ES2937416T3 - Sistema de aspiración de la capa límite y de protección contra la escarcha de una superficie de sustentación de aeronave - Google Patents

Sistema de aspiración de la capa límite y de protección contra la escarcha de una superficie de sustentación de aeronave Download PDF

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Abstract

La invención se refiere a un sistema de aspiración de la capa límite de un ala y de protección contra el hielo de esta, que comprende una pared (2) que comprende microperforaciones (13, 14) y que delimita un borde de ataque (3) prolongado por una presión - pared lateral (5) y por una pared lateral de succión (4). El sistema comprende un tubo perforado (15) que discurre por el borde de ataque (3), medios de aspiración de aire de este tubo (15) para aspirar sucesivamente la capa límite a través de las microperforaciones (13, 14) de la pared (2) y a través de las perforaciones (16) del tubo (15), y medios para insuflar aire caliente en este tubo perforado (15) durante una fase de protección contra la formación de hielo, siendo evacuado este aire caliente sucesivamente a través de las perforaciones (16) de el tubo (15) ya través de las microperforaciones (13, 14) de la pared (2). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema de aspiración de la capa límite y de protección contra la escarcha de una superficie de sustentación de aeronave
Campo técnico
La invención se refiere a un sistema de protección contra la escarcha y de aspiración de la capa límite de una superficie de sustentación de aeronave tal como un ala o una cola.
Estado de la técnica anterior
Se conoce del documento EP0436243A2 equipar a un ala de aeronave de un sistema de protección contra la escarcha que comprende canales en los que circula aire caliente para evitar la formación de escarcha. Del mismo modo se conoce perforar la pared de esta ala para aspirar la capa límite, es decir el aire que bordea la superficie externa de esta pared, por medio de canales de aspiración que equipan del mismo modo a esta ala.
La protección contra la escarcha se activa en la fase de despegue, de aterrizaje o de espera para aterrizar, mientras que la aspiración de la capa límite, que permite reducir la resistencia aerodinámica del ala, se activa en la fase de vuelo de crucero.
En la práctica, la pared de un ala, también denominada piel, que delimita en su porción aguas arriba un borde de ataque curvo prolongado aguas abajo por un intradós y por un extradós, y es necesario para evitar la formación de escarcha y aspirar la capa límite al nivel del borde de ataque y al nivel de una parte aguas arriba del extradós.
Parece que los sistemas conocidos que tienen estas dos funcionalidades tienen estructuras relativamente complejas penalizadoras desde el punto de vista de su integración en la porción aguas arriba del ala.
El objetivo de la invención es proporcionar un sistema que ofrezca las funciones de protección contra la escarcha y de aspiración de la capa límite, que sea simplificado para facilitar su integración en el ala.
Descripción de la invención
Para ello, la invención tiene por objeto un sistema de protección contra la escarcha y de aspiración de la capa límite de una superficie de sustentación de aeronave, que comprende una pared provista de microperforaciones y que delimita un borde de ataque prolongado por una pared de intradós y por una pared de extradós, con una pared interna que une la pared de extradós con la pared de intradós y que delimita con el borde de ataque un bastidor delantero, este sistema que comprende un tubo perforado que bordea el borde de ataque que se prolonga hasta el bastidor delantero, una válvula de retención conectada al tubo para permitir la admisión de aire en el tubo a través de la válvula y para impedir la expulsión de aire que proviene del tubo a través de la válvula, medios para aspirar aire de este tubo para aspirar la capa límite sucesivamente a través de las microperforaciones de la pared y las perforaciones del tubo y medios para insuflar aire caliente en este tubo perforado en la fase de protección contra la escarcha, este aire caliente que se evacúa sucesivamente a través de las perforaciones del tubo y las microperforaciones de la pared.
La invención proporciona por tanto una solución simplificada ya que no es necesario prever un circuito de recuperación del aire de protección contra la escarcha, este aire caliente que es directamente evacuado al exterior. Gracias a la invención, el aire de protección contra la escarcha está esencialmente sobrepresurizado en el tubo perforado, por lo que no es necesario sobredimensionar los elementos que delimitan el recinto del bastidor delantero para que soporten una presión elevada.
