ES2943058T3 - Sistema propulsado hipersustentador para vehículos aéreos de despegue y aterrizaje cortos (STOL) - Google Patents

Abstract

Sistema activo de sustentación alta para aeronaves de despegue y aterrizaje corto que comprende:- un ala de biplano que comprende una superficie de sustentación principal (1) y una superficie de sustentación secundaria (2), donde: - el trasdós (1.3) de la sustentación principal La superficie de sustentación (1) está dispuesta enfrentada al intradós (2.4) de la superficie de sustentación secundaria (2),- la superficie de sustentación principal (1) comprende un dispositivo de sustentación en altura (1.2.2) en el borde de salida (1.2) que comprende un superficie curvada hacia el intradós (1.4), - la superficie de elevación secundaria (2) comprende un elemento de control de flujo articulado (2.2.1) en el borde de salida (2.2) que está adaptado para girar alrededor de un eje, uno o más motores de propulsión elementos (6, 10) situados por encima del trasdós (1.3) de la superficie principal del ascensor (1),aguas arriba del borde de ataque de la superficie de sustentación secundaria (2) de modo que la superficie de sustentación secundaria (2) esté configurada para sumergirse dentro de la estela de las hélices (10). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Sistema propulsado hipersustentador para vehículos aéreos de despegue y aterrizaje cortos (STOL)

Campo de la invención

La presente invención se refiere a una configuración aerodinámica de hélices y sistemas hipersustentadores que permite generar altas fuerzas de sustentación a velocidades muy bajas. La invención está adaptada para su utilización en aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, STOL (Short Take-off and Landing).

Estado de la técnica

Para el despegue y aterrizaje cortos y vertical de aeronaves se han utilizado tradicionalmente palas de rotor. Estas presentan el inconveniente de que la velocidad de crucero está limitada por la velocidad de punta de pala de las hélices.

En el caso de alas fijas, además, se emplean dispositivos o técnicas, activos o pasivos, para operar en distancias cortas:

• Dispositivos pasivos hipersustentadores: flaps, lamas, ranuras y generadores de torbellinos.

• Técnicas activas de hipersustentación: El soplado y succión de capa límite para retrasar y controlar la pérdida; y la generación y control de circulación.

Es conocido que para incrementar la sustentación de un ala debe aumentarse la velocidad del aire que circula sobre su superficie superior o extradós.

Además, es también conocido que un elemento de propulsión situado sobre la superficie superior o extradós de un ala acelera el aire aguas arriba de su posición, por lo que disminuye la presión estática sobre la superficie del ala en esta zona y la sustentación en esta zona del ala aumenta.

Por otro lado, aguas abajo del elemento de propulsión, la presión de estancamiento aumenta porque se suministra energía al aire. Por esta razón, aunque la velocidad de la corriente aumente, la presión estática asume un valor cercano a la presión existente sobre la superficie inferior o intradós del ala en esa zona, y parece a primera vista que puede obtenerse poca cantidad de sustentación aguas abajo de elemento de propulsión.

Por esta razón, algunos dispositivos conocidos diseñados para generar una circulación forzada extra han colocado los elementos de propulsión en el borde de ataque del ala, como es el caso del ala acanalada de Custer descrita, por ejemplo, en la patente n° US 2005/0029396 relativa a un mecanismo de soplado para controlar la estela de la hélice, es decir, el flujo de aire que pasa a través del disco propulsor.

Aunque esos sistemas, que pretenden generar una circulación forzada extra, se basan en ventiladores con conductos con un área total de sección transversal pequeña con respecto al área de la forma en planta, la eficiencia propulsiva es pobre a bajas velocidades de vuelo, debido a que la velocidad del aire de la estela debe ser muy alta. Por lo tanto, la potencia necesaria para volar a baja velocidad es demasiado alta.

Cuando esos sistemas, que pretenden generar una circulación forzada extra, utilizan elementos de propulsión de gran diámetro (hélices) cuya superficie frontal total es comparable con la mitad de la superficie de la forma en planta del ala, la posición del plano propulsor, es decir, del plano que incluye las palas de la hélice, suele estar situado en el borde de salida del ala o cerca de él. En tal caso, es difícil controlar la sustentación. Estos sistemas aceleran el flujo en el lado de succión del ala, es decir, en el extradós, succionando el aire desde el borde de salida. Debido a esta posición retrasada, aparece pronto una pérdida cerca del borde de ataque cuando se aumenta el ángulo de ataque, por lo que la fuerza de sustentación alcanzable está limitada.

Se conoce el documento US5374010 que describe un avión de sustentación vertical y despegue corto que alcanza una sustentación propulsada que se genera desviando hacia abajo del orden de cerca de 90 grados la estela de los propulsores accionados por medio del sistema de flaps del ala del avión.

