aleta aguas abajo 9 la longitud de la cuerda de la raíz es de 600 mm y la longitud de cuerda de punta 400 mm. Estos valores se han elegido de forma intuitiva y arbitraria.

Para las aletas, en lugar del mencionado anteriormente (fácilmente disponible) NACA 2412 de las simulaciones preliminares, se ha elegido un perfil aerodinámico transónico RAE 5214 el cual es un perfil aerodinámico transónico estándar y se adaptado bien a las condiciones aerodinámicas del A320 a su velocidad de viaje típica y altitud, compare a continuación. El Airbus A320 es un modelo de avión bien documentado y económicamente importante para la presente invención.

Los parámetros más influyentes son los ángulos de incidencia gamma y el ángulo diedro delta (específicamente la inclinación con respecto a una rotación alrededor de un eje paralelo a la dirección de viaje). En un primer estudio de mapeo aproximado, las etapas de mapeo fueron de 3° a 5° para gamma y 10° para delta. En este mapeo aproximado, se han incluido en las simulaciones una primera y una segunda pero no una tercera aleta para tener una base para un estudio de la tercera aleta.

La Figura 7 ilustra el ángulo gamma, a saber, específicamente gamma 1 de la aleta 8, la primera aleta, y gamma 2 de la aleta 9, la segunda aleta, ambos mostrados como perfiles aerodinámicos (compare la Figura 2) y con sus líneas de cuerda en relación con el perfil aerodinámico del ala principal y su línea de cuerda. La Figura 8 ilustra el ángulo delta en una perspectiva como en la Figura 5, pero no en un sentido cuantitativo (o a escala). De nuevo, delta 1 se refiere a la primera aleta 8 y delta 2 a la segunda aleta 9. Las estructuras en la parte izquierda de la Figura 8 son estructuras transitorias como las usadas para las simulaciones CFD. Estas estructuras no se corresponden al ala principal real del A320 en la cual las aletas, las estructuras delgadas en el centro y la derecha, se deben montar pero ellas definen un modelo pragmático para permitir la simulación.

La Figura 9 muestra una vista en planta de un ala principal del A320, la punta del ala se orienta hacia abajo y el cuerpo base no se muestra pero estaría encima. La Figura 9 muestra un ala principal 20 del A320 la cual en realidad tiene una llamada estructura de valla, específicamente una placa vertical, en el extremo del ala la cual se ha omitido aquí, porque se va a sustituir por las aletas de acuerdo con la invención.

La Figura 10 muestra el ala principal 20 de la Figura 9 en una vista frontal, y la Figura 11 muestra el ala principal 20 en una vista lateral (perspectiva perpendicular a la dirección de viaje - X). La geometría en V un poco inclinada de las alas principales del A320 se puede ver en las Figuras 10 y 11.

Aprovechando esta oportunidad, la Figura 12 explica la definición del ángulo diedro relativo a lo largo del lenguaje de reivindicación. En la perspectiva contra la dirección de vuelo, la primera y la segunda aleta se muestran junto con dos radios r1 y r2 de diferente tamaño. El punto de encuentro de una línea vertical y la horizontal es la raíz R (en el punto de división horizontal y el punto de encuentro de los bordes delanteros verticalmente) y se muestra un vértice de un triángulo isósceles, los otros dos vértices del cual están en los bordes delanteros de las dos aletas y denominados como V1 y V2. El ángulo entre la línea R-V1 y la línea R-V2 es el ángulo diedro relativo si se toma como un promedio de todos los radios ri posibles dentro de la más corta de las dos aletas, específicamente la primera.

La diferencia visible entre la línea R-V1 desde el borde delantero de la primera aleta se conecta con la flexión de la primera aleta que se explicará a continuación. La Figura 13 ilustra la flexión mencionada anteriormente de la primera aleta la cual es por así decirlo una distribución de una parte del ángulo diedro a lo largo de una cierta porción de la longitud de envergadura. En realidad, en la Figura 13, se muestra esquemáticamente un borde delantero L que parte de una raíz R y se dobla a lo largo de una forma de arco circular B que se extiende sobre un tercio (330 mm) de su longitud con un radio de 750 mm y un ángulo de arco de -15°. Ya al comienzo de R, el borde delantero de la primera aleta tiene un ángulo diedro de por ejemplo, -20°. Esto significa que hacia fuera de la flexión, el ángulo diedro para el segundo y el tercero de la longitud de la primera aleta es en realidad por ejemplo 35°. En un promedio a lo largo de toda la longitud de envergadura de la primera aleta desde R hasta su extremo exterior, resulta un ángulo diedro promedio de aproximadamente por ejemplo -30°, -15° de los cuales se han “distribuido” a lo largo del arco como se describió.

