ES2590656T3

ES2590656T3 - Configuración de avión

Info

Publication number: ES2590656T3
Application number: ES14004141.9T
Authority: ES
Inventors: Stefan STÜCKL; Jan VAN TOOR
Original assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2013-12-11
Filing date: 2014-12-09
Publication date: 2016-11-23
Anticipated expiration: 2034-12-09
Also published as: DE102013020601B4; US20150183518A1; EP2883792B1; DE102013020601A1; US9884682B2; EP2883792A1

Abstract

Aeronave (1) con una configuración de alas en tándem y al menos dos grupos propulsores (5, 6) situados en la parte superior de la superficie alar posterior (4), caracterizada por que la aeronave (1) presenta un fuselaje único (2) y la configuración de alas en tándem presenta dos alas separadas, de tal manera que ambas superficies alares (3, 4) adoptan la forma de ala trapezoidal con un alargamiento dentro de un rango mayor o igual que 12 y menor o igual que 25.

Description

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La invencion hace referenda a una aeronave, en especial un avion de pasajeros o de carga, con un unico fuselaje.

Para este tipo de aviones se conocen diversas configuraciones adaptadas al desarrollo actual de la tecnica. Actualmente, los aviones de pasajeros presentan la configuracion tipo dragon, es decir, un fuselaje con un ala principal y un pequeno estabilizador horizontal en la cola, como variante mas comun. En este caso, la superficie del ala principal o perfil alar es a traves de la que se genera la fuerza de sustentacion suficiente para todo el avion, el estabilizador horizontal sirve solo para la estabilizacion, esto es, genera habitualmente un empuje descendente. El punto neutro de la aeronave se situa detras del centro de gravedad del avion, de manera que se garantiza un vuelo mecanicamente estable.

Tambien es sabido que la calidad aerodinamica de una aeronave afecta sustancialmente a su consumo de combustible y su alcance. En este caso, la resistencia inducida desempena una funcion importante en la aerodinamica. Los principales factores que influyen en la resistencia inducida (Cd,i) de un avion son esencialmente la distribucion de sustentacion en el ala (e) y su alargamiento (AR), como se aprecia en la aproximacion cuadratica de sobra conocida (GI.1):

Cv,,=-

1

-Ci

7E4Re

Una distribucion de sustentacion elfptica representa aquf el optimo teorico, que practicamente se consigue en los aviones actuales con ciertas limitaciones (e “ 0,8). Sin embargo, se imponen lfmites naturales al alargamiento del ala, condicionados por aspectos estructurales, en especial el momento flector en la rafz del ala, y restricciones en la envergadura, sobre todo por los requisitos del operador del aeropuerto. El alargamiento adimensional de ala (AR) se situa tfpicamente en torno a 8 - 12.

La patente US 2013/0264428 A1 da a conocer un metodo para acoplar un primer fuselaje de un modulo de accionamiento de un avion con un segundo fuselaje de un modulo de transporte y un avion modular que implementa este metodo. En este caso, el modulo de accionamiento presenta una configuracion de ala cerrada o boxwing con un ala delantera en flecha hacia detras, y un ala posterior con disposicion en V en flecha hacia delante, con las dos alas conectadas entre si en sus extremos, dotados de winglets. El modulo de accionamiento incorpora dos motores de reaccion segun US 2013/0264428 A1, situados a izquierda y derecha del fuselaje respectivamente en el ala posterior. La cabina situada en la parte posterior del fuselaje del modulo de accionamiento permite solo una visibilidad bastante reducida para el piloto y dificulta las maniobras de aproximacion para aterrizaje por la cercanfa a la cabina de la superficie alar delantera.

La patente US 2006/0151666 A1 presenta una aeronave VTOL con componentes de empuje y control distribuidos. A continuacion se describe una disposicion de alas en tandem, con al menos un ala en flecha delantera y un alargamiento menor de 10. Hay cuatro grupos propulsores para vuelo hacia delante dispuestos en aletas verticales, que se encuentran en los extremos de la superficie alar posterior.