También se conoce el documento RO133878 que describe una aeronave y un sistema propulsor que utiliza el control ejercicio en una superficie aerodinámica de forma variable a fin de realizar un despegue y aterrizaje cortos y/o verticales. De acuerdo con la invención, la aeronave tiene cuatro sistemas propulsores, dos dispuestos simétricamente en el lado delantero y dos dispuestos en el lado trasero, de tal forma que los flujos de aire producidos en el lado delantero no interfieran directamente con los flujos de aire producidos en al lado trasero. Al estar los sistemas propulsores fijados sobre un fuselaje con forma aerodinámica, que contiene una cabina para pilotos, pasajeros y mercancías y aloja la fuente de energía para alimentar algunos motores eléctricos, en la posición de despegue y aterrizaje vertical, el fuselaje se apoya en al menos una rueda retráctil, fijada en el lado delantero y sobre dos ruedas retráctiles, fijadas en el lado trasero, teniendo cada sistema propulsor un ala que contiene un flap flexible que puede desviar el chorro de aire en 90° a fin de realizar al despegue y aterrizaje vertical.

Sumario de la invención

La invención se encuadra dentro del sector de los sistemas activos de hipersustentación y emplea una técnica basada en la generación y control de la circulación aerodinámica alrededor de las secciones longitudinales del ala.

El sistema activo hipersustentador para aeronaves de acuerdo con la invención comprende:

- un ala del biplano que comprende una superficie de sustentación principal y una superficie de sustentación secundaria, comprendiendo cada una de las superficies de sustentación un borde de ataque, un borde de salida, un extradós y un intradós y donde:

• el extradós de la superficie de sustentación principal se dispone enfrentado al intradós de la superficie de sustentación secundaria,

• la superficie de sustentación principal comprende un dispositivo hipersustentador localizado en el borde de salida y que comprende una superficie curvada hacia el intradós de dicha superficie de sustentación principal según la dirección de la cuerda de la superficie de sustentación principal,

• la superficie de sustentación secundaria comprende un elemento articulado de control de flujo localizado en el borde de salida y diseñado para girar alrededor de un eje charnela situado según la dirección de la envergadura de la superficie de sustentación secundaria,

- un conjunto de elementos de propulsión motorizado, donde cada elemento de propulsión motorizado comprende un motor y un propulsor o hélice y está situado encima del extradós de la superficie de sustentación principal, es decir, anexos al extradós, aguas abajo del borde de ataque de la superficie de sustentación principal y aguas arriba del borde de ataque de la superficie de sustentación secundaria de modo que la superficie de sustentación secundaria está configurada para estar sumergida en la estela de las hélices.

Las características de los elementos de control y de los dispositivos hipersustentadores y la posible disposición de otros elementos adicionales o alternativos, dependen de la operación de la aeronave que emplea el sistema de hipersustentación objeto de la invención.

En particular, preferentemente, la superficie de sustentación principal puede comprender un dispositivo hipersustentador de borde de ataque, por ejemplo, tipo lama, que evitará un posible desprendimiento de la capa fluida en la zona cercana al borde de ataque en condiciones de máxima circulación aerodinámica, logrando, de este modo, un incremento adicional de la sustentación.

Si la aeronave, además de alta sustentación a muy baja velocidad, debe desplazarse con una velocidad relativamente alta, en la cual la corriente asintótica por sí misma tiene suficiente presión dinámica, entonces el coeficiente de sustentación necesario para el vuelo será pequeño y similar al del resto de las aeronaves existentes de masa y envergadura semejantes. En esta situación se debe eliminar el efecto de algunos de los elementos hipersustentadores para disminuir la circulación aerodinámica alrededor de las secciones del ala del biplano.

En particular, preferentemente, los dispositivos hipersustentadores de la superficie de sustentación principal podrán ser retráctiles y mantenerse desplegados exclusivamente durante las fases de vuelo a baja velocidad.

La presente invención también se refiere a una aeronave de despegue y aterrizaje cortos que comprende un sistema activo hipersustentador según la invención.

Problemas técnicos que la invención resuelve

Cuando una aeronave vuela a baja velocidad, es difícil conseguir las fuerzas aerodinámicas necesarias sobre las superficies de control tradicionales como alerones y timones para controlar el vuelo. Esto es debido a la baja presión dinámica del flujo exterior. Sin embargo, es posible generar fuerzas relevantes dentro de la estela de la hélice, donde la presión dinámica es mayor. La invención resuelve el problema del control de vuelo a baja velocidad mediante dispositivos de control localizados dentro de las estelas de las hélices, para obtener las fuerzas de control requeridas.

Específicamente, el sistema de acuerdo con la invención resuelve los siguientes problemas:

• Despegue a muy baja velocidad y distancias muy cortas.

• Alcance de velocidades de crucero competitivas.

• Realización de maniobras de aproximación y aterrizaje a baja velocidad.

La invención consigue a baja velocidad niveles altos de sustentación que se produce en tres zonas:

• La zona delantera de la superficie de sustentación principal debido a la succión producida por las hélices que incrementa la velocidad del aire y disminuye la presión estática.

• La superficie de sustentación secundaria que se encuentra dentro de la estela de las hélices donde la corriente tiene presión dinámica suficiente para producir fuerzas aerodinámicas relevantes.