La invención del mismo modo tiene por objeto un sistema definido de esta manera, que comprende un bastidor trasero que bordea una cara interna de extradós, y conectado al bastidor delantero por aberturas que atraviesan la pared interna.
La invención del mismo modo tiene por objeto un sistema definido de esta manera, que comprende una válvula de retención conectada por un lado al tubo y por otro lado al bastidor trasero por un conducto que atraviesa la pared interna, para permitir la admisión de aire en el tubo que proviene directamente de los canales.
La invención del mismo modo tiene por objeto un sistema definido de esta manera, en el que el bastidor trasero comprende canales conectados cada uno a al menos una abertura que atraviesa la pared interna.
La invención del mismo modo tiene por objeto un sistema definido de esta manera, que comprende una válvula que equipa un punto bajo del bastidor delantero, para evacuar durante una operación de mantenimiento, el agua condensada en el bastidor delantero mediante la apertura de esta válvula.
La invención del mismo modo tiene por objeto un sistema definido de esta manera, que comprende una válvula que equipa al bastidor delantero para evitar la sobrepresurización del bastidor delantero en la fase de protección contra la escarcha, en caso de obstrucción de microperforaciones en la pared de la superficie de sustentación.
La invención del mismo modo tiene por objeto un sistema definido de esta manera, que comprende la misma válvula de evacuación de agua condensada y de limitación de la sobrepresurización.
Breve descripción de los dibujos
La figura 1 es una vista en sección de un ala equipada con el sistema según la invención en la fase de protección contra la escarcha;
la figura 2 es una vista superior que representa esquemáticamente una porción de ala equipada con el sistema según la invención en la fase de protección contra la escarcha;
la figura 3 es una vista en sección de un ala equipada con el sistema según la invención en la fase de aspiración de la capa límite;
la figura 4 es una vista superior que representa esquemáticamente una porción de ala equipada con el sistema según la invención en la fase de aspiración de la capa límite;
la figura 5 es una vista esquemática de una válvula de retención que puede equipar el sistema según la invención;
la figura 6 es una vista en sección de un ala equipada con una variante del sistema según la invención en la fase de aspiración de la capa límite;
La figura 7 es una representación en perspectiva de una válvula de drenaje y de despresurización del sistema según la invención.
Descripción detallada de modos de realización particulares
En la figura 1, una porción delantera de un ala 1 representada en sección comprende una pared 2 externa curvada para delimitar un borde 3 de ataque en su región de mayor curvatura, prolongado por un extradós 4 y por un intradós 5 que son paredes de curvatura reducida que se extienden en direcciones generales que coinciden sustancialmente con la dirección de avance del ala en servicio. Esta dirección de avance corresponde a un eje longitudinal referenciado por AX, según una orientación aguas arriba referenciada por AM, de modo que el intradós y el extradós se extienden aguas abajo AV del borde de ataque.
Adicionalmente, el extradós 4 y el intradós 5 están conectados entre sí por una pared 6 interna que se extiende perpendicularmente a la dirección de avance aguas abajo del borde 3 de ataque. Esta pared separa el ala 1 en un bastidor 7 delantero que se extiende desde el borde de ataque hasta la pared 6 y una parte 8 trasera que se extiende más allá de la pared 6, aguas abajo AV, es decir, en la dirección opuesta al borde 3 de ataque. Esta parte 8 trasera comprende un bastidor 9 trasero delimitado por una pared 10 que bordea la pared de extradós 4 estando separada de esta última estando en comunicación con el bastidor 7 delantero.
Esta pared 6 se extiende desde la pared de intradós 5 hasta la pared de extradós 4. Está conectada a la pared de intradós 5 por una unión cerrada, es decir que no puede ser atravesada por aire. Pero esta pared 6 está conectada a la pared de extradós 4 por una unión que comprende una serie de aberturas 11 que permiten que el aire pase a través de esta pared 6 que bordea la cara interna de la pared de extradós 4, el bastidor 7 delantero y el bastidor 9 trasero que están por tanto en comunicación entre sí. Las aberturas 11 están separadas entre sí a lo largo del ala 1, es decir según una dirección transversal perpendicular al eje AX.