La razón es que en esta modalidad particular, un borde delantero recto de la primera aleta con un ángulo diedro de -30° ha hecho que sea un poco difícil proporcionar una transición suave de un borde delantero a ese del extremo del ala principal (en la llamada región de carenado) mientras que con un ángulo diedro de -20°, la transición suave no ha causado ningunos problemas. Por tanto, para permitir un valor promedio de -30°, se ha elegido la solución de la Figura 20. Para valores más negativos, tales como tan bajos como un ángulo diedro de -80°, esta distribución del ángulo diedro puede ser aún más ventajosa.

En general, está dentro de las enseñanzas de esta invención usar formas de aletas que no sean rectas a lo largo de la dirección de envergadura tal como se muestra en la Figura 13. Ellas incluso podrían tener forma de arco a lo largo de la longitud completa como se señaló anteriormente. Lo que es relevante en opinión de los inventores, es el ángulo diedro relativo en un sentido promedio. Si por ejemplo, una primera y una segunda aleta tuvieran ambas forma de arco de una manera similar de modo que la construcción del triángulo isósceles explicada anteriormente con un vértice fijo en la raíz se inclinaría cada vez más con el aumento de la longitud de los lados iguales del mismo debido a la curvatura de los bordes delanteros de la aleta, el ángulo diedro relativo de acuerdo con esta construcción podría incluso permanecer casi constante a lo largo de los bordes delanteros. Aun así, en una cierta porción a lo largo de la longitud de envergadura de por ejemplo la segunda aleta, la porción próxima a lo largo de la longitud de envergadura de la primera aleta estaría posicionada con relación a la segunda aleta de una manera que se describe bien por el ángulo diedro relativo (recuerde la forma un poco rotacionalmente simétrica del vórtice en el extremo del ala) y se describe bien por la construcción del triángulo.

En cuanto a los ángulos de incidencia, se hace referencia a la Figura 14 que muestra una vista lateral y secciones a través de las tres aletas 8, 9, 10 y el ala principal 2. Los planos de sección son diferentes, naturalmente, específicamente un 10 % hacia fuera de la longitud de envergadura de las aletas desde las posiciones de división respectivas, y un 10 % hacia dentro en el caso del ala principal 2, como se explicó anteriormente, para proporcionar líneas de cuerda sin perturbaciones. Las líneas de cuerda y los respectivos ángulos gamma 1, 2, 3 se muestran en la Figura 14. Los ángulos son gamma 1 = -10° para la primera aleta, gamma 2 = -5° para la segunda aleta y gamma 3 = -3° para la tercera aleta, todos siendo definidos con relación a la línea de cuerda del ala principal en la posición exterior descrito. y en la forma en vuelo de las aletas y del ala principal (todos los parámetros explicados para esta modalidad relativos a la forma en vuelo).

La Figura 14 también muestra los respectivos puntos de rotación en la línea de cuerda del ala principal 2 así como también en la línea de cuerda de la respectiva aleta 8, 9, 10. En términos de la respectiva longitud de línea de cuerda de las aletas, los puntos de rotación están aproximadamente en un tercio de la misma. En términos de la longitud de línea de cuerda del ala principal 2, el punto de rotación de la primera aleta está al 16,7 % (siendo el 0 % el punto más frontal de la línea de cuerda), el punto de rotación de la segunda aleta está al 54,8 % y el punto de rotación de la tercera aleta está al 88,1 %.