• El dispositivo hipersustentador que se extiende por detrás de la superficie de sustentación principal. Por encima de la parte superior de esta extensión se adhiere la corriente con alta presión dinámica como resultado de lo que se conoce como el efecto Coandá.

Por lo tanto, el empuje produce una sobre-circulación alrededor del ala del biplano que es controlada operando las superficies de control aerodinámico.

Funciones de los elementos de control

La existencia y la disposición del dispositivo hipersustentador de borde de salida de la superficie de sustentación principal es importante en las condiciones de vuelo a baja velocidad. Por encima de la superficie superior de este elemento, que prolonga la superficie superior de la superficie de sustentación principal, la corriente que pasa a través del canal presente entre las dos superficies de sustentación, se adhiere como resultado del efecto Coandá. Este fenómeno aumenta el ángulo del borde de salida de la corriente de la estela con respecto al flujo no perturbado y, por lo tanto, aumenta la sustentación del ala del biplano, debido al aumento de la circulación aerodinámica.

El ángulo del borde salida de la corriente de la estela puede controlarse por medio de la deflexión del elemento articulado para controlar el flujo del borde de salida de la superficie de sustentación secundaria. Al estrangularse la salida del canal a baja velocidad, se produce un ángulo de retroceso o aplastamiento de la corriente por encima de la extensión del extradós de la superficie de sustentación principal. En estas circunstancias el efecto Coandá y la sustentación del conjunto aumentan notablemente. Por lo tanto, este elemento articulado de borde de salida de la superficie de sustentación superior es el control principal directo de la sustentación del ala del biplano.

Ventajas de la invención

Las ventajas del sistema de acuerdo con la invención son las siguientes:

• Se consiguen niveles de sustentación elevados.

• El empuje y la sustentación pueden controlarse de forma independiente. En unas condiciones de vuelo dadas, el empuje depende de la hélice, mientras que la sustentación que se obtiene, con un valor dado de empuje, depende tanto del ángulo de ataque como de la deflexión de los elementos de control.

• Se puede volar a baja velocidad con ángulos de ataque elevados.

Una aeronave equipada con el sistema de hipersustentación de acuerdo con la invención tiene un número máximo de Mach de crucero del orden de M=0.55. Este valor es inferior al que puede conseguirse en aeronaves con hélices de empuje situadas tanto en la parte delantera como por en la parte trasera del ala (configuraciones tractoras y empujadoras). Sin embargo, esta velocidad es muy superior a la velocidad alcanzable por aeronaves con palas giratorias.

Esta limitación surge del hecho de que, en un ala que vuela en Mach = 0.55, en su extradós en la posición de la hélice, la velocidad de la corriente es de alrededor de M=0.60 - 0.65.

La invención, por lo tanto, permite a la aeronave en la cual se instala realizar vuelos a baja velocidad, y alcanzar velocidades de crucero competitivas (M > 0.5), más altas que las velocidades de crucero de las soluciones basadas en palas giratorias.

La invención produce, con una relación empuje/peso similar a la de las aeronaves tradicionales de ala fija, la sustentación necesaria para equilibrar el peso a una velocidad considerablemente menor. Por lo tanto, las distancias y tiempos de despegue se acortan significativamente con la invención con respecto a las de las aeronaves tradicionales de ala fija con dispositivos hipersustentadores activos o pasivos.

Descripción de las figuras

Para completar la descripción y con el fin de facilitar una mejor comprensión de la invención, se proporciona un número de figuras. Dichas figuras forman una parte integral de la descripción e ilustran un ejemplo de realización de la invención.

La figura 1 muestra una vista esquemática en perspectiva de una porción de un ala de biplano que comprende cuatro hélices y un sistema de hipersustentación según un ejemplo de realización de la invención.

La figura 2 muestra una vista esquemática lateral del ejemplo de realización en una configuración adecuada para el vuelo en baja velocidad.

La figura 3 muestra una vista esquemática lateral del ejemplo de realización correspondiente a la figura 1 en una configuración adecuada para el vuelo a velocidad de crucero.

La figura 4 muestra la distribución del coeficiente de presión sobre las superficies de los elementos del biplano.

La figura 5 muestra una vista esquemática lateral de un ejemplo de realización de una superficie de control delantera de la superficie de sustentación secundaria.

^{La figura} 6 ^{muestra una vista esquemática lateral de un ejemplo de realización del dispositivo hipersustentador} trasero de la superficie de sustentación primaria.

La figura 7 muestra una vista esquemática lateral de las líneas de corriente del campo fluido, calculadas con un código simplificado bidimensional, presente alrededor de un ejemplo de realización del sistema hipersustentador en una condición donde existe máxima sustentación en muy baja velocidad.

^{La figura} 8 ^{muestra una vista esquemática en perspectiva de un ejemplo de realización de una aeronave de} despegue y aterrizaje cortos que comprende un ejemplo de realización de un sistema activo hipersustentador.