El bastidor trasero puede comprender una serie de canales 12 longitudinales que se extienden según el eje AX separados entre sí en la dirección transversal. Cada canal 12 se extiende entonces en el bastidor 9 trasero desde la pared 6 donde está directamente conectado a una abertura correspondiente 11, hasta un extremo aguas abajo del bastidor trasero que está cerrado. Estos canales 12 están representados por líneas de puntos en los dibujos para representar el hecho de que son opcionales.
La pared 2 comprende microperforaciones 13 que atraviesan su borde 3 de ataque y ponen en comunicación el entorno externo con el bastidor 7 delantero, y microperforaciones 14 que atraviesan la pared de extradós 4 para poner en comunicación el entorno externo con el interior de los canales 12.
Como se aprecia en la figura 1, el bastidor 7 delantero contiene un tubo 15 perforado, también denominado tubo de flautín, que se extiende sobre toda una porción del ala 1 según la dirección transversal, y que permite insuflar aire caliente en la fase de escarcha. Este tubo 15, también denominado tubo de flautín, comprende perforaciones 16 para difundir aire caliente en el bastidor 7 delantero alimentado por un sistema 17 de alimentación en la fase de protección contra la escarcha.
Este sistema 17 de alimentación comprende un conducto 18 de alimentación que toma aire de una parte caliente de un motor para inyectarlo en el tubo 15 al que está directamente conectado. Este conducto 18 de alimentación está equipado con una válvula 19 y una válvula 21 de tres vías montadas en serie entre el motor y el tubo 15, la válvula 21 que está además conectada a un conducto 22 de escape.
Ventajosamente, el aire caliente tomado del motor se regula en temperatura en un intercambiador de calor, no representado, antes de ser inyectado en el tubo 15 perforado. Adicionalmente, se puede proporcionar una válvula reguladora para regular la presión en el tubo 15 y, por lo tanto, el flujo de aire en este tubo 15.
Como se ilustra en las figuras 1 y 2, en la fase de protección contra la escarcha, la válvula 21 se controla para poner la válvula 19 en comunicación con el tubo 15 y aislar el conducto 22 de escape del circuito, y la válvula 19 se activa. En esta configuración, el aire caliente llega presurizado en el tubo 15 para alimentar el bastidor 7 delantero a través de las perforaciones 16 para presurizarlo mientras se proyecta contra la cara interna del borde 3 de ataque. Una parte de este aire caliente sale a través de las microperforaciones 13 que desembocan directamente en el bastidor 7 delantero y otra parte de este aire caliente se conduce aguas abajo AV hacia el bastidor 9 trasero a través de las aberturas 11 para salir a través de las microperforaciones 14 formadas en el extradós 4 y que desembocan directamente en este bastidor 9 trasero.
Por tanto, en modo de protección contra la escarcha, el aire caliente entra directamente en contacto con la cara exterior de la pared 2 del ala, es decir con una película de agua que se escurre por la cara exterior de la pared, y con la capa límite que designa el aire exterior que bordea el borde de ataque y el extradós. El aire caliente que circula en el tubo 15 es totalmente o al menos esencialmente extraído a través de la pared 2 externa microperforada, de modo que el calor se difunde completamente sobre el borde de ataque y el extradós del ala.
Como se representa esquemáticamente en la figura 3, el sistema de las figuras 1 y 2 del mismo modo es capaz de funcionar para aspirar la capa límite que bordea la pared 2 en el borde de ataque y a nivel del extradós para reducir la resistencia aerodinámica del ala, especialmente en la fase de vuelo de crucero.
En este caso, se acciona la válvula 21 de tres vías para poner en comunicación el conducto 22 de escape con el tubo 15 y para aislar el conducto 18 de alimentación del resto del circuito, y se activa una bomba 23 de aspiración que equipa el conducto 22 de escape.