La Figura 15 ilustra el ángulo de barrido hacia atrás épsilon de una aleta representativa 9, específicamente el ángulo entre el borde delantero del mismo y una dirección (y en la Figura 15) que es horizontal y perpendicular a la dirección de vuelo. En la presente descripción, la aleta 9 se piensa que es horizontal (delta y gamma son cero de una manera ficticia). Alternativamente, se podría usar la longitud de envergadura de la aleta 9 en lugar de su extensión real en la dirección y cuando se proyecta sobre un plano horizontal. Tenga en cuenta que también la forma de arco de la aleta 8 como se explica a lo largo de la Figura 15 se consideraría desenrollada. En otras palabras, la longitud de envergadura incluye la longitud del arco. En la presente modalidad, el ángulo de barrido hacia atrás del ala principal 2 es de 27,5° y este valor también se ha elegido para todas las aletas.

La Figura 16 es una vista superior ficticia de las tres aletas 8, 9, 10, para explicar su forma. Es ficticio porque los ángulos diedros y los ángulos de incidencia son cero en la Figura 16 y la forma de arco de la primera aleta 8 está desenrollada. La Figura 16, por lo tanto, muestra la respectiva longitud de envergadura b1, 2, 3. Muestra además las longitudes de líneas de cuerda cr1, 2, 3, al 10 % de la longitud de envergadura hacia fuera de los puntos de división (estos se encuentran en la parte inferior de la Figura 16) así como también las longitudes de líneas de cuerda de punta ct1, 2, 3, en el 10 % hacia dentro de las puntas de las aletas.

Los valores reales son (en el orden primera, segunda, tercera aleta): una longitud de cuerda de raíz cr de 0,4 m, 0,6 m, 0,4 m; una longitud de cuerda de punta ct de 0,3 m, 0,4 m, 0,25 m; una longitud de envergadura b de 1 m, 1,5 m, 1,2 m. Esto corresponde a una longitud de cuerda de raíz cr de aproximadamente el 25 % de la longitud de cuerda del ala principal en su extremo (tal como se define), aproximadamente el 37 % y aproximadamente el 25 %; una longitud de cuerda de punta con relación a la longitud de cuerda de raíz de 75 %, 67 % y 63 %; y una longitud de envergadura con relación a la longitud de envergadura del ala principal (16,4 m) de 6,1 %, 9,2 %, 7,3 %, respectivamente.

Tenga en cuenta que el ángulo de barrido hacia atrás como se muestra en la Figura 16 no es el resultado de una operación giratoria. Esto se puede ver en que las longitudes de línea de cuerda cr y ct permanecen sin cambios y permanecen en el plano xz, en otras palabras horizontales en la Figura 16. Esto es necesario para no perturbar el perfil aerodinámico mediante la introducción del ángulo de barrido hacia atrás.

Aún más, la Figura 16 muestra un redondeo de la respectiva esquina delantera exterior de la forma de las aletas. Este redondeo se refiere a la región entre el 90 % y el 100 % de la longitud de envergadura en donde la longitud de línea de cuerda se reduce continuamente del 90 % al 100 % de la longitud de envergadura en un 50 % de la longitud de línea de cuerda de manera que en la vista superior de la Figura 23 se genera una forma del arco. Es una práctica común usar redondeos en las esquinas delanteras exteriores de las alas para evitar turbulencias en formas de esquinas puntiagudas. Mediante la reducción recién explicada de la longitud de línea de cuerda en el 10 % exterior de la longitud de envergadura, se puede conservar la naturaleza cualitativa del perfil aerodinámico.

El perfil aerodinámico usado aquí se adapta a las condiciones transónicas en el ala principal del A320 a su velocidad de viaje y altitud de viaje típicas y se nombra RAE 5214. Como se acaba de explicar este perfil aerodinámico sigue siendo válido en el 10 % exterior de la longitud de envergadura de las aletas.

Aún más, este borde trasero (opuesto al borde delantero) de las aletas puede hacerse romo por motivos de fabricación y estabilidad cortándolo al 98 % de la respectiva longitud de línea de cuerda para todas las aletas.

La transformación de las formas que se muestran en la Figura 16 a la geometría 3D real es la siguiente: primero, se introduce el ángulo de barrido hacia atrás el cual ya se muestra en la Figura 16. Segundo, se introduce la flexión de la primera aleta a lo largo de por ejemplo, el tercio interior de su longitud de envergadura, si la hay. Entonces, las aletas se inclinan por una rotación por el ángulo de incidencia gamma. A continuación, se ajustan los ángulos diedros, específicamente inclinando la primera aleta por ejemplo 50° hacia arriba (menos un ángulo teniendo en cuenta la flexión, si la hay), la segunda aleta 10° hacia abajo y la tercera aleta 30° hacia arriba.