Descripción detallada de la invención

Como puede verse en los ejemplos de realización mostrados en las figuras 1,2 y 3, la invención se compone ^{de dos superficies de sustentación (}1^, 2^{) que en este ejemplo de realización se encuentran unidas entre sí por pilones (3) y de una serie de elementos de propulsión motorizado (}6^{, 10) que en este ejemplo de realización} también están montados sobre los mismos pilones (3).

^{Los elementos de propulsión motorizado (}6^{, 10) pueden unirse a la superficie de sustentación principal (1) o a} la superficie de sustentación secundaria (2) o a ambas (1, 2) mediante pilones (3).

La superficie de sustentación secundaria (2) tiene, preferiblemente, un menor espesor que la superficie de ^{sustentación principal (}1^{), debido a que se encuentra sumergida dentro de la corriente del propulsor (}10^).

^{Los elementos de propulsión motorizado (}6^{, 10) están situados encima de la superficie de sustentación principal} (1), concretamente encima del extradós (1.3), y por delante de la superficie de sustentación secundaria (2). Como resultado, la superficie de sustentación secundaria (2) se sumerge en la estela de las hélices (10).

El dispositivo hipersustentador (1.2.2) del borde de salida (1.2) de la superficie principal (1) está configurado para ser móvil entre una primera posición extendida en la que está activo y una segunda posición en la que está retraído e inactivo. Es un dispositivo que cambia la configuración entre la fase de despegue/aterrizaje y la de vuelo a alta velocidad y, por lo tanto, no es un dispositivo de control instantáneo del vuelo. En una alternativa, podría mantener cualquier posición intermedia fija entre las posiciones de extendida y retraída.

El dispositivo hipersustentador (1.2.2) se extiende por detrás de la superficie superior de la superficie de ^{sustentación principal (}1^{), con una superficie curva gentilmente doblada hacia abajo, es decir, comprende una forma curvada en sentido opuesto a la superficie de sustentación secundaria (}2^{). Este elemento de control de flujo (}1^.2^.2^{) se extenderá durante las condiciones de vuelo a baja velocidad, y retraerá durante el vuelo a alta} velocidad, por ejemplo, extendiéndose telescópicamente desde el borde de salida (1.2). Cuando se extiende, la sustentación del biplano aumenta notablemente.

Adicionalmente, en el ejemplo de realización mostrado en las figuras, la superficie de sustentación principal (1) ^{comprende un segundo dispositivo hipersustentador (}1^.1^.1^{) en la zona delantera o borde de ataque (}1^.1^{) del} elemento sustentador principal (1). En el ejemplo de realización, este dispositivo hipersustentador (1.1.1) es ranurado y móvil entre una primera posición extendida en la que se forma una ranura entre el dispositivo hipersustentador (1.1.1) y la superficie de sustentación principal (1) conectando dicha ranura el intradós (1.4) y el extradós (1.3) y una segunda posición en la que el dispositivo hipersustentador (1.1.1) está retraído sobre la superficie de sustentación principal (1) y dicha ranura no está presente. Este dispositivo hipersustentador ⁽1^.1^.1^{) que existe en este ejemplo de realización, se extenderá durante las fases de vuelo a baja velocidad y} se retraerá durante las fases de vuelo a alta velocidad. En las figuras 1 y 2, este elemento se muestra extendido, mientras que en la figura 3, este elemento está retraído.

Este dispositivo hipersustentador (1.1.1) de borde de ataque (1.1) cambia la configuración aerodinámica entre las fases de despegue/aterrizaje y de vuelo a alta velocidad, por lo que no es un dispositivo de control instantáneo del vuelo.

En la superficie de sustentación principal (1), en caso de existir, el dispositivo hipersustentador (1.1.1) de borde de ataque (1.1) será, preferiblemente, del tipo lamas móviles ranuradas, como se muestra en las figuras 1 a 3, aunque podría ser no ranurado, tipo lama no ranurada “o flap de borde de ataque”.

Si no está presente, la forma del borde de ataque (1.1) del perfil de la superficie de sustentación principal (1) comprende una forma de borde de ataque (1.1) curvada hacia el intradós (1.4) de la superficie de sustentación principal (1), es decir, tendrá una combadura media caída hacia abajo, hacia el intradós (1.4), en lo que se denomina “dropped nose”, o incluso podría disponer de una forma adaptativa “morphing drop nose” que adoptaría la forma de dropped nose en las situaciones de vuelo de alta sustentación.

La existencia y realización de un dispositivo hipersustentador (1.1.1), por ejemplo, lama de tipo ranurado, en el ^{borde de ataque (}1^.1^{) de la superficie de sustentación principal (}1^{) es importante en las condiciones de vuelo} a baja velocidad cuando se quiere conseguir muy alta sustentación. Su función es prevenir el desprendimiento de la capa fluida que podría producirse en condiciones de alta sustentación si no estuviera extendido, debido a la gran velocidad de rebordeo cuando la corriente pasa desde el intradós (1.4) al extradós (1.3) alrededor del ^{borde de ataque (}1^.1^{) de la superficie de sustentación principal (}1^).