La patente US 2008/0001025 A1 presenta un avion anfibio no tripulado con despegue y aterrizaje mediante control remoto, con alas en tandem, conectadas por dos fuselajes flotador. El avion se acciona mediante dos grupos propulsores dispuestos sucesivamente, con un primer motor situado en la superficie alar delantera y un segundo motor en la superficie alar posterior. Las superficies alares, disenadas como alas rectangulares, tienen un alargamiento cercano a 9.

La patente US 2011/0180660 A1 presenta una aeronave con un solo fuselaje y una configuracion de ala cerrada o boxwing, dotada de ala delantera en forma de flecha hacia detras con una envergadura muy superior a la del ala posterior con disposicion en V en forma de flecha hacia delante, de manera que el ala posterior esta conectada directamente con el ala delantera por sus extremos, equipados con winglets. En este caso, al menos el ala posterior de las dos alas en punta, en la que se montan ambos grupos propulsores, presenta un alargamiento proximo a 6,5.

La patente FR 510306 de 1920 presenta una aeronave para vuelos de larga distancia. Aquf hay tres conjuntos de ala de dos pisos, esto es, seis superficies alares, dispuestas sucesivamente a lo lardo de un fuselaje. En el par de alas posteriores se indica la existencia de dos grupos propulsores. Las superficies alares estan disenadas como alas rectangulares, y el alargamiento de los pares de alas se situa entre 3,8 y 6,5 aproximadamente.

La patente FR 682950 de 1929 presenta un hidroavion de gran rendimiento y alas escalonadas. La Figura 4 muestra un avion de doble fuselaje con tres conjuntos de superficies alares dispuestos sucesivamente, a saber, una disposicion de dos pisos, una disposicion de un piso y otra una disposicion de dos pisos; en esta ultima se

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disponen cuatro elementos de propulsion. Las superficies alares estan disenadas como alas rectangulares con un alargamiento de entre 5 y 7 aproximadamente.

Por todo ello, el proposito de la invencion es solventar los inconvenientes de las soluciones conocidas de la tecnica y facilitar una configuracion de avion mejorada, con mayor aerodinamica, a saber, con una resistencia inducida menor. Asimismo, la invencion facilita un concepto de aeronave eficiente en el aprovechamiento de los recursos y respetuosa con el medio ambiente, lo que aumenta la aceptacion de estas aeronaves entre la poblacion.

Este proposito se consigue mediante una aeronave con las caracterfsticas de la reivindicacion 1. Se especifican desarrollos y perfeccionamientos ventajosos de la invencion en las reivindicaciones dependientes.

La aeronave de acuerdo con la invencion incorpora una configuracion de alas en tandem, donde la superficie de ala necesaria se distribuye en dos alas independientes. Si los aspectos estructurales no presentan ninguna limitacion, con la misma envergadura puede duplicarse el alargamiento de las alas en comparacion con la configuracion tipo dragon convencional, lo que se traduce en una disminucion a la mitad de la resistencia inducida, segun la ecuacion 1. Ademas, se logra la integracion del accionamiento en el ala posterior, lo que conlleva ventajas adicionales.

Aunque se conocen proyectos de alas en tandem conforme al estado actual de la tecnica dentro del ambito de la aviacion comercial con configuraciones de doble fuselaje, como se aprecia por ejemplo en las patentes US 4,165,058 y US 2010/0044521 A1, estos difieren en numerosos aspectos de la presente invencion.

En la patente US 4.165.058 hay dos alas rectangulares sucesivas dispuestas de tal manera que el ala delantera esta sujeta la parte inferior del fuselaje, casi como un avion de ala baja, y el ala posterior esta sujeta a los timones de direccion dispuestos en la parte superior del fuselaje, casi como un avion de ala alta. La envergadura de las dos alas rectangulares es identica. Los grupos propulsores descansan detras del ala delantera, ya sea en la cara del tubo de fuselaje mirando hacia el otro fuselaje o bien en la cola del estabilizador lateral o bajo la superficie alar posterior.