Tenga en cuenta que el procedimiento de transformación anterior no se refiere a la forma de la plantilla ni a la geometría como se fabricó la cual es ligeramente diferente y depende de las propiedades elásticas del ala principal y las aletas. Estas propiedades elásticas están sujetas a la estructura mecánica del ala y las aletas lo cual no es parte de la presente invención y pueden ser muy diferentes de un caso a otro. Sin embargo, es una práctica común para el ingeniero mecánico predecir las deformaciones mecánicas bajo cargas aerodinámicas por ejemplo mediante cálculos de elementos finitos. Un ejemplo de un programa de ordenador práctico es NASTRAN.

Por lo tanto, en dependencia de la implementación real, la forma de la plantilla puede variar aunque la forma en vuelo puede que no cambie. Es, naturalmente, la forma en vuelo la que es responsable del rendimiento aerodinámico y las ventajas económicas de la invención.

A modo de ilustración, las Figuras 17 a 19 muestran la forma 3D de las tres aletas, específicamente una vista frontal del extremo del ala principal y las aletas en la Figura 17 (dirección x), una vista lateral (en dirección y) en la Figura 18, y finalmente una vista superior (contra la dirección z) en la Figura 19.

Sobre la base anterior, se han realizado más simulaciones CFD con tres aletas y para un A320. Se ha elegido una velocidad de viaje típica de 0,78 mach y una altitud de viaje típica de 35.000 pies, lo cual significa una densidad del aire de 0,380 kg/m3 (comparación: 1,125 kg/m3 en tierra), una presión estática de 23,842 Pa, una temperatura estática de 218,8 K y una velocidad real del aire (TAS) de 450 kts lo cual es 231,5 m/s. La velocidad elegida aquí es motivo para un modelo de simulación comprimible por el contrario de los modelos de simulación incomprimibles más simples apropiados para velocidades más bajas y por lo tanto en particular para aviones de pasajeros más pequeños. Esto significa que la presión y la temperatura son variables en el flujo de aire y que aparecen áreas locales con velocidades del aire superiores a 1 Mach lo cual se llama un flujo transónico. El peso total de la aeronave es aproximadamente 70 toneladas. Un ángulo de ataque típico alfa es de 1,7° para el extremo del ala principal en forma de vuelo. Este valor se ilustra en la Figura 2 y se refiere al ángulo entre la línea de cuerda del ala principal en su extremo de la punta con la dirección de vuelo real. Se ha determinado mediante la variación de este ángulo y el cálculo de la fuerza de sustentación total resultante de las dos alas principales. Cuando igualan a los 70 requeridos, el valor mencionado es aproximadamente correcto.

Además, se disponía de datos relativos a la resistencia aerodinámica del avión completo para diferentes inclinaciones del mismo, de modo que el impacto de una mejora de la sustentación total (por una contribución de sustentación de las aletas así como también por un aumento de la sustentación del ala principal debido a una limitación de las pérdidas inducidas por vórtices) sobre la resistencia aerodinámica total debido a una variación de la inclinación del avión se podía evaluar.

La Tabla I lista esas diferentes simulaciones CFD, representadas por los símbolos V0281, V0419 etcétera. (primera columna). Los valores ya mencionados de una longitud de cuerda de raíz y una longitud de cuerda de punta de las aletas son fijos, así como también un respectivo ángulo de barrido hacia atrás épsilon de 27,5°. La masa total del avión es de 70 t.

Como base para las variaciones, la primera línea representa V0281 con valores gamma de -10° para la primera aleta, -5° para la segunda aleta y -3° para la tercera aleta. Los ángulos diedros son mucho más diferentes entre sí, específicamente -60° para la primera aleta, 20° para la segunda aleta y -20° para la tercera aleta. Por lo tanto, el ángulo diedro relativo entre la primera y la segunda aleta es 80° y entre la segunda y la tercera aleta es 40°. Con estos parámetros, se han calculado los valores de rendimiento dados en la parte derecha de la tabla I.