Adicionalmente, la superficie de sustentación principal (1) del ejemplo de realización presenta en su zona ^{trasera cerca del borde de salida (}1^.2^{), de un elemento de control no ranurado (}1^.2^.1^{) articulado y adaptado} para girar alrededor de un eje charnela según la dirección de la envergadura de la superficie de sustentación principal (1) y localizado aguas arriba del dispositivo hipersustentador (1.2.2). Este elemento de control no es una característica esencial de la invención, pero podría o sustituir en una fracción de la envergadura del ala, o estar presente a lo largo de toda su anchura con el elemento hipersustentador (1.2.2). Su funcionamiento serviría para controlar, en conjunción con el funcionamiento de otros elementos de control, la sustentación local en condiciones de alta velocidad en las que el elemento hipersustentador (1.2.2) que extiende el extradós (1.3) ^{de la superficie de sustentación principal (}1^{) se encuentra retraído.}

El elemento de control de flujo (2.2.1) del borde de salida (2.2) de la superficie de sustentación secundaria (2) al deflectarse estrangula la corriente que pasa a través del canal presente entre las dos superficies de sustentación (1, 2) y aplasta la corriente sobre el extradós (1.3) de la superficie de sustentación principal (1) o su dispositivo hipersustentador (1.2.2). Esto controla así la eficacia del efecto Coandá y el ángulo de salida de la corriente con respecto a la corriente asintótica y, por lo tanto, del valor de la circulación aerodinámica. Esto supone una implementación directa en la fuerza de sustentación del ala del biplano para que este elemento sea el elemento principal de control instantáneo del vuelo. La figura 2 muestra de forma esquemática la ^{implementación del elemento de control de flujo (}2^.2^.1^{) en una condición de baja velocidad.}

En condiciones de vuelo a alta velocidad, el flujo axial que ingresa en la hélice (10) debe ser suficientemente homogéneo para evitar la formación de fuerzas cíclicas importantes en las palas y sus problemas estructurales asociados. Esta puede ser una de las posibles razones para la presencia del elemento de control no ranurado ⁽1^.2^.1^).

En el caso de que exista el elemento de control no ranurado (1.2.1) de borde de salida (1.2) de la superficie de ^{sustentación principal (}1^{), su desplazamiento angular se realiza junto con la deflexión del elemento de control de flujo (}2^.2^.1^{) del borde de salida (}2^.2^{) de la superficie de sustentación superior (}2^{) puede actuar sobre la fuerza sustentadora sin afectar a las condiciones del flujo axial en la entrada de la hélice (}10^{), si se coordinan los movimientos de manera que se mantenga el área de salida del canal presente entre los elementos (}1^, 2^). Por lo tanto, la deflexión coordinada de ambos elementos (1.2.1,2.2.1) podrá orientar la dirección del flujo a la ^{salida del canal presente entre las dos superficies de sustentación (}1^, 2^{), actuando directamente sobre el valor} de la fuerza sustentadora del ala del biplano manteniendo inalteradas las condiciones uniformes en la entrada ^{de la hélice (}10^{), lo que podría ser necesario para controlar la sustentación en condiciones de alta velocidad.} Esta condición se muestra esquemáticamente en la figura 3.

La figura 1 muestra esquemáticamente el elemento de control de flujo (1.2.1) y el dispositivo hipersustentador (1.2.2) del borde de salida de la superficie de sustentación principal (1). La figura 2 muestra el dispositivo hipersustentador (1.2.2) mientras que la figura 3 muestra de forma esquemática el elemento de control de flujo ⁽1^.2^.1^).

En el ejemplo de realización mostrado en las figuras, por ejemplo, en la figura 5, la superficie de sustentación ^{secundaria (}2^{) comprende un elemento de control de flujo (}2^.1^.1^{) articulado que está localizado en el borde de ataque (}2^.1^{) adaptado para girar alrededor de un eje charnela localizado según la dirección de envergadura de} la superficie de sustentación secundaria (2). El elemento de control de flujo (2.1.1) delantero normalmente se ^{deflectará angularmente junto con la deflexión del elemento de control de flujo (}2^.2^.1^{) trasero para garantizar} que la capa de corriente se adhiera sobre el extradós (2.3) de la superficie de sustentación secundaria (2).

Según lo anterior, su movimiento angular probablemente estará asociado a la deflexión del elemento de control ^{de flujo (}2^.2^.1^{) en el borde de salida (}2^.2^{) de la misma superficie de sustentación (}2^{), que es el elemento} principal para controlar directamente la sustentación del ala del biplano.

^{En la figura} 6 ^{se incluye un ejemplo de realización del dispositivo hipersustentador (1.2.2) del borde de salida (}1^.2^{) de la superficie de sustentación principal (}1^{) que es retráctil con respecto al borde de salida (}1^.2^{) extendiéndose telescópicamente desde el mismo (}1^.2^).