En la patente US 2010/0044521 A1 estan presentes dos tubos de fuselaje independientes conectados por alas en flecha invertida en tandem. El ala delantera dispuesta en la parte inferior del fuselaje tiene mayor envergadura que el ala posterior dispuesta en la parte superior del fuselaje. La propulsion se consigue mediante grupos propulsores situados en el ala posterior, entre ambos fuselajes.

Con todo, estas configuraciones de doble fuselaje tienen el inconveniente de una peor maniobrabilidad durante el vuelo y en tierra. Los pilotos tienen una visibilidad reducida y maniobran mal el avion en la pista. A esto cabe anadir que las terminales aeroportuarias actuales no son aptas para la carga y descarga de aviones de doble fuselaje.

Una aeronave conforme a la invencion, en especial un avion de pasajeros o de carga, con un unico fuselaje, presenta una disposicion de alas en tandem y al menos dos grupos propulsores dispuestos en la parte superior de la superficie alar posterior. La configuracion de las alas conforme a la invencion, a modo de dos alas trapezoidales separadas, con un alargamiento en un rango mayor o igual a 12 y menor o igual a 25 puede reducir a la mitad la resistencia inducida y reducir el momento flector en la rafz del ala, contrarrestando asf la limitacion estructural del alargamiento alar. Otro efecto positivo de la configuracion conforme a la invencion es que ambas alas asumen la funcion de estabilizador horizontal. De este modo se ahorra en resistencia y peso del estabilizador horizontal y se evita el empuje hacia abajo que se genera habitualmente. En las superficies alares, el flujo laminar no se ve alterado por las helices ni por una corriente de salida, de manera que con el consiguiente perfilado o mediante otros medios tecnicos se logra un flujo laminar con una escasa resistencia de friccion.

Un perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve que ambas superficies alares del conjunto de alas en tandem esten separadas verticalmente en la direccion del eje vertical. De este modo se mejora el flujo de la superficie alar posterior en la direccion de vuelo.

Otro perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve que la superficie alar delantera este sujeta a la parte superior del fuselaje, mientras que la superficie alar posterior esta sujeta a la parte inferior del fuselaje. De este modo, el ala posterior recibe un flujo optimo porque la corriente de aire de la superficie alar delantera se orienta ligeramente hacia abajo desde el borde posterior del ala.

Un perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve que la superficie alar posterior tenga mayor envergadura que la superficie alar delantera. Asf es posible integrar los grupos propulsores mas facilmente en la superficie alar posterior.

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Un perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve que la distribucion de sustentacion entre la sustentacion de la superficie alar delantera y la sustentacion de la superficie alar posterior se aproxime a 45:55, preferiblemente 50:50.

Un perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve que un mfnimo de dos grupos propulsores esten dispuestos en pilones sobre la parte superior de la superficie alar posterior en la direccion de vuelo. Como unidades de propulsion se pueden disponer motores de combustion convencionales con carburante y helice o motores hfbridos con accionamiento electrico adicional, generador y baterfa, o bien un motor electrico puro. Una disposicion asf en la parte superior de la superficie alar reduce la emision de ruidos hacia abajo, lo que incrementa notablemente la compatibilidad medioambiental de la configuracion de aeronave conforme a la invencion. Los pilones en seccion transversal pueden adoptar la forma de un perfil de flujo simetrico y generar, en consecuencia, superficies de estabilizacion adicionales.

Otro perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve que en la cola del fuselaje del avion haya un grupo propulsor adicional. Es posible instalar otro sistema de helice opcionalmente en la cola del fuselaje, para conseguir el efecto de aceleracion de la capa lfmite tambien mediante aceleracion de la capa lfmite en el fuselaje. Debido a su escasa necesidad de espacio se utiliza preferentemente un motor electrico, que se puede integrar facilmente en el cono de cola del contorno del fuselaje.