En particular, la tabla lista, a la derecha de los parámetros de la aleta, los resultados de la simulación, específicamente la fuerza dirigida a X de una sección exterior del ala principal (resistencia aerodinámica) en Newton (N) como todas las demás fuerzas. La siguiente fuerza dirigida a Z es la respectiva sustentación de esta sección exterior. La sección exterior se define a partir de una línea límite aproximadamente 4,3 m hacia el interior de la punta del ala principal y se usa en estas simulaciones porque esta sección exterior muestra una clara influencia de las aletas mientras que la sección interior y el cuerpo base del avión no.

Las siguientes seis columnas muestran la resistencia aerodinámica y la sustentación (fuerza dirigida a X y dirigida a Z) de las tres aletas (punta de ala 1, 2, 3), desde la más aguas arriba hasta la más aguas abajo. A continuación, se muestra la relación sustentación/resistencia aerodinámica del ala que incluye la sección exterior e interior así como también las aletas y, aún más, la contribución de empuje (delta de resistencia aerodinámica) de las tres aletas juntas, la respectiva mejora relativa, específicamente con relación al avión A320 completo sin la invención pero que incluye la llamada valla, una parte más exterior ya explicada del ala principal convencional del A320. Finalmente, se muestra la mejora relativa bajo la consideración adicional de una contribución de sustentación de las aletas. Aquí, dado que el peso y por lo tanto la sustentación necesaria del avión completo son fijos, la inclinación del avión se puede adaptar debido a la contribución de sustentación para que se pueda lograr una mayor reducción de la resistencia aerodinámica lo cual aumenta un poco la mejora relativa en comparación con la segunda columna desde la derecha de la tabla.

Linealmente, la tabla I comprende varias modificaciones de la primera simulación básica V0281. Los ángulos gamma y delta de las tres aletas se han variado paso a paso comenzando con una reducción de gamma de la primera aleta aguas arriba de -2° y un aumento de 2°, una disminución de delta de la primera aleta de -10° y luego un aumento de 10° y luego lo mismo para la segunda y la tercera aleta.

Se puede ver que básicamente todas las simulaciones conducen a mejoras relativas tanto incluyendo y excluyendo la contribución de sustentación, entre aproximadamente 1,3 % mínimo y hasta casi 2 % máximo (contribución de sustentación incluida), en comparación a el mismo avión solo con valla. Esto se aplica en mayor o menor medida en dependencia de la elección individual de gamma y delta.

La comparación de V0281 con V0419 y V0420 muestra una variación de gamma de la primera aleta de /- 2° lo que lleva a una disminución considerable de la mejora a 1,51 % y una pequeña mejora adicional a 1,85 % (para un gamma de -8°). Esto confirma que una optimización de gamma es efectiva para lograr los máximos resultados. En la presente modalidad, variaciones de gamma de la segunda y tercera aleta no conducen a mejoras adicionales, sin embargo (comparar V0423, V0424, V0427, y V0428). La optimización individual de gamma, sin embargo, es en dependencia de la forma aerodinámica individual del ala principal y no se puede generalizar. Dentro de los límites definidos en las reivindicaciones, sin embargo, no es una tarea demasiado difícil e incluso los valores gamma no optimizados proporcionan mejoras considerables, como puede verse en la tabla I.

V0421 y V0422 se refieren a una variación de delta de la primera aleta, una disminución de la misma conduce a un deterioro moderado de la mejora, y un aumento (a -50°) a una mejora adicional moderada. Esto indica, que para ángulos diedros relativos muy grandes de por ejemplo 90° entre la primera y la segunda aleta para V0421, se puede esperar una mejora menor. Por otro lado, ángulos diedros relativos todavía bastante considerables de 80° (V0281) o 70° (V0422) conducen a mejores resultados.

Análogamente, una reducción del ángulo diedro relativo entre la primera y la segunda aleta mediante una reducción del ángulo diedro absoluto de la segunda aleta con V0425 da un resultado notablemente bueno de 1,94 % y, por el contrario, un aumento adicional del mismo conduce a una reducción considerable de la mejora al 1,43 %. Además, una reducción del ángulo diedro absoluto delta de la tercera aleta en comparación con V0281 paso a paso de 10, 20 y 30° en V0429 - V0431 conduce a cierto deterioro del 1,78 % al 1,76 %, 1,67 % y 1,68 %, pero aún permanece dentro de valores comparativamente buenos. En particular, aquí, el ángulo diedro relativo entre la segunda y la tercera aleta es menor de 80° en cada caso.