En esta configuración de aspiración de la capa límite, el tubo 15 se encuentra en depresión para aspirar a través de sus perforaciones 16 el aire presente en el bastidor 7 delantero. Por tanto, tal como se representa esquemáticamente en la figura 3, el aire de la capa límite que bordea la cara externa del borde 3 de ataque es aspirado por las microperforaciones 13 para entrar en el bastidor 7 delantero y a continuación ser extraído por el tubo 15. De manera similar, la depresión en el bastidor delantero hace que el aire sea aspirado desde la capa límite que bordea el extradós 4 a través de las microperforaciones 14 que desembocan en el bastidor 9 trasero que a su vez se encuentra en depresión debido a que se comunican con el bastidor 7 delantero a través de las aberturas 11.
Para aumentar el caudal de aspiración requerido en la fase de aspiración de la capa límite, el tubo 15 está equipado con una o más válvulas de aspiración, tal como la válvula referenciada por 24.
En el ejemplo de las figuras, la válvula 24 está montada en el extremo aguas abajo de una boquilla 26 tubular que se extiende perpendicularmente al tubo 15 al que se conecta su extremo aguas arriba. Esta válvula 24 que se representa sola en la figura 5 es una válvula de retención configurada para permitir la admisión de aire en la boquilla 26, desde el bastidor 7 hacia el tubo 15, y para impedir la salida de aire que proviene del tubo 15 hacia el bastidor 7. En estas condiciones, esta válvula permite disponer de una sección mayor para la aspiración de aire del tubo 15 que para el suministro de aire caliente por medio de este mismo tubo 15.
Como se aprecia en la figura 4, la boquilla 26 está orientada aguas abajo para portar la válvula 24 de retención en su extremo libre, lo que permite despresurizar de manera efectiva el conjunto del bastidor 7 delantero.
Según una variante representada en la figura 6, el extremo aguas abajo de la boquilla 26 está conectado directamente al bastidor trasero por un conducto 25 que atraviesa la pared 6 interna, para aspirar el aire directamente a lo largo de la pared de extradós 4 para aumentar la eficiencia de la aspiración en esa región del ala.
Esta variante se puede proporcionar alternativa o adicionalmente a la solución descrita con referencia a la figura 3. En otras palabras, el tubo 15 se puede conectar por un lado a una o varias válvulas de retención que equipan a una o varias boquillas que desembocan en el bastidor 7 delantero, y por otro lado a una o varias válvulas de retención instaladas que equipan a una o varias canalizaciones adicionales conectadas al bastidor 9 trasero.
En funcionamiento, la humedad presente en la capa límite aspirada se condensa en el bastidor 7 delantero para recogerse en un punto bajo de este bastidor 7 delantero, situado sustancialmente al nivel de la pared de intradós. Ventajosamente, el intradós está equipado al nivel del punto bajo del bastidor 7 delantero con una válvula 27 que abre hacia el exterior, tal como se representa esquemáticamente en la figura 7. Esta válvula 27 permite a un operario de mantenimiento vaciar la humedad acumulada en el bastidor 7 delantero, simplemente abriéndola hacia el exterior.
Como se puede entender, la válvula 27 que se abre solo hacia el exterior permite únicamente la salida de líquido o de fluido desde el bastidor 7 delantero. Por lo tanto, del mismo modo puede utilizarse para limitar una sobrepresurización del bastidor 7 delantero si las microperforaciones 13, 14 estuviesen bloqueadas en la fase de protección contra la escarcha. En otras palabras, la válvula 27 que permite vaciar manualmente la humedad acumulada es ventajosamente también una válvula de retención calibrada para limitar la sobrepresión en el bastidor 7 delantero.