Ademas, un perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve un sistema de helice como unidad propulsora, que incorpore por ejemplo una helice de empuje. Las helices se pueden montar al final del grupo motopropulsor como helice de empuje, es decir, la denominada Pusher Propeller. Asf existe la posibilidad de aumentar la eficiencia de impulso mediante la aceleracion de capa lfmite en las superficies alares.

Otro perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve que haya tubos de alojamiento extensibles entre las dos superficies alares. Asf, ambas alas o superficies alares pueden estar conectadas por medio de dos tubos de alojamiento cilfndricos en paralelo al fuselaje y al eje longitudinal del avion, con motores convencionales electricos hfbridos o totalmente electricos. De este modo se reduce el momento flector en la rafz del ala, por lo que el diseno de la estructura de las alas puede ser mas sencillo. Los tubos de alojamiento pueden conectarse en la parte inferior de la superficie alar delantera y mediante pilones con la superficie alar posterior. Los tubos de alojamiento pueden configurarse de modo ventajoso para que gracias a su buena accesibilidad desde el suelo, las baterfas se pueden desmontar y sustituir de manera sencilla y rapida con un mecanismo de elevacion. Los tubos de alojamiento tambien pueden configurarse de tal modo que puedan colocarse baterfas o elementos acumuladores en forma de tubo cilfndrico, fijados en una estructura de soporte, por ejemplo un perfil de soporte, que se extienda entre el ala delantera y el ala posterior. Asf, los tubos de alojamiento se podrfan construir con muchos de estos elementos acumuladores, alineados sucesivamente en el perfil de soporte. Finalmente, la ubicacion del combustible y de las baterfas fuera del fuselaje con la cabina de pasajeros ofrece seguridad adicional a los pasajeros en caso de incendio o de aterrizaje de emergencia.

Otro perfeccionamiento ventajoso de la invencion preve una aeronave disenada con un punto neutro inestable, para conseguir un elemento de salida perturbador como sucede en los aviones convencionales con el timon de profundidad, y alcanzar una distribucion de superficies y de sustentacion mas o menos uniforme entre ambas alas. Existe un dispositivo de control de vuelo automatico, por ejemplo en forma de software de regulacion para regular los respectivos actuadores, y dotar a la aeronave de estabilidad artificial. En este caso, los actuadores sirven para accionar superficies de mando, tales como timones y flaps. Estos controles para configuraciones de vuelo mecanicamente inestables se conocen ya en la aviacion militar. Para terminar, la aeronave se puede disenar, preferiblemente, como avion tripulado de pasajeros o de carga.

Otras medidas que mejoran la invencion se presentan a continuacion con mas detalle, junto con una descripcion del ejemplo de realizacion preferente, mediante figuras. Se muestran:

Figura 1 Vista superior esquematica de una primera realizacion basada en la invencion, una configuracion de la aeronave;

Figura 2 Vista de seccion a lo largo de la lfnea de corte II - II segun la Figura 1;

Figura 3 Vista superior esquematica de una segunda realizacion basada en la invencion, una configuracion de la aeronave;

Figura 4 Vista isometrica de la configuracion de la aeronave segun la Figura 3;

Figura 5 Vista superior esquematica de una tercera realizacion basada en la invencion, una configuracion de la aeronave.

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En las figuras representadas, los componentes identicos o similares se marcan con los mismos numeros de referencia. Las indicaciones de direccion aluden, si no se indica lo contrario, a los ejes de la aeronave, a saber, eje longitudinal L, eje transversal Q y eje vertical H.