Con V0435, se muestra un ejemplo con un ángulo diedro relativo de 60° entre la primera y la segunda aleta y de 50° entre la segunda y la tercera aleta, el cual de nuevo es comparativamente muy bueno (1,95 %).

Otro ejemplo es V0446 el cual se puede comparar con V0420 (tercera línea) con respecto a una variación de delta de la primera aleta y muestra una mejora adicional en comparación con un ya buen ejemplo (del 1,85 % al 1,95 %). También se puede comparar con V0422 (quinta línea) con respecto a una variación de gamma y de esta manera muestra que, a partir de allí, una optimización similar se debe a una variación de gamma.

La siguiente etapa a V0447 aumenta delta de la segunda aleta y por lo tanto aumenta el ángulo diedro relativo a ambas, tanto a la primera como a la tercera aleta lo cual conduce a una pérdida moderada de la mejora lograda (del 1,95 % al 1,86 %). Esto se puede compensar con un aumento considerable del ángulo diedro absoluto de la tercera aleta como se muestra en V0448.

En general, los ángulos diedros relativos pueden ser comparativamente grandes y seguir logrando muy buenos resultados pero no deben estar fuera de la región reivindicada para evitar pérdidas innecesarias de mejora. Además, en comparación con una solicitud anterior y no publicada previamente del mismo solicitante que se concentra en ángulos diedros relativos entre 5° y 35°, las mejoras conseguidas por la presente invención son menores pero todavía considerables.

En esta comparación, se debe agregar que los datos en la tabla I se podrían optimizar aún más con algunas etapas que aún no se incluyen en V0281 y las otras simulaciones listadas. Esto incluye una optimización del ángulo de barrido hacia atrás de cada aleta en un ancho de etapa fino, una optimización de las estructuras de carenado posiblemente junto con la flexión explicada anteriormente de la parte interior de la primera aleta o también otras aletas, y algunas optimizaciones en el las puntas de aleta (aquí no se han considerado los redondeos en las esquinas delanteras exteriores para evitar turbulencias) y los bordes romos de las aletas tampoco se han considerado todavía.

Una consideración de la torsión de la forma de vuelo del ala principal movería los valores gamma de las aletas aproximadamente 1°, como se puede estimar en base a otras simulaciones relativas a estructuras de las aletas no reivindicadas aquí. Esto se ha observado al definir los intervalos en las reivindicaciones.

Por lo tanto, los valores en la tabla I podrían mejorarse un poco mediante etapas de optimización adicionales. Sin embargo, ya en esta temprana etapa, mejoras considerables en particular de la relación sustentación/resistencia aerodinámica en la última columna se han logrado entre aproximadamente 1,3 % y casi 2 % (última columna), específicamente 1,96 % para V0448.

Claims (13)

REIVINDICACIONES

1. Un ala (2,3) para un avión (1), dicha ala (2,3) que comprende:

un extremo de ala exterior (15) en un lado opuesto a dicha ala (2,3) con respecto a un lado interno del ala (2,3) para montar en el avión (1),

al menos tres aletas (8-10) en dicho extremo de ala exterior (15) conectadas a dicha ala (2,3),

una primera aguas arriba (8) de dichas aletas precediendo a una segunda (9) más aguas abajo de dichas aletas, y dicha segunda aleta (9) precediendo a una tercera (10) aún más aguas abajo de dichas aletas en una dirección de vuelo de dicha ala (2,3),

dicha primera aleta (8) y dicha segunda aleta (9) estando mutuamente inclinadas, vistas contra la dirección de vuelo, en un ángulo diedro relativo (81,2) en un intervalo de 37° a 80°,

en donde dicho ángulo diedro relativo (81,2) se define como el ángulo de abertura en la raíz de dichas aletas de un triángulo isósceles que tiene un vértice en la raíz,