Como se representa esquemáticamente en la figura 7, dicha válvula 27 puede estar formada por una aleta 28 fija rígidamente fijada a la pared de intradós, a la que se articula una aleta 29 móvil por una bisagra 31 que comprende un eje 32 que porta un resorte 33 helicoidal que se opone a la apertura de la aleta 29 móvil. En estas condiciones, la apertura de la aleta 29 móvil necesita aplicarle una fuerza superior a la de la tara del resorte 33. Esta fuerza de apertura puede ser ejercida bien por un operario tirando de la aleta 29 móvil para vaciar la humedad acumulada, bien aumentando la presión en el bastidor 7 delantero durante la fase de protección contra la escarcha si se obstruyen demasiadas microperforaciones de la pared 2.

Claims (7)

REIVINDICACIONES
1. Sistema de protección contra la escarcha y de aspiración de la capa límite de una superficie (1) de sustentación de aeronave, que comprende una pared (2) provista de microperforaciones (13, 14) y que delimita un borde (3) de ataque prolongado por una pared de intradós (5) y por una pared de extradós (4), con una pared (6) interna que conecta la pared de extradós (4) con la pared de intradós (5) y que delimita con el borde de ataque un bastidor (7) delantero, este sistema que comprende un tubo (15) perforado que bordea el borde (3) de ataque extendiéndose hasta el bastidor (7) delantero, una válvula (24) de retención conectada al tubo (15) para permitir la admisión de aire en el interior del tubo (15) a través de la válvula (24) y para impedir la expulsión del aire que proviene del tubo (15) a través de la válvula (24), medios (23) para aspirar el aire de este tubo (15) para aspirar la capa límite sucesivamente a través de las microperforaciones (13, 14) de la pared (2) y las perforaciones (16) del tubo (15), y medios (19) para insuflar aire caliente en este tubo (15) perforado en fase de protección contra la escarcha, este aire caliente que es evacuado sucesivamente a través de las perforaciones (16) del tubo (15) y las microperforaciones (13, 14) de la pared (2).
2. Sistema según la reivindicación 1, que comprende un bastidor (9) trasero que bordea una cara interna del extradós (4), y conectado al bastidor (7) delantero por aberturas (11) que atraviesan la pared (6) interna.
3. Sistema según la reivindicación 2, que comprende una válvula (24) de retención conectada por un lado al tubo (15) y por otro lado al bastidor (9) trasero por un conducto que atraviesa la pared (6) interna, para permitir la admisión de aire en el tubo (15) que proviene directamente de los canales (12).
4. Sistema según la reivindicación 2, en el que el bastidor (9) trasero comprende canales (12) conectados cada uno a al menos una abertura (11) que atraviesa la pared (6) interna.
5. Sistema según la reivindicación 1, que comprende una válvula (27) que equipa un punto bajo del bastidor (7) delantero, para evacuar durante una operación de mantenimiento el agua condensada en el bastidor (7) delantero mediante la apertura de esta válvula (27).
6. Sistema según la reivindicación 1, que comprende una válvula (27) que equipa al bastidor (7) delantero para evitar la sobrepresurización del bastidor (7) delantero en la fase de protección contra la escarcha, en caso de obstrucción de microperforaciones (13, 14 ) de la pared de la superficie (1) de sustentación.
7. Sistema según las reivindicaciones 5 y 6, que comprende la misma válvula (27) de evacuación de agua condensada y de limitación de sobrepresurización.
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4105215A1 (en) * 2021-06-18 2022-12-21 University of Limerick Co-crystal of apixaban with a carboxylic acid

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5114100A (en) * 1989-12-29 1992-05-19 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
US5348256A (en) 1992-05-13 1994-09-20 The Boeing Company Supersonic aircraft and method
DE69309666T2 (de) * 1993-06-25 1997-07-24 Boeing Co Überschallflugzeug und Verfahren
DE602005002144D1 (de) * 2004-05-13 2007-10-04 Airbus Gmbh Flugzeugbauteil, insbesondere flügel
DE102008019146A1 (de) * 2008-04-16 2009-11-05 Airbus Deutschland Gmbh Enteisungssystem für ein Flugzeug
US10870491B2 (en) * 2017-07-20 2020-12-22 The Boeing Company Eductor driven anti-ice system
GB2571542A (en) * 2018-02-28 2019-09-04 Airbus Operations Ltd Apparatus and method for heating an aircraft structure

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