Las figuras 1 y 2 muestran una primera realizacion basada en la invencion de una configuracion de aeronave 1 con un fuselaje tubular alargado 2, con una superficie alar delantera 3 y una superficie alar posterior 4. Asimismo, la superficie alar posterior 4 incorpora dos grupos propulsores 5, 6 dispuestos a izquierda y derecha del fuselaje 2 respectivamente. Los grupos propulsores cuentan con helices de empuje 7, 8. En la cola de la aeronave 1 hay un estabilizador lateral 9 y un aleron 10.

La superficie alar delantera 3 presenta una envergadura menor que la superficie alar posterior 4. El alargamiento de la superficie alar delantera 3 en el presente ejemplo de realizacion es 16, mientras que el alargamiento de la superficie alar posterior es 18. La relacion de sustentacion de la superficie alar delantera respecto a la superficie alar posterior 4 se aproxima a 45:55. Debido al gran alargamiento, la cuerda del ala es baja en comparacion con los aviones convencionales. El diseno de la estructura de las alas puede ser mas sencillo.

Por lo demas, se puede utilizar un ala trapezoidal multiple sin flecha, tal y como se ilustra en las figuras adjuntas. Cada una de las superficies alares 3, 4 puede incluir elementos de control no mostrados, tales como elevadores, timones y flaps. Las propias alas pueden ser de plastico reforzado con fibra de vidrio, en particular, con fibras de carbono. La utilizacion de estos materiales permite perfiles laminares.

La superficie alar delantera 3 en direccion de vuelo F y la superficie alar posterior 4 estan separadas verticalmente en la presente realizacion, es decir, en direccion del eje vertical. En este caso, la superficie alar delantera 3 se situa en la parte superior del fuselaje 2, casi en forma de monoplano de ala alta. La superficie alar posterior 4 se dispone en forma de monoplano de ala baja en la parte inferior del fuselaje 2. La proporcion entre la separacion vertical h de las superficies alares y la separacion de las superficies alares 3, 4 en direccion del eje longitudinal puede ser de 1:5 aproximadamente.

Los grupos propulsores 5, 6 se pueden disenar en este primer ejemplo de realizacion como turbopropulsores convencionales de queroseno, aunque tambien es posible utilizar pilas de combustible, motores hfbridos y electricos puros. Como el rango de velocidad para esta configuracion de aeronave es < Mach 0,6, el empuje especffico, al igual que en los motores de turbohelice en general, se puede mantener en un intervalo bajo. Teniendo en cuenta la menor cuerda del ala y el rango de velocidad seleccionado, puede utilizarse un perfil alar alrededor del que circule un flujo laminar.

Dado que en la configuracion de aeronave conforme a la invencion el punto neutro se encuentra delante del centro de gravedad, el avion es inestable. Para mantener la aeronave en posicion estable, se ha previsto una regulacion de vuelo electronica.

En las figuras 3 y 4 se muestra una segunda realizacion ventajosa. La segunda realizacion se diferencia de la primera unicamente en que aquf se disponen unas carcasas cilfndricas 13, 14 a izquierda y derecha del fuselaje, y se utilizan dos grupos propulsores electricos 5, 6. En lo restante, son aplicables las explicaciones de la primera realizacion. Las carcasas 13, 14 se extienden, tal y como se recalca en especial en la figura 4, entre la superficie alar delantera 3 y la superficie alar posterior 4. En este caso, las carcasas 13, 14 estan sujetas a la parte inferior de la superficie alar delantera 3. En la superficie alar posterior 4, las carcasas 13, 14 se introducen en el revestimiento del grupo propulsor 5, 6 y estan conectadas con el mediante pilones 11, 12 situados en la parte superior de la superficie alar posterior 4. No obstante, las carcasas tambien se pueden colocar debajo, arriba o al lado del revestimiento del grupo propulsor 5, 6.

Las carcasas 13, 14 poseen suficiente resistencia y rigidez para evitar vibraciones y aleteos. Por otro lado, las baterfas situadas en las carcasas 13, 14 pueden sacarse de las carcasas y cambiarse facilmente a traves de contenedores de baterfas accesibles desde abajo.