El dispositivo hipersustentador (1.2.2) que se extiende desde el borde de salida (1.2) de la superficie de ^{sustentación principal (}1^{) se ha representado esquemáticamente en los dibujos en forma de pala curvada de} pequeño espesor, pero manteniendo la misma continuidad y forma de su superficie superior, podría tratarse de un elemento de cualquier sección transversal diseñado para ser estructuralmente resistente.

En el ejemplo de realización mostrado en las figuras, el elemento de control (2.2.1) del borde de salida (2.2) de ^{la superficie de sustentación secundaria (}2^{) cubre una fracción muy significativa de dicha superficie de} sustentación secundaria (2), preferiblemente del 40% al 60% de la cuerda de la superficie de sustentación ^{secundaria (}2^{) incluyendo el elemento de control (}2^.2^.1^{), y tiene la función de controlar adecuadamente el área} de salida del canal. En otros ejemplos de realización, tanto la longitud de la superficie de sustentación ^{secundaria (}2^{) como la fracción ocupada por el dispositivo de control (}2^.2^.1^{) podrían ser sustancialmente} diferentes.

En el ejemplo mostrado en las figuras, el plano que contiene la hélice (10) del elemento de propulsión ^{motorizado (}6^, 10^{) está situado aguas abajo del borde de ataque (}1^.1^{) de la superficie de sustentación principal (}1^).

Los discos de hélice (10) estarían situados longitudinalmente, por detrás de una zona que abarca ^{aproximadamente una cuarta parte de la cuerda de la sección de la superficie de sustentación principal (}1^{), situada más cerca del borde de ataque (}1^.1^{), siendo dicha zona aquella donde normalmente se produce una} sobrevelocidad de la corriente de aire y un mínimo de presión. Por lo tanto, el plano de las hélices (10) se ^{situaría normalmente entre el 25% y el 50% de la cuerda de la superficie de sustentación principal (}1^).

El valor del diámetro de cada hélice (10), es decir, del diámetro del disco de hélice (10) o del diámetro de las palas, estaría normalmente entre un 40% y un 75% de la longitud de la cuerda de la superficie de sustentación ^{principal (}1^).

En el ejemplo de realización de la invención mostrado en las figuras anteriores, la tracción distribuida se obtiene ^{mediante una serie consecutiva de elementos de propulsión motorizados (}6^, 10^{) que se sitúan en una fila única que abarca toda la envergadura del biplano, sin que los discos de hélice (}10^{) se solapen entre sí.}

Por lo tanto, en el ejemplo de realización, el sistema activo hipersustentador de acuerdo con la invención puede ^{comprender un conjunto de elementos de propulsión motorizados (}6^, 10^{), estando compuesto cada uno de ellos por un motor (}6^{) y una hélice (}10^{) que están dispuestos a lo largo de la envergadura del biplano abarcando,} o bien la totalidad del ala del biplano expuesta, o bien exclusivamente una fracción de la envergadura dependiendo del diseño de la aeronave para el sistema hipersustentador.

^{El conjunto de elementos de propulsión motorizados (}6^{, 10) puede disponerse de forma que formen una o más} filas, solapadas o no, sobre el extradós (1.3) de la superficie de sustentación principal (1) en la dirección de la envergadura.

Las palas de las hélices (10) están configuradas para disponerse orientadas aproximadamente perpendiculares a la dirección de avance de la aeronave que incorpora el sistema hipersustentador de acuerdo con la invención.

El valor de la distancia que separa las dos superficies de sustentación (1, 2), o altura del canal, estará normalmente entre un 50% y un 75% del diámetro de las hélices (10), de manera que los ejes (11) de los ^{elementos de propulsión motorizados (}6^, 10^{) pueden estar a una altura con respecto a la superficie de sustentación principal (}1^{) diferente de la altura a la que se encuentra la superficie de sustentación secundaria (}2^{) con respecto a la superficie de sustentación principal (}1^).

^{El eje longitudinal (11) de cada elemento de propulsión motorizado (}6^{, 10) estará normalmente elevado en un} ángulo de entre 5 grados y 10 grados sobre el plano de cuerdas de la superficie de sustentación principal (1). Esto supone una ligera inclinación hacia atrás del plano que contiene las palas.

En el ejemplo de realización mostrado, la cuerda de la superficie de sustentación secundaria (2) forma un ^{ángulo agudo con respecto a la cuerda de la superficie de sustentación principal (}1^{) para intentar de mantener constante el área del canal presente entre las dos superficies de sustentación (}1^, 2^{) cuando el elemento de} control trasero (2.2.1) tiene deflexión nula. De esta manera la condición de vuelo a alta velocidad requerirá ^{deflexiones muy pequeñas del elemento de control (}2^.2^.1^).