específicamente en un punto de división de ambas aletas en dirección horizontal y en el medio de las posiciones de los bordes delanteros de dichas aletas (8-10) en dirección vertical, un vértice en el borde delantero de dicha primera aleta (8) y un vértice en el borde delantero de dicha segunda aleta (9), visto en una proyección contra dicha dirección de vuelo, teniendo dicho triángulo una longitud variable de los dos lados iguales del triángulo, siendo dicho intervalo de ángulo diedro relativo válido para al menos el 70 % de la longitud del lado igual a lo largo de uno más corto de dicha primera aleta (8) y dicha segunda aleta (9),

y en donde dicha segunda aleta (9) tiene una longitud de envergadura (b2) de entre el 105 % y el 180 % de una longitud de envergadura (b1) de dicha primera aleta (8) y dicha tercera aleta (10) tiene una longitud de envergadura (b3) de entre el 60 % y el 100 % de la longitud de envergadura (b2) de dicha segunda aleta (9).

2. El ala de acuerdo con la reivindicación 1, en donde dicha tercera aleta (10) y dicha segunda aleta (9) están mutuamente inclinadas, vistas contra dicha dirección de vuelo, en un ángulo diedro relativo (82,3) en un intervalo de 37° a 80°,

en donde dicho ángulo diedro relativo (82,3) se define como el ángulo de abertura en la raíz de dichas aletas de un triángulo isósceles que tiene un vértice en la raíz, específicamente en un punto de división de ambas aletas en dirección horizontal y en el medio de las posiciones de bordes delanteros de dichas aletas en dirección vertical, un vértice en dicho borde delantero de dicha segunda aleta (9) y un vértice en un borde delantero de dicha tercera aleta (10), visto en una proyección contra dicha dirección de vuelo, dicho triángulo que tiene una longitud variable de los dos lados iguales del triángulo

y siendo dicho intervalo de ángulo diedro relativo válido para al menos el 70 % de dicha longitud de lado igual a lo largo de uno más corto de dicha segunda aleta (9) y dicha tercera aleta (10).

3. El ala de acuerdo con la reivindicación 1 o 2, en donde dichas primera, segunda y tercera aletas (8-10) se inclinan con relación a su respectiva línea de cuerda de aleta con relación a una línea de cuerda de ala principal de dicha ala (2,3), en una posición 10 % de la longitud del ala principal de dicha ala (2,3) hacia dentro de una división en dichas aletas (8-10) de dicha ala (2,3), alrededor de un eje horizontal el cual es perpendicular a dicha dirección de vuelo en un ángulo de incidencia (y1) en un intervalo de -15° a -5° para dicha primera aleta (8) y (y2) en un intervalo de -10° a 0° para dicha segunda aleta (9) y (y3) en un intervalo de -7° a 3° para dicha tercera aleta (10) en su respectiva raíz, específicamente en una posición del 10 % de la longitud de la respectiva aleta hacia fuera de una división en dichas aletas de dicha ala, y

en un intervalo de -13° a -3° para dicha primera aleta (8) y

en un intervalo de -8° a 2° para dicha segunda aleta (9)

en un intervalo de -5° a 5° para dicha tercera aleta (10)

en su respectiva punta,

el ángulo del intervalo de incidencia se interpola linealmente entre la respectiva raíz y punta de la aleta, en donde un ángulo de incidencia positivo significa una rotación en el sentido de las manecillas del reloj de la aleta visto desde el lado izquierdo de dicho avión.

4. El ala (2,3) de una de las reivindicaciones anteriores, en donde un ángulo de barrido hacia atrás (e) de todas las aletas (8-10), respectivamente, está en un intervalo de -5° a 35° en comparación con un ángulo de barrido hacia atrás de un borde delantero de dicha ala (2,3), específicamente en referencia a una línea promedio con respecto al borde delantero de cada aleta (8-10) en el rango del 20 % al 80 % de la respectiva envergadura de la aleta.

5. El ala de una de las reivindicaciones anteriores, en donde dicha primera aleta (8) está inclinada hacia arriba con relación a dicha segunda aleta (9) y dicha segunda aleta (9) está inclinada hacia abajo con respecto a dicha tercera aleta (10).

6. El ala de una de las reivindicaciones 1 a 4, en donde dicha primera aleta (8) está inclinada hacia abajo con relación a dicha segunda aleta (9) y dicha segunda aleta (9) está inclinada hacia arriba con relación a dicha tercera aleta (10).