Para terminar, la figura 5 muestra una tercera realizacion ventajosa que se distingue de la segunda realizacion arriba descrita en que existe un tercer grupo propulsor 15 con una helice 16 en la cola del fuselaje 2. En este caso la unidad se dispone de tal modo que el eje de la helice emerge por el cono de la cola. Gracias a la corriente de aire del grupo propulsor 15 dotado tambien de una helice de empuje 16 situada en el centro de la parte trasera del fuselaje, se puede lograr una aceleracion de la capa lfmite en la zona trasera del fuselaje 2. Esto contribuye, ademas, a mejorar de las caracterfsticas aerodinamicas y la eficiencia de impulso de la configuracion de aeronave propuesta. En lo restante se hace referencia a las explicaciones anteriores de la primera y la segunda realizacion.

La invencion no se limita en su realizacion a los ejemplos de realizacion preferente aquf especificados. Mas bien son concebibles un numero de variantes que hacen uso de la solucion expuesta en las reivindicaciones de

patente, incluso con otras formas de realizacion. Todas las combinaciones tecnicamente posibles de los ejemplos de realizacion antedichos estan englobadas expresamente en esta divulgacion. Por ejemplo, los diametros de las helices podrfan disenarse mas pequenos y estas helices quedarfan cerradas. Asimismo, la superficie alar podrfa tener winglets en los extremos de las alas.

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REIVINDICACIONES

1. Aeronave (1) con una configuracion de alas en tandem y al menos dos grupos propulsores (5, 6) situados en la parte superior de la superficie alar posterior (4), caracterizada por que la aeronave (1) presenta un fuselaje unico (2) y la configuracion de alas en tandem presenta dos alas separadas, de tal manera que ambas superficies alares (3, 4) adoptan la forma de ala trapezoidal con un alargamiento dentro de un rango mayor o igual que 12 y menor o igual que 25.
2. Aeronave (1) segun la reivindicacion 1, en la que las dos superficies alares (3, 4) de la configuracion de alas en tandem estan separadas verticalmente en la direccion del eje vertical.
3. Aeronave (1) segun la reivindicacion 1 o 2, en la que la superficie alar delantera (3) esta sujeta a la parte superior del fuselaje, mientras que la superficie alar posterior (4) esta sujeta a la parte inferior del fuselaje.
4. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, en la que la superficie alar posterior (4) presenta una envergadura mayor que la superficie alar delantera (3).
5. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, en la que la distribucion de sustentacion entre la sustentacion de la superficie alar delantera (3) y la superficie alar posterior (4) se aproxima a 45:55, preferiblemente 50:50.
6. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, dotada de un grupo propulsor electrico hfbrido o exclusivamente electrico (5, 6, 15).
7. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, en la que al menos dos grupos propulsores (5, 6) estan colocados sobre pilones (11, 12) en la parte superior de las superficies alares.
8. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, en la que se ha previsto un grupo propulsor suplementario (15) en la cola del fuselaje (2).
9. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, en la que el grupo propulsor (5, 6, 15) es un motor de helice.
10. Aeronave (1) segun la reivindicacion 9, en la que el motor de helice presenta helices de empuje (7, 8, 16).
11. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, en la que se disponen tubos de alojamiento extensibles (13, 14) entre ambas superficies alares (3, 4).
12. Aeronave (1) segun las reivindicaciones 7 y 11, en la que los tubos de alojamiento (13, 14) de la parte inferior de la superficie alar delantera (3) estan conectados a la superficie alar posterior (4) a traves de los pilones (11, 12).
13. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, en la que la aeronave (1) esta disenada para tener una posicion de punto neutro inestable.
14. Aeronave (1) segun la reivindicacion 13, en la que se proporciona un dispositivo de control de vuelo para generar una estabilidad artificial.
15. Aeronave (1) segun una de las reivindicaciones anteriores, en la que la aeronave es un avion tripulado de pasajeros o de carga.