La figura 4 muestra la distribución del coeficiente de presión sobre las superficies de los elementos del biplano. El eje x muestra los valores de cuerda del perfil y el eje y muestra el coeficiente de presión con el eje negativo dirigido hacia arriba. Las líneas marcadas con 1.1 corresponden a la distribución del coeficiente de presión ^{sobre la superficie de sustentación principal (}1^{), mientras que las líneas marcadas con} 1.2 ^{muestran el} coeficiente de presión sobre la superficie de sustentación secundaria (2). Las líneas continuas representan la presión sobre el extradós o lado de succión (1.3, 2.3) de las superficies de sustentación (1, 2), mientras que las líneas discontinuas representan el coeficiente de presión sobre las superficies inferiores del intradós o lado de presión (1.4, 2.4) de las superficies de sustentación (1,2).

En el ejemplo de realización mostrado, el coeficiente de sustentación es superior a 7.

La figura 7 muestra un mapa de líneas de corriente en una sección bidimensional, formado en base a los vectores de velocidad calculados en cada punto del campo de flujo de fluido.

La figura muestra el dispositivo hipersustentador (lama) (1.1.1) en el borde de ataque (1.1) de la superficie de ^{sustentación principal (}1^{) y el dispositivo hipersutentador (}1^.2^.2^{) en el borde de salida (}1^.2^{) que prolonga la} superficie del extradós (1.3) de la superficie de sustentación principal (1) con una forma que se curva suavemente hacia abajo. La figura muestra también el extremo (12) del borde de salida del dispositivo ^{hipersustentador (}1^.2^.2^).

Como puede verse en las figuras, la superficie de sustentación secundaria (2) se encuentra sumergida dentro el flujo que atraviesa el plano de la hélice (10). Se pueden observar las deflexiones de los elementos de control ^{de flujo (}2^.2^.1^, 2^.1^.1^{) de dicha superficie (}2^{) sobre la superficie de sustentación secuendaria.}

En el ejemplo de realización mostrado, el diámetro de la hélice (10) es igual a aproximadamente un 65% de la ^{cuerda de la superficie de sustentación principal (}1^{), sin tener en cuenta el dispositivo hipersustentador (}1^.2^.2⁾ del borde de salida (1.2). La situación de la superficie de sustentación secundaria (2) en cuanto a altura vertical ^{con respecto a la superficie de sustentación principal (}1^{) es superior a la mitad del diámetro de la hélice (}10^), es decir, aproximadamente dos tercios del diámetro de la hélice (10). La cuerda de la superficie de sustentación ^{secundaria (}2^{) es igual a aproximadamente un 80% de la cuerda de la superficie de sustentación principal (}1^{), sin tener en cuenta el dispositivo hipersustentador (}1^.2^.2^{) del borde de salida (}1^.2^).

La configuración y situación propulsiva y angular con la que se ha calculado el campo del flujo de fluido, se corresponden con la sustentación máxima, lo que se puede deducir del hecho de que el punto de estancamiento ^{delantero se ha desplazado hacia el extremo (}12^{) del borde de salida del dispositivo hipersustentador (}1^.2^.2^{) de borde de salida (}1^.2^).

Cualquier incremento de circulación aerodinámica a partir de este punto de estancamiento tendrá como efecto que el punto de estancamiento abandone el cuerpo moviéndose aguas abajo a lo largo del chorro que sube ^{por el canal entre las superficies de sustentación (}1^, 2^{), lo que representa una situación de inestabilidad física} que resultaría en la aparición de fuerzas oscilatorias.

El cálculo se ha realizado a 20 m/s y el coeficiente de sustentación supera el valor Cl=17.

^{La figura} 8 ^{muestra una vista esquemática en perspectiva de un ejemplo de realización de una aeronave de} despegue y aterrizaje cortos que comprende un ejemplo de realización de un sistema activo hipersustentador.

La configuración aerodinámica de este vehículo consiste en dos alas de biplano dispuestas en tándem con diferente alargamiento.

^{Puede observarse que dispone de un total de dieciséis elementos de propulsión motorizados (}6^{, 10), cuatro de los cuales están dispuestos sobre la superficie de sustentación principal (}1^{) delantera del biplano y doce sobre la superficie de sustentación principal (}1^{) trasera del biplano.}

Claims (14)

1. REIVINDICACIONES

   1 Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, que comprende:

   ^{- un ala de biplano que comprende una superficie de sustentación principal (}1^{) y una superficie de sustentación secundaria (}2^{), comprendiendo cada una de las superficies de sustentación (}1^, 2^{) un borde de ataque (}1^.1^, 2.1), un borde de salida (1.2, 2.2), un extradós (1.3, 2.3) y un intradós (1.4, 2.4) y donde:

   • el extradós (1.3) de la superficie de sustentación principal (1) está dispuesto enfrentado al intradós (2.4) ^{de la superficie de sustentación secundaria (}2^),

   ^{• la superficie de sustentación principal (}1^{) comprende un dispositivo hipersustentador (}1^.2^.2^{) localizado} en el borde de salida (1.2) y que comprende una superficie que se curva hacia el intradós (1.4) de dicha ^{superficie de sustentación principal (}1^{) a lo largo de la dirección de la cuerda de la superficie de sustentación principal (}1^),

   ^{• la superficie de sustentación secundaria (}2^{) comprende un elemento articulado de control de flujo (}2^.2^.1^{) localizado en el borde de salida (}2^.2^{) y adaptado para girar alrededor de un eje charnela situado a lo largo de la dirección de la envergadura de la superficie de sustentación secundaria (}2^),

   ^{- un conjunto de uno o más elementos de propulsión motorizados (}6^, 10^{), donde cada elemento de propulsión motorizado comprende un motor (}6^{) y una hélice (10) y está situado por encima del extradós (1.3) de la superficie de sustentación principal (}1^{), aguas arriba del borde de ataque de la superficie de sustentación secundaria (}2^{) de modo que la superficie de sustentación secundaria (}2^{) está configurada para estar sumergida en la estela de las hélices (}10^),

   ^{caracterizado por que cada elemento de propulsión motorizado (}6^, 10^{) está situado aguas abajo del borde de ataque (}1^.1^{) de la superficie de sustentación principal (}1^).
2. 2. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según la reivindicación 1, ^{caracterizado por que el dispositivo hipersustentador (}1^.2^.2^{) del borde de salida (}1^.2^{) de la superficie de sustentación principal (}1^{) está configurado para ser móvil entre una primera posición extendida en la que está} activo y una segunda posición en la que está retraído e inactivo.
3. 3. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de ^{las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el borde de ataque (}1^.1^{) de la superficie de sustentación} principal (1) comprende una forma curvada hacia el intradós (1.4) de la superficie de sustentación principal (1).
4. 4. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de ^{las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que la superficie de sustentación principal (}1^{) comprende adicionalmente un dispositivo hipersustentador (}1^.1^.1^{) localizado en el borde de ataque (}1^.1^).
5. 5. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según la reivindicación 4, ^{caracterizado por que el dispositivo hipersustentador (}1^.1^.1^{) situado en el borde de ataque (}1^.1^{) de la superficie de sustentación principal (}1^{) es ranurado y móvil entre una primera posición extendida en la que se forma una ranura entre el dispositivo hipersustentador (}1^.1^.1^{) y la superficie de sustentación principal (}1^{), conectando} dicha ranura el intradós (1.4) y el extradós (1.3), y una segunda posición en la que el elemento de control de ^{flujo (}1^.1^.1^{) está retraído sobre la superficie de sustentación principal (}1^{) y dicha ranura no está presente.}
6. 6^{. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que la superficie de sustentación principal (}1^{) comprende un elemento de control de flujo (}1^.2^.1^{) articulado localizado en el borde de salida (}1^.2^{) aguas arriba del dispositivo hipersustentador (}1^.2^.2^{) y adaptado para girar alrededor de un eje charnela situado a lo largo de la dirección de envergadura de la superficie de sustentación principal (}1^).
7. 7. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de ^{las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que la superficie de sustentación secundaria (}2^{) comprende un elemento de control de flujo (}2^.1^.1^{) articulado localizado en el borde de ataque (}2^.1^{) adaptado para girar} alrededor de un eje charnela localizado a lo largo de la dirección de envergadura de la superficie de ^{sustentación secundaria (}2^).
8. 8^{. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que los elementos de propulsión motorizados (}6^, 10^{) se} distribuyen a lo largo de toda la envergadura del ala del biplano, o por encima de ciertas secciones de la misma, en una o más filas, solapadas o no, por encima del extradós (1.3) de la superficie de sustentación principal (1).
9. 9. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de ^{las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el plano o los planos que contienen las hélices (}10^{) de los elementos de propulsión motorizados (}6^{, 10) están situados entre el 25% y el 50% de la cuerda de la superficie de sustentación principal (}1^).
10. 10^{. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el diámetro de las hélices (}10^{) es igual a} aproximadamente entre el 40% y el 75% de la longitud de la cuerda de la superficie de sustentación principal ⁽1^).
11. 11. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de ^{las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que la superficie de sustentación principal (}1^{) y la superficie} de sustentación secundaria (2) están unidas mediante al menos un pilón (3).
12. 12.- Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según la reivindicación 11 ^{, caracterizado por que los elementos de propulsión motorizados (}6^, 10^{) están unidos a la superficie de sustentación principal (}1^{), o a la superficie de sustentación secundaria (}2^{), o a ambas (}1^, 2^{) mediante pilones} (3).
13. 13. - Sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, según una cualquiera de ^{las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el motor (}6^{) de cada elemento de propulsión motorizado (}6^, 10^{) comprende un eje longitudinal (}11^{), estando configurado cada eje longitudinal (}11^{) y la cuerda de la} superficie de sustentación principal (1) para formar un ángulo de entre 5 grados y 10 grados.
14. 14. - Aeronaves de despegue y aterrizaje cortos, caracterizado por que comprende un sistema activo hipersustentador para aeronaves de despegue y aterrizaje cortos según una cualquiera de las reivindicaciones ^anteriores.