7. El ala de una de las reivindicaciones anteriores en donde la inclinación de una aleta inclinada hacia arriba con relación a una línea horizontal y vista contra dicha dirección de vuelo por un ángulo diedro (81) está en un intervalo de 0° a -90°, un valor negativo del ángulo diedro significando una inclinación hacia arriba, y el respectivo ángulo diedro (82) de una aleta más inclinada hacia abajo está en un intervalo de -40° a 30° en donde dicho ángulo diedro se define como el ángulo de apertura en la raíz de dicha aleta de un triángulo isósceles que tiene un vértice (R) en la raíz, específicamente en el punto de división más interior de dichas aletas (8-l0) en dirección horizontal y en la posición del borde delantero de dicha respectiva aleta en dirección vertical, un vértice (V1,V2) en el borde delantero de la respectiva aleta y un vértice en una línea horizontal que incluye dicho vértice (R) en dicha raíz, visto en una proyección contra dicha dirección de vuelo, teniendo dicho triángulo una longitud variable de los dos lados iguales del triángulo,

y siendo dichos intervalos de ángulo diedro válidos para al menos el 70 % de la longitud de lado igual a lo largo de la respectiva aleta.

8. El ala (2,3) de una de las reivindicaciones anteriores, en donde dicha primera aleta (8) tiene una longitud de envergadura (b1) en un intervalo del 2,5 % al 10 % de una longitud de envergadura de ala principal de dicha ala (2,3), dicha segunda aleta (9) tiene una longitud de envergadura (b2) en un intervalo del 4 % al 14 % de dicha longitud de envergadura de ala principal de dicha ala (2,3), y dicha tercera aleta (10) tiene una longitud de envergadura (b3) en un intervalo del 3 % al 11 % de longitud de envergadura de ala principal de dicha ala (2,3).

9. El ala (2,3) de una de las reivindicaciones anteriores, en donde dichas primera, segunda y tercera aletas (8-10) tienen respectivas relaciones de aspecto en un intervalo de 4 a 9.

10. El ala de una de las reivindicaciones anteriores en donde

una longitud de cuerda de raíz (cr1) de dicha primera aleta (8) está en un intervalo del 15 % al 35 % de una longitud de cuerda de ala principal en una división en dichas aletas de dicha ala (2,3),

una longitud de cuerda de raíz (cr2) de dicha segunda aleta (9) está en un intervalo del 25 % al 45 % de dicha longitud de cuerda de ala principal en dicha división en dichas aletas de dicha ala (2,3),

y una longitud de cuerda de raíz (cr3) de dicha tercera aleta (10) está en un intervalo del 15 % al 35 % de dicha longitud de cuerda de ala principal en dicha división en dichas aletas de dicha ala (2,3),

dichas longitudes de cuerda de raíz (cr1/2/3) de dichas aletas (8-10) relativas a una posición del 10 % de dicha longitud de envergadura de aleta (b1/2/3) hacia fuera de dicha división y dicha longitud de cuerda de ala principal relativa a una posición del 10 % de dicha longitud de envergadura de ala principal hacia dentro de dicha división, respectivamente.

11. El ala (2,3) de una de las reivindicaciones anteriores, en donde una longitud de cuerda de punta (ct1) de dicha primera aleta (8) y una longitud de cuerda de punta (ct2) de dicha segunda aleta (9) y una longitud de cuerda de punta (ct3) de dicha tercera aleta (10) en una respectiva punta de dicha respectiva aleta, están en un intervalo del 40 % al 100 % de dicha respectiva longitud de cuerda de raíz de aleta (cr1/2/3), dichas longitudes de cuerda de raíz de dichas aletas (8-10) relativas a una posición al 10 % de dichas respectivas longitudes de envergadura de aleta (b1/2/3) hacia fuera de dicha división de dicha ala principal (2,3) en dichas aletas (8-10), y dichas longitudes de cuerda de punta de dichas aletas (8-10) relativas a una posición al 10 % de dichas respectivas longitudes de envergadura de aleta (b1/2/3) hacia dentro de dicha respectiva punta de aleta.

12. Un avión, en particular un avión de categoría de transporte, que tiene dos alas opuestas entre sí de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores.

13. Un uso de una parte mejorada que comprende al menos tres aletas (8-10) para montar en un ala para producir un ala de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 11 o un avión de acuerdo con la reivindicación